無人直升機主槳轂中央件疲勞試驗載荷調試技術

包 名，李大海，何 攀

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

0 引言

主槳轂中央件是無人直升機旋翼系統中的典型復雜動部件，也是重要的承力部件[1]。它一方面需要承擔自槳葉、柔性梁傳遞過來的離心力、揮舞彎矩和擺振彎矩，另一方面還要平衡來自自動傾斜器系統的變距拉桿載荷。在實際飛行工況中，中央件承載環境復雜，不僅受到高周振動載荷引起的高周疲勞，還要考慮空地載荷為主的低周疲勞[2]。在進行無人直升機中央件地面疲勞試驗時，因其承載復雜，數據測量點多，往往給試驗加載和調試造成較大困難。本文針對柔性梁假件和旋翼模擬軸上不同應變測量剖面揮舞彎矩相位差異問題，提出了一種適用于四支臂槳轂構型無人直升機中央件的疲勞試驗載荷調試方法。該方法主要原理為，在恒定的離心力作用下，反復調試施加在柔性梁假件上的揮舞力載荷和擺振力載荷，并結合數據采集系統實時采集柔性梁假件和旋翼模擬軸上各測量剖面的動態彎矩數值，插值計算出支臂對接面和槳轂中心的動態彎矩數值，再折算出相應的彎矩幅值并使其滿足試驗要求。以下簡稱該法為數值法(傳統方法是先計算出測量剖面實時采集點的彎矩幅值，然后用彎矩幅值插值計算出目標位置的彎矩幅值，下面簡稱該法為幅值法)。某新型無人直升機中央件疲勞試驗調試結果表明，提出的數值插值調試法可以有效解決柔性梁假件和旋翼模擬軸上測量剖面的相位差異問題，準確測量中央件支臂對接面彎矩和槳轂中心彎矩，保障無人直升機中央件在地面疲勞試驗中準確合理地受載，從而順利考核出中央件的疲勞性能，為其使用壽命評估和后續結構優化提供試驗依據。

1 中央件受力簡介

主槳轂中央件是無人直升機旋翼系統的關鍵動部件。實際飛行中，中央件受力復雜，主槳葉所作的揮舞運動、擺振運動以及離心運動可以將揮舞彎矩、擺振彎矩及槳轂中心彎矩通過柔性梁、袖套等部件沿某一既定的傳力路線將載荷傳遞給中央件，使中央件承受隨機復合載荷的作用。因此，中央件支臂對接面揮舞彎矩MB、擺振彎矩MT以及槳轂中心彎矩Mf等載荷將作為無人直升機主槳轂中央件的特征載荷在地面疲勞試驗中予以施加，如圖1。

如圖1所示，中央件與柔性梁假件對接面(或稱中央件支臂對接面)上的載荷在耳片中心位置，載荷坐標系為槳葉坐標系，包括以下載荷：

圖1 中央件承載示意圖

1) 離心力FC，靜載，槳葉坐標系X向為正；

2) 擺振彎矩MT，靜、動載，槳葉坐標系Y向為正；

3) 揮舞彎矩MB，靜、動載，槳葉坐標系Z向為正(右手坐標系法則)；

4) 槳轂中心彎矩Mf；

5) 升力FZ，沿槳轂中心軸線豎直向上；

6) 扭矩MZ，沿旋翼軸軸線逆時針旋轉。

如圖2所示，試驗時可考慮將槳轂中心載荷和中央件支臂對接面載荷等效分解到各柔性梁假件上進行揮舞力、擺振力和離心力加載，從而得到以下理論計算公式。

圖2 中央件單支臂加載示意圖

MBsi=FBsi×a,MBdi=FBdi×a

MTsi=FBsi×(a+b),

MTdi=FTdi×(a+b)i=1～4

(1)

Mf=2×(FBdixLs×sin(90°-A)+MBdi)

i=1～4

(2)

FZ=4×FBsi×cosAi=1～4

(3)

MZ=4×MTsi+4×Fc×L1i=1～4

(4)

其中，MBsi、MBdi、MTsi、MTdi與FBsi、FBdi、FTsi、FTdi分別表示中央件各支臂對接面的揮舞彎矩、擺振彎矩及需要施加在柔性梁假件上的揮舞力和擺振力；a和b分別表示揮舞力加載點到支臂對接面的距離及揮舞力和擺振力加載點之間距離，L0表示支臂對接面中心到槳轂中心的距離，L1表示離心力加載中心線與槳轂中心的偏置距離，A表示中央件支臂與槳葉連接處存在的安裝預錐角；Mf、MZ和FZ分別表示槳轂中心彎矩、靜態扭矩和靜態升力。

