平尾損傷計算中特征載荷的算法研究

王玉合，吳艷霞，寧 遠

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

0 引言

在直升機研制階段，通過載荷試飛工作對直升機各主要部件的真實載荷情況進行驗證。為保障試飛安全，試飛過程中需要不斷評估并統計直升機各主要部件的疲勞損傷情況，當疲勞損傷累積達到100%時更換相應部件。根據直升機的結構特點，通常對主要承受高周疲勞載荷的直升機動部件進行疲勞損傷累計工作，而機體結構以低周疲勞載荷為主，不作為損傷累計工作對象。

直升機平尾也稱之為水平安定面，用來改善直升機的縱向穩定性，是直升機機身結構的主要部件之一，以承受飛行狀態改變和地-空-地循環形成的低周疲勞載荷為主[1]。然而，近幾年來，在我國多個型號直升機的研制試飛過程中，發現平尾存在高頻振動與耦合載荷。受主、尾槳的尾流影響，平尾所處的氣流環境十分復雜，對平尾動載荷的計算評估以及疲勞強度分析工作造成較大的技術困難[2]。至此，直升機平尾的高周疲勞問題成為了直升機疲勞強度工作的一個難點，并得到廣泛的關注。在研制試飛階段，平尾疲勞損傷累計分析也成為保障試飛安全的一項日常工作。

某型機外場試飛開展3個月后，平尾損傷累積達到60%。根據已有經驗，短時間產生如此大的累計損傷，這一結果的真實性值得懷疑。通過對平尾載荷測試剖面的數據分析，結合平尾結構的受載形式，發現原平尾外場損傷累計方法過于保守。在保障外場飛行安全的基礎上，為了得到更真實準確的平尾損傷情況，本文根據平尾結構的受載形式，提出了一種平尾特征載荷的新算法，用此特征載荷快速計算平尾損傷更準確合理。

1 平尾載荷測試方法與數據分析

某型機平尾為對稱設計，如圖1所示，通過中心處的兩組前接頭與一組上接頭固定在機體垂尾上。

主要載荷包括沿航向方向的阻力載荷Fx以及垂直平尾方向的升力載荷Fz。載荷測試中，在左、右平尾兩側靠近前接頭剖面布置應變片，并組橋測量由升力產生的彎矩Mx以及由阻力產生的彎矩Mz，如圖2所示。

通過平尾載荷實測數據分析平尾受載形式：左、右平尾的彎矩Mx、Mz主要相位相差約180°，平尾振動測試數據也表明平尾在阻力方向以及升力方向均存在反對稱模態；平尾彎矩Mx的頻率成分為21.5Hz，彎矩Mz含多種頻率成分，以21.5Hz為主。

圖1 平尾結構及貼片位置示意圖

圖2 平尾實測載荷時域數據圖

平尾結構薄弱部位在于平尾前接頭及相關連接部件，其特征載荷為前接頭連接螺栓力。由于大尺寸平尾受分布氣動載荷產生的彎矩Mx、Mz均通過前接頭傳遞給機體，而反相位載荷使跨度較小的平尾前接頭及相關連接部件承受較大支反力，即特征載荷螺栓力。

假設單側平尾蒙皮上承受的氣動載荷均勻分布，按雙支點外伸梁分析。

平尾中心擺振彎矩：

Mz0(i)=K1×Mzr(i)-K1×Mz1(i)

(1)

平尾中心航向載荷：

Fx0(i)=K2×Mzr(i)+K2×Mzl(i)

(3)

(4)

(5)

Fxr(i)=Fx(0)-Fxl(i)=

(6)

注：a—氣動力中心作點距離；L—彎矩應變片位置；l—平尾左右前接頭距離；Mzr(i)—右平尾測試剖面擺振彎矩；Mzl(i)—左平尾測試剖面擺振彎矩；Fxr(i)—左側平尾前接頭連接螺栓力(航向方向)；Fxl(i)——右側平尾前接頭連接螺栓力(航向方向)。

