直升機尾槳葉疲勞試驗技術的研究

王久龍， 楊 庫， 曹金華， 楊雄飛， 李黎明, 于國慶

(1.航空工業哈爾濱飛機工業集團有限責任公司，黑龍江 哈爾濱 150066；2.陸軍裝備部航空兵軍事代表局駐哈爾濱地區航空軍事代表室，黑龍江 哈爾濱 150066)

尾槳葉是單旋翼直升機為平衡主槳葉旋轉產生的反作用力矩而在機身尾部所安裝的小型旋翼，是控制直升機飛行方向和平衡的主要部件[1]。在直升機飛行過程中，尾槳葉在非對稱流場環境下，形成劇烈的揮舞、擺振及扭轉耦合運動和高頻的彈性振動，受力形式極為復雜[2]。尾槳葉的疲勞性能直接影響直升機的穩定性，在尾槳葉科研及批產階段都應對尾槳葉的疲勞性能進行試驗驗證[3]。一方面，通過尾槳葉的疲勞試驗可獲得槳葉的疲勞特性，為槳葉的壽命評定提供試驗依據。另一方面通過試驗獲得槳葉疲勞破壞模式，發現槳葉缺陷，為后續改進槳葉的材料應用、制造工藝和進行結構優化提供指導[4]。在國內，康浩等[5]采用單點疲勞試驗加載方法實現直升機復合材料尾槳葉疲勞試驗揮舞、擺振及扭轉方向的交變載荷協調加載，研究了槳葉在生產過程中出現氣泡等缺陷對復合材料槳葉疲勞壽命的影響。魯偉等[6]對某型直升機在飛行訓練中尾槳葉出現的葉尖外偏現象及根部非工作面上出現的起皺、漆裂的現象進行了研究，通過受力分析和探討，提出了對槳葉成型模具根部的光順度的改進方案。宋云等[1]對某直升機尾槳葉根部段疲勞試驗標定技術進行了研究，通過對比分析解耦前后揮舞和擺振系數，得出了揮舞和擺振系數的相關性，為后續類似試驗標定提供了參考。陳亮等[7]針對直升機主槳葉和尾槳葉的拉扭承載能力難以通過理論計算獲得的難題，研制了一種新型結構拉扭試驗裝置，在直升機靜強度試驗中得到了應用。馬存旺等[8]對直升機復合材料槳葉疲勞定壽方法進行了研究，針對目前直升機復合材料槳葉疲勞定壽的主要方法(損傷容限法、缺陷容限法)在槳葉中的定壽流程、實際應用等方面進行了詳細論述，同時，闡述了兩種方法在實際工程應用中面臨的問題；其次，介紹了基于損傷思想的剩余強度、漸進損傷和考慮槳葉動特性的幾種常見的疲勞評估方法，并給出了應用實例；最后，總結出了幾點目前直升機復合材料槳葉疲勞失效研究的想法和思路。在國外公開發表的文獻中，較為成功的復合材料槳葉疲勞研究有：Nijssen等[9]利用Miner線性累積損傷準則，結合提出的關于風機槳葉的強度退化模型，預測了疲勞壽命。當前，對于復合材料疲勞研究的理論主要包括S-N曲線和損傷累積理論。在直升機復合材料尾槳葉的批生產階段對尾槳葉疲勞壽命驗證的主要手段是通過對槳葉進行疲勞試驗后利用S-N曲線計算槳葉的疲勞極限。在國內，關于復合材料槳葉疲勞試驗技術的研究并不多見。基于批產階段某型機尾槳葉疲勞試驗的考核指標展開研究，通過對試驗件結構、試驗加載及測量要求的分析，從試驗件夾持約束、試驗載荷施加、試驗彎矩測量采集和控制技術等方面闡述了實現滿足試驗需求研制尾槳葉疲勞試驗臺的設計技術手段。

1 試驗總體要求

1.1 試驗加載要求

尾槳葉結構及加載示意圖如圖1所示，尾槳葉包括柔性梁、法蘭盤、袖套、翼型段等部分，翼型段由槳葉前緣、后緣、上翼面、下翼面等結構構成。試驗中將垂直于中間柔性梁表面的方向設為試驗加載的方向，即Z軸方向，尾槳葉槳尖連線的方向設為試驗加載的離心力方向，即X軸方向，Y軸與X軸、Z軸方向垂直。尾槳葉前緣與后緣的連線即為槳葉的翼弦，由于槳葉自身存在扭角，不同剖面的翼弦與加載坐標系的夾角θ不同，導致不同剖面的揮舞力F揮舞與擺振力F擺振大小不同。尾槳葉任意剖面加載示意圖如圖2所示。