2 中央件疲勞試驗加載設計

2.1 試驗加載設計

在柔性梁假件的適當位置設計揮舞力、擺振力及離心力加載裝置施加揮舞力、擺振力和離心力載荷。施加恒定的離心力，同時不斷調試揮舞力和擺振力，使中央件支臂對接面和槳轂中心的彎矩載荷滿足加載和設計要求。試驗中試驗件所承受的彎矩可通過施加在柔性梁假件上的橫向剪力來實現。試驗加載裝置示意圖見圖3。

圖3 無人直升機中央件疲勞試驗加載裝置示意圖

2.2 載荷計算原理及調試方法

2.2.1 載荷計算原理

由于受中央件結構的空間和形狀限制，無法在支臂對接面和槳轂中心處布置彎矩測量片直接測量目標載荷，故可考慮在延伸出來的旋翼模擬軸和柔性梁假件上適當的剖面位置粘貼應變片，測量各剖面輸出彎矩，再將其結合最小二乘法插值計算出中央件支臂對接面和槳轂中心處的彎矩，并使其滿足試驗要求。

1)在柔性梁假件上選擇兩組剖面(如圖4中的剖面1和剖面2)，布置2組彎矩應變片。試驗時在揮舞加載面和擺振加載面分別施加揮舞力和擺振力(如圖4中Fb和Ft)，根據剖面1和剖面2的MB1和MT1、MB2和MT2的揮舞彎矩和擺振彎矩插值計算中央件支臂對接面的揮舞彎矩Mb和擺振彎矩Mt。支臂對接面彎矩計算原理圖見圖4。

圖4 支臂對接面彎矩計算原理圖

2)采用正交試驗設計方法的思路，在旋翼模擬軸上選擇兩組正交剖面(定義為0°和90°剖面)，每個剖面的不同位置處分別布置3組彎矩應變片。0°剖面的應變片分別為 B01、B03、B05，90°剖面的應變片分別為B02，B04，B06。當各個支臂加載的同類型載荷相同時，處在軸上同一位置處的應變值B01=B02，B03=B04，B05=B06，通過B01、B03、B05和B02、B04、B06兩組應變分別插值計算出兩個剖面的槳轂中心彎矩Mf。要求中央件兩剖面的槳轂中心彎矩不應有太大差異，載荷誤差在3%以內。槳轂中心彎矩計算原理圖如圖5所示。

圖5 槳轂中心彎矩計算原理圖

2.2.2 調試方法

揮舞力和擺振力加載是試驗調試技術的關鍵，尤其是加載力大小的控制以及加載點位置的準確布置，都會對中央件支臂對接面彎矩和槳轂中心的彎矩測量產生較大影響。因此，建議采用以下方法精準調試揮舞力和擺振力，使中央件關鍵剖面承載滿足試驗要求：

1)試驗中可在距離中央件支臂對接面適當的位置，分別施加揮舞理論計算剪力Fb0和擺振剪力Ft0進行加載調試。調試過程中，動載荷相位可按公式(5)和(6)施加[3]。

中央件各支臂動載荷相位依次相差90°。旋翼為俯視順時針旋轉，載荷施加時按俯視逆時針旋轉。4個支臂的動態擺振、揮舞彎矩按下述公式計算：

(5)

(6)

其中，MTdi、MBdi分別為中央件支臂對接面處的動態擺振、揮舞彎矩。

2)反復調節揮舞剪力Fb0和擺振剪力Ft0，并根據柔性梁假件和旋翼模擬軸上的載荷測量剖面的輸出彎矩插值計算出中央件支臂對接面和槳轂中心的實時動態載荷，使其滿足加載和設計要求。必要時可配合調整揮舞力和擺振力加載點的位置，進行聯合調試保證上述兩處載荷(Mb、Mt和Mf)同時滿足試驗要求。試驗調試方法如圖6所示。

圖6 無人直升機中央件疲勞試驗調試方法

3 調試問題分析及解決辦法

3.1 調試問題分析

從調試結果可以發現，中央件支臂對接面彎矩輸出正常，各支臂對接面彎矩相位符合加載要求。柔性梁假件上，擺振彎矩輸出比較穩定，兩貼片剖面之間的相位一致性吻合較好。但是柔性梁假件兩貼片剖面和旋翼模擬軸幾處貼片剖面之間的揮舞彎矩輸出均存在一定的相位差，尤其是柔性梁假件上兩應變測量剖面之間揮舞彎矩的相位相差較大，如圖7中的ΔΦ1-ΔΦ4。旋翼模擬軸各測量剖面揮舞彎矩相位差在10°左右，如圖8中的ΔΦ5-ΔΦ8所示。