同理，平尾前接頭連接螺栓力(升力方向)的公式如下：

(7)

(8)

平尾前接頭連接螺栓合力：

(9)

(10)

(11)

即特征載荷螺栓力可簡化為：

(12)

(13)

2 損傷累計方法

2.1 損傷計算方法介紹

旋翼部件根據每個旋轉周期中動載荷及其出現的頻率進行損傷計算。對單個特殊載荷，旋翼每旋轉一周后采集一次方位角信號，在兩次方位角信號內，識別最大值Smax與最小值Smin(如圖3)，則動載荷為(Smax-Smin)/2。

圖3 時域數據示例圖

部件的損傷計算公式[3]：

(14)

式中：D—總損傷累計值；Ni—在第i級動載荷作用下的循環次數，即S-N曲線上的對應循環次數；ni—第i級動載荷作用下的實際循環次數。

2.2 簡化特征載荷損傷計算

平尾采用簡化特征載荷進行損傷計算，其方法與旋翼部件類似，且相對簡單：僅需將4個載荷測試通道(左、右平尾彎矩Mx、Mz)各自進行數據處理，取出最大彎矩動載，并按公式(12)、(13)進行(14)式損傷計算。

2.3 特征載荷改進后損傷計算

采用簡化特征載荷可能造成平尾損傷計算結果偏大，但若對平尾特征載荷考慮螺栓真實受載情況，須采用公式(1)-(8)計算平尾前接頭連接螺栓力。而公式(9)、(10)則表明平尾前接頭連接螺栓力合成載荷在運算后，其相位出現的均為正值，顯然與真實的載荷情況不符。為得到更真實的合成彎矩，有如下兩種處理方法：

a)將彎矩Mx差值的符號賦給合成彎矩

其中，

存在的問題是：當平尾總彎矩Mx的絕對值小于平尾總彎矩Mz的絕對值時，擺振彎矩相位變化無法體現，出現失真。

b)將彎矩Mx差與彎矩Mz差中較大的一項符號賦給合成彎矩

其中，

兩種數據處理方法結果基本一致，僅在部分彎矩Mx差值小于彎矩Mz差值時，波形方向相反，根據對數據圖形(圖4所示)的分析，方法b更佳。

圖4 a)方法處理結果(點)，b)方法處理結果(線)

將處理完成的數據進行靜動分離，根據結構或材料的S-N曲線與疲勞極限進行損傷計算。

2.4 對比分析

為驗證上述兩種特征載荷算法的差異，隨機選擇某型機三個架次的試飛數據進行損傷計算，表1為不同特征載荷算法下各架次的損傷計算對比情況。

表1 兩種平尾特征載荷算法下的損傷計算結果

分析：

1)采用平尾簡化特征載荷開展外場損傷計算工作相對簡單，計算快速，符合外場數據處理的特點，但是在數據處理中均采用最大動載，計算結果相對保守；特征載荷改進后損傷計算方法在兼顧外場數據處理特點的同時，大大提高了平尾損傷計算的準確性。

2)兩種損傷計算方法的差異越大，則說明左、右平尾載荷幅值差異較大，使得通過公式(11)得到的螺栓力過于偏離螺栓真實載荷。

3 結論

外場常用的損傷計算方法適用于特征載荷單一的部件，而平尾載荷受氣動干擾、耦合等因素影響，載荷較為復雜。采用常用的簡化特征載荷進行損傷計算雖然能提高計算效率，但由于過于保守，將導致平尾更換頻繁。

平尾特征載荷改進算法則從平尾結構受載形式出發，優化了平尾載荷實測數據的處理方法，得到了更為真實的平尾損傷。外場在完成3個月載荷試飛工作后，平尾損傷累計值由原來的60%左右下降到6%左右，該型機在未更換平尾結構的情況下，開展了后續20個月的試飛，并在例行檢查中未發現異常情況。

平尾特征載荷改進算法已經普遍用于外場平尾損傷計算，在保證了外場飛行安全的同時，也緩解了平尾更換壓力。