圖1 尾槳葉結構及加載示意圖

圖2 尾槳葉任意剖面加載示意圖

試驗載荷方向規定：離心力指向槳尖為正；扭轉力矩是使前緣低頭為正；揮舞彎矩是使槳葉的上翼面受拉為正；擺振彎矩是使槳葉的前緣受拉為正；袖套上的法蘭盤載荷指向槳尖為負。離心力Fc=2000 N；監控530 mm剖面揮舞彎矩Mb=±380 N·m；在袖套上的法蘭盤加扭矩Mθ=±95 N·m；在袖套上的法蘭盤加壓載荷Fcompression=-10000 N。

槳葉彎矩動態合成：槳葉下表面和后緣同時拉壓。

1.2 試驗測量要求

試驗中需要測量尾槳葉不同剖面位置的彎矩，剖面示意圖如圖1所示，以中間柔性梁加載點為零點向兩側槳尖延伸以距離零點長度確定剖面位置。表1為彎矩測量明細表，試驗過程中要對圖1中所示剖面載荷進行實時監控，保證各剖面的受載情況滿足加載要求。

表1 試驗載荷測量明細表

2 試驗約束及加載方法研究設計

2.1 離心力載荷實現方法設計

離心力是尾槳葉旋轉狀態下指向槳葉尖部的慣性載荷。對槳葉施加離心力通常采用對拉的方式，但由于尾槳葉兩端無法夾持，所以將尾槳葉進行改制，在其兩端安裝夾持結構件，離心力載荷實現方法設計示意圖如圖3所示。

圖3 離心力載荷實現方法設計

尾槳葉兩端的夾板為尾槳葉離心力方向約束和施加載荷的臨界點。離心力方向的工裝設計一方面應滿足最大載荷的強度要求;另一方面要滿足離心力方向、揮舞方向及擺振方向有自由度的要求，保證在施加揮舞和擺振彎矩時尾槳葉發生形變后試驗臺能持續對尾槳葉施加離心力載荷;同時，離心力方向的加載設備應能隨槳葉的運動進行適應性的調節。為簡化試驗臺結構，方便離心力加載控制的調節，將試驗臺設有固定端和離心力加載端，尾槳葉兩端的夾板分別安裝在固定端和離心力加載端，離心力加載端與液壓作動器和力傳感器串聯起來對尾槳葉施加離心力，試驗過程中力加載控制系統可通過測量實際載荷數據反復修正使離心力滿足試驗要求。

2.2 揮舞及擺振載荷實現方法設計

揮舞及擺振載荷實現方法設計如圖4所示。尾槳葉揮舞方向的載荷通過揮舞方向作動器的Z向運動產生，位移傳感器與作動器并聯，以位移控制的方式調整槳葉各剖面的受載情況，力傳感器與作動器串聯，用于監控試驗過程中揮舞力的變化。為準確實現530 mm剖面揮舞彎矩滿足試驗要求，在尾槳葉的±670 mm剖面上設計了夾板支撐以減小載荷施加的力臂，夾板的兩端用具有測力功能的豎直變矩桿進行縱向約束，一方面可以調節槳葉的初始位置，另一方面在試驗中還可以通過豎桿上的載荷反饋監控其軸向載荷。擺振載荷的施加利用了尾槳葉本身翼型存在扭角的特性，通過Z向載荷的施加產生揮舞方向和擺振方向的分力以達到向擺振方向施加載荷的目的。

圖4 揮舞及擺振載荷實現方法設計

2.3 扭矩實現方式設計

尾槳葉袖套上扭矩的加載設計示意圖如圖5所示。利用尾槳葉在揮舞方向上的運動特性，將設計的加扭桿與尾槳葉的法蘭盤通過特殊工裝連接，當尾槳葉在揮舞力方向運動時，會迫使加扭桿繞特定支撐點運動，進而產生扭矩。加扭桿分固定桿和活動桿，固定桿和活動干在支撐點處通過專用變矩桿連接，試驗過程中通過調整支撐點沿加扭桿軸線上的位置可調節尾槳葉±300 mm截面上的扭矩幅值，通過調節連接固定桿和活動桿的變矩桿長度可調節尾槳葉±300 mm截面上的扭矩幅均值，通過調試測量使得在袖套上扭矩符合試驗要求。