圖7 柔性梁假件上應變測量剖面的揮舞彎矩相位差示意圖

圖8 旋翼模擬軸上測量剖面之間的彎矩相位差示意圖

分析其原因可能與中央件槳轂構型及相對支臂離心力的卸載作用有關。試驗時，當加載離心力，會傾斜的槳盤使中央件相對支臂呈現“蹺蹺板”模式狀態，致使施加的離心力受到一定的卸載作用，對揮舞彎矩產生較大影響。按照式(5)、式(6)進行動態相位協調加載，致使柔性梁假件和旋翼模擬軸上應變測量剖面的揮舞彎矩存在一定的相位差。因此為驗證以上推理分析，特針對揮舞彎矩相差較大的柔性梁假件貼片剖面載荷相位進行了補充試驗工況測量，結果如表1所示。

從表1可以看出，對中央件單個支臂或兩個支臂(包括對臂和鄰臂)施加揮舞力或擺振力載荷時，柔性梁假件上兩測量剖面的輸出彎矩相位基本一致；但是一旦中央件四支臂施加離心力后再施加揮舞載荷，柔性梁假件上兩測量剖面的揮舞彎矩相位則存在明顯的相位差。離心力的加載使中央件槳盤帶動柔性梁假件產生了小角度“傾斜”，此時柔性梁假件所承載的力學模型已經不是單純意義上的懸臂梁力學模型，施加在柔性梁假件上的揮舞彎矩受到了離心力的卸載作用影響，故柔性梁假件上各測量剖面之間的揮舞彎矩會存在比較明顯的相位偏差。

表1 無人直升機中央件補充試驗工況測量結果

3.2 解決辦法

本文針對無人直升機主槳轂中央件四支臂槳轂構型下的疲勞試驗提出了一種新的調試方法。該方法主要針對柔性梁假件上兩應變測量剖面揮舞彎矩存在的相位差問題，進行聯合調試。通過反復調整揮舞力和擺振力載荷，根據柔性梁假件和旋翼模擬軸上應變測量剖面的彎矩輸出，采用數值法計算支臂對接面彎矩和槳轂中心彎矩，使其滿足試驗要求。

將數值法和幅值法兩種調試方法結合首件無人直升機疲勞試驗載荷進行調試，得到的調試結果如表2和表3所示。表中“-”表示載荷減小，“+”表示載荷增加。“/”表示支臂對接面不產生槳轂中心彎矩，槳轂中心不產生揮舞彎矩和擺振彎矩。

表2 低周試驗載荷下兩種調試方法的調試結果對比

續表2

表3 高周試驗載荷下兩種調試方法的調試結果對比

從表2和表3可以看出，采用數值法調試得到的中央件支臂對接面彎矩與設計載荷(即試驗要求的控制載荷)對比，誤差均控制在3%以內，符合試驗加載要求；但是，幅值法調試得到的中央件支臂對接面彎矩與設計載荷對比，誤差相對較大，尤其是中央件支臂對接面的揮舞彎矩動載荷，誤差很大(準確率只有10%左右)，嚴重偏離了設計要求。而對于槳轂中心彎矩，采用幅值法調試得到的載荷比理論計算載荷小10%左右，不滿足設計對中央件的考核要求；而采用數值法調試得到的槳轂中心彎矩比理論計算值大5%～10%左右，從設計角度出發，滿足中央件載荷設計裕度，符合試驗加載要求。

4 結論及展望

1) 通過研究某型無人直升機中央件疲勞試驗載荷調試技術，探究分析了試驗工裝上各載荷測量剖面揮舞彎矩相位差異問題的主要原因。

2) 針對載荷測量剖面的相位差問題，修正傳統載荷幅值插值計算方法，提出了一種適用于無人直升機中央件疲勞試驗載荷的調試方法。該法可實時采集測量剖面的載荷數據進行線性插值計算，計算出中央件關鍵剖面彎矩并折算出相應的彎矩幅值，有效地解決了因應變測量剖面相位差異較大導致的目標載荷測量精度較低的難題；。

3) 對今后無人直升機主槳轂中央件疲勞試驗工作思路提出改進計劃和展望：希望通過優化改進試驗夾具，調整試驗加載方案，提高測量設備精度，引入試驗件裂紋或損傷監測等手段，進一步提高無人機中央件疲勞試驗的邊界模擬精度和加載控制技術水平。