圖5 尾槳葉袖套上扭矩的加載設計

2.4 袖套上壓載荷的實現方法設計

袖套上壓載荷的實現方法設計示意圖如圖6所示。在尾槳葉兩側袖套上的法蘭盤連接處設計專用轉接工裝，轉接工裝與連接變矩測力桿的彈簧裝配，通過調整變矩測力桿的長度以調整彈簧的彈性變形并獲得彈力。同時，根據試驗過程中變矩測力桿測得的載荷，確定施加在法蘭盤上的壓向載荷的大小，通過反復調整變矩桿的長度使得在袖套上的法蘭盤處壓載荷符合試驗要求。

圖6 袖套上壓載荷的實現方法設計

2.5 試驗臺設計原理

試驗臺設計原理如圖7所示。試驗安裝中,Z向作動筒與位移傳感器串聯、與力傳感器并聯后，與試驗件中柔性梁加載點裝配，構成尾槳葉揮舞彎矩、擺振彎矩的加載機構。離心力方向(X向)作動筒與傳感器串聯后通過杠桿系統與其中一側尾槳葉離心力夾持板連接構成離心力活動加載端，尾槳葉的另一側與試驗臺體裝配。在進行槳葉試驗時，Z向位移傳感器控制作動器沿Z向以位移P繞槳葉受力平衡位置(零點)往復運動，實現對槳葉進行揮舞彎矩及擺振彎矩的加載。在Z向作動器進行加載的過程中，X向作動器配合Z作動筒進行協調加載，始終保持FC的大小滿足加載要求。加扭桿隨著槳葉Z向運動會繞支撐點往復運動產生對袖套處的扭矩，通過改變固定桿和活動桿間變矩桿的Y向位置改變扭矩的大小，法蘭盤的壓載荷通過試驗前調整壓向變矩桿使彈簧發生彈性形變產生壓力以滿足加載要求。

圖7 試驗臺設計原理

3 試驗測量及控制技術研究

3.1 試驗載荷測量方法設計

目前，試驗中測量載荷的主要手段是通過應變片或傳感器完成，由于試驗件測量剖面多、試驗件翼型不規則、試驗臺空間受限，該試驗采取粘貼應變片的方式測量試驗件不同剖面的實時應變，再通過應變與標定系數K的換算得到槳葉實際承受彎矩。標定系數為試驗前通過對尾槳葉加載標定獲得各剖面彎矩與載荷的關系，再利用式(1)、式(2)計算獲得試驗中槳葉各剖面的彎矩。

M擺=K擺×ε擺+K揮-擺×ε揮

(1)

M揮=K揮×ε揮+K擺-揮×ε擺

(2)

式中：M為確定剖面的力矩；K為應變-力矩轉換系數；ε為應變測量值。

尾槳葉上貼片位置示意圖如圖8所示，應變片采取全橋方式連接，揮舞、扭矩應變片粘貼在尾槳葉25%弦線上，擺振應變片根據理論擺振對揮舞耦合影響系數為0的位置粘貼，但揮舞對擺振方向的耦合影響情況需根據實際測得，對耦合影響系數大于3%的剖面通過將尾槳葉后緣(下翼面或上翼面)的擺振應變片解耦調整[10]。

1—離心力加載位置及方向；2—擺振彎矩測量應變片；3—揮舞彎矩測量應變片；4—扭矩測量應變片；5—位移控制加載點；6—扭矩加載Mθ；7—法蘭盤加壓載荷Fcompression

由于試驗臺空間受限，在試驗臺設計中使用了許多自制測力變矩桿結構工裝，用于測量試驗中測量桿的軸向載荷。試驗前，在測力桿中間剖面位置粘貼兩組平行應變片，按全橋方式組橋，并對測力桿加載標定獲得標定系數。試驗中，通過標定系數與實測應變的換算測得實際受載情況。

3.2 試驗載荷控制技術

尾槳葉試驗控制采用自研36通道嵌入式測控系統，可實現對36個加載通道的控制。該系統硬件由主控計算機、控制單元、采集單元、傳感器和伺服閥組成。系統最多可設置36個通道，任一通道配置相應的硬件均可作為控制通道或采集通道使用，組合非常靈活。可以完成飛行譜疲勞試驗、塊譜疲勞試驗和靜力試驗[11]。

本試驗的主動加載主要包括揮舞方向的位移控制加載和離心力方向的離心力載荷控制加載。試驗中將兩控制通道分別與揮舞方向電液伺服閥、位移傳感器和離心力方向的電液伺服閥、力傳感器連接，形成控制及反饋回路。

通過前端單片機PID調節軟件對試驗加載情況進行實時控制調節[12]。PID調節軟件的主要功能是負責數字PID 運算和其他一些輔助功能，如誤差限的設定、自檢測的實現、讀激勵電壓、設置上限值及下限值等。式(3)即為離散采樣形式的PID調節規律。

(3)

式中：Cn為第n次輸出的控制值；Kp為比例系數；En為第n次采樣所得的誤差值；TI為積分時間；TD為微分時間。

該軟件對系統的誤差進行實時采樣，然后依據上述控制規則，對誤差進行PID運算，得出本次采樣的控制值，再將該控制值轉換為模擬量送給功率放大部分，驅動電液伺服閥，完成一次數字PID調節，如此反復。

4 試驗臺的應用

在常規的尾槳葉疲勞試驗中獲得的主要試驗數據為：試驗件監控位置的載荷和試驗振動次數，利用這些數據，可對尾槳葉的疲勞性能進行技術分析[13-15]。除此之外，還需對尾槳葉的翼型段、袖套段、法蘭盤、前緣等關鍵部位進行監控，確保試驗過程中無分層、白線和破壞等現象。

為了驗證試驗原理的合理性，抽取3件狀態一致的全尺寸尾槳葉，并改造成標準試驗件后按以下步驟進行試驗。

① 按圖8所示要求對尾槳葉進行貼片。

② 利用專用裝置對尾槳葉進行加載標定。在法蘭盤處分別對兩側槳葉約束，并在相應側的離心力夾持板處分別沿圖1所示的Z向、Y向及Mθ向對槳葉進行加載，獲得尾槳葉各剖面位置處應變片與載荷間的關系，即標定系數。試驗中，將實時采集的應變與標定系數進行換算獲得對應槳葉剖面的彎矩。

③ 分別將尾槳葉試驗件安裝在尾槳葉疲勞試驗臺上，安裝過程中保證3件尾槳葉的裝配狀態一致，如連接螺栓力矩等保持相同。

④ 對尾槳葉進行靜態加載調試。首先對法蘭盤壓載荷手動調整至試驗要求狀態Fcompression=-10000 N，再通過力傳感器對槳葉施加離心力載荷使Fc=2000 N，最后通過調整Z向作動器的加載位移使530 mm剖面揮舞彎矩Mb=±380 N·m。在調整Z向作動器加載位移的同時，協調調整加扭桿支撐點在Y向的位置，使扭矩Mθ=±95 N·m，靜態調試完畢。

⑤ 靜態調試完成后，固定頻率啟動試驗并采集各監控剖面載荷情況，如載荷情況不能滿足加載要求，則暫停試驗，按調試步驟繼續調整至各監控剖面載荷滿足或稍大于要求載荷后方可啟動試驗，獲得試驗件的初始彎矩。

對抽取的3件尾槳葉編號為1號、2號、3號，其中1號、2號、3號槳葉的試驗加載位移P分別為45 mm、45.4 mm和46 mm，獲得3件尾槳葉試驗件的初始載荷情況如圖9所示。3件尾槳葉試驗件的調試載荷相近，趨勢相同，穩定性好，在該載荷條件下以0.7 Hz的頻率對每件尾槳葉進行了40萬次載荷循環試驗，試驗后尾槳葉監控剖面載荷下降未超過初始載荷的90%，滿足疲勞性能要求。

圖9 3件尾槳葉試驗件的初始載荷情況

5 結束語

首先簡述了國內外學者對復合材料槳葉的相關研究狀況，總結得出在公開發表文獻中，除康浩等[5]采用單點疲勞試驗加載方法實現直升機復合材料尾槳葉疲勞試驗揮舞、擺振及扭轉方向的交變載荷協調加載，研究了槳葉在生產過程中出現氣泡等缺陷對復合材料槳葉疲勞壽命的影響以外，鮮見其他對尾槳葉疲勞試驗技術的相關研究。

基于此，對尾槳葉的疲勞試驗臺實現技術及應用情況展開研究，獲得了可靠的尾槳葉疲勞試驗數據，得出以下結論。

① 利用了尾槳葉本身結構存在扭角的特性，設計實現了位移控制主動施加揮舞彎矩、被迫隨動施加擺振彎矩的工裝。

② 利用了揮舞彎矩加載運動軌跡的特性，實現了隨動施加扭矩的工裝設計。

③ 利用粘貼應變片的變矩測力桿與彈簧連接，實現了在狹小空間內對尾槳葉法蘭盤的加載和載荷測量。

④ 自研36通道嵌入式測控系統配合多通道數據采集系統使用，實現與粘貼應變片的試驗件有線互聯，可更準確直觀地監控采集試驗中尾槳葉各剖面的彎矩。

以上工裝設計及數據監控采集方法具有一定的創新性，對其他復合材料結構件的疲勞試驗研究設計具有借鑒意義。