直升机飞行载荷应用探讨

2012-09-16潘春蛟喻溅鉴巴唐尧顾文标

直升机技术 2012年4期

潘春蛟，喻溅鉴，巴唐尧，邹静，顾文标

(中国直升机设计研究所，江西景德镇 333001)

0 引言

载荷是直升机进行结构设计和寿命验证的关键性数据。新机研制初期，一般采用工程软件如CAMRDII计算结构的设计载荷，用于结构尺寸的定义和寿命的设计工作。由于在建立载荷计算理论模型的过程中，很难系统、全面地模拟诸多因素对直升机载荷的影响，如何提高计算载荷的准确性，特别是旋翼系统的载荷，一直是个具有挑战性的难题。目前结构设计的完善、验证及其寿命评定的主要依据仍然是飞行载荷，一旦新机进入试飞阶段，需要立即开展飞行载荷测量以获取全机的准确载荷。

1 飞行载荷的现状

我国的直升机飞行载荷测量从90年代起步，到目前为止已完成多个型号的测量，积累了大量的载荷数据，随着型号研制任务的不断增长，还将有越来越多的机型开展载荷测量工作。

完成载荷测量的型号已经形成了较为完善的体系。从构型上看，涉及到传统的铰接式、先进的球柔性以及星形柔性、跷跷板式、涵道式、无铰式等目前世界上常见的主、尾旋翼系统;起飞重量从2吨、4吨、6吨到13吨，基本涵盖了不同吨位的直升机;在使用功能上，则包含民用运输，陆、海、空军用以及多用途等，几乎覆盖了直升机所有的使用范畴。

但是到目前为止，测量的飞行载荷主要用于本型号载荷谱的编制和寿命的评定。如此全面的试飞信息和载荷数据，作为直升机界的一笔巨大财富，在后期新型号的研制中若得不到充分、有效的利用将十分可惜。

飞行载荷至少在以下三个方面可以指导新型号的研制:

1)结构设计初期，参照历史类似构型的飞行载荷［1］，校核和完善载荷计算模型。如果在研制初期能够获得较为精确的设计载荷，大大降低对飞行载荷的依赖程度，那么减少设计迭代的次数、缩短研制周期、实现研制成本的有效控制将成为可能;

2)进入试飞阶段，根据历史数据信息合理优化试飞科目，以最小的代价获取满足强度分析、验证所需的各项数据;

3)结构隐藏的设计问题使得试飞具有一定的风险性，通过掌握结构载荷与常见失效模式间的响应关系，在试飞的过程中，可以降低结构失效风险的发生。

本文结合试飞数据从几个方面对如何拓展飞行载荷在直升机研制中应用的范围进行了初步探讨，为充分发挥其在型号研制中的作用提供思路。

2 飞行载荷几个方面应用的探讨

2.1 载荷与旋翼构型的内在关系

旋翼系统是直升机的主要载荷来源，虽然旋翼在构型上有多种选择，如球柔性、无铰式、星形柔性等，但桨叶和桨毂是组成系统的最基本部件。桨毂安装在旋翼轴的顶端，旋翼轴由传动系统驱动带动旋翼的旋转，而桨叶则通过变距摇臂与拉杆、自动倾斜器等操纵系统连接，实现桨叶气动迎角的变化。无论什么构型，其功能和目的是一致的。但是旋翼构型的差异，往往决定了传力链上各部件载荷的形式、分布及传递方式的差异。

根据典型旋翼构型的布局特点，建立各部件尺寸参数与设计重量的关系，通过统计分析各个构型中部件及部件载荷之间的关系，找出主要的载荷传力路线以及载荷沿传力路线的分布特点，可以获得载荷与旋翼构型的内在关系。

直升机特定的主要载荷传递路线有:桨叶扭矩—变距拉杆轴力、动环支臂载荷—扭力臂剪力—防扭臂剪力—不动环支臂载荷—助力器轴力;桨叶挥舞—桨毂挥舞—旋翼轴旋转弯矩;桨叶摆振—阻尼器载荷等。在建立主传力路线后，通过链路上载荷幅值相关性、相位相关性、频率成分相关性等分析，可以建立各部件载荷之间的关联。

载荷测量试飞中，在旋翼系统的关键部件上布置有很多载荷/应力/应变测量点，如桨叶上各个关键剖面的挥舞弯矩、摆振弯矩应变片，同样在操纵系统、传动系统上也有相似的布置。通过对相关测点载荷数据的分析和对比，即可获得诸如载荷沿桨叶展向的分布(见图1)、桨叶挥舞、摆振弯矩的变化相关性(见图2)和相位关系、传力链上部件载荷［2］的传递方式等;而通过对载荷的频域分析，可以掌握结构工作载荷的频率特性等;再结合结构的布局特点和尺寸，即可较准确地描述不同旋翼系统构型对应各部件载荷的特性。这些信息可为类似旋翼构型的新机在研制初期完善载荷计算模型提供重要的借鉴，为中央件这类复杂受力结构的疲劳试验确定准确的试验载荷提供帮助，同时也为旋翼构型布局的合理选取提供依据。

图1 载荷沿桨叶展向的分布

图2 载荷挥舞、摆振弯矩相关性

2.2 飞行载荷的影响因素

影响结构载荷的因素众多，诸如直升机重量、重心、高度、速度、温度、飞行状态等。当直升机的飞行配置、飞行状态及使用环境发生改变时，结构的载荷都有相应的变化，这种变化总体上具有较好的规律性。

飞行重量越大，需要旋翼提供升力的也越大，飞行姿态改变时，也需要较大的桨毂力矩变化。因此，一般飞行状态下，大重量的旋翼载荷会相对大一些，但对于某些机动动作来说，小重量由于操纵响应更快，旋翼载荷反而较大重量的更大些。

直升机的重心位置，直接影响到旋翼桨盘的倾斜程度，对尾桨的影响程度较小;高度对载荷的影响主要体现在空气密度的降低，直升机旋翼为了维持相同姿态下的同等升力，需要获得更大的操纵量;速度对载荷的影响基本呈浴盆形状，中等速度载荷平稳，而小速度和大速度载荷明显提升(中高速度时见图3)。

温度则从两个方面影响结构的载荷:一方面，对于弹性元件如弹性轴承、阻尼器、频率匹配器等，低温会导致刚度增加(见图4)，在相同的变形条件下，载荷相应增加，而高温则相反，阻尼器的设计裕度不足，有可能出现“空中共振”现象;另一方面，低温导致空气密度增加，音速较常温为低，当直升机执行大机动、大速度飞行的时候，桨尖较常温更容易接近或达到音速，出现桨尖马赫数效应，引起操纵载荷的突变，因此，低温下的VNE和过载限制值均比常温下小。

飞行状态对不同部件的载荷影响有所差异:对旋翼系统，在大过载、消速进场等状态时摆振弯矩较高，而大速度时对应较高的挥舞弯矩;主旋翼轴的弯矩与旋翼桨盘的倾斜角度相关，大载荷出现在执行大机动、大过载和斜坡着陆等;尾桨系统大载荷出现在定点转弯、VNE、VD、侧滑和大过载等状态。

图3 载荷与速度的关系

图4 阻尼器动刚度－位移与温度的关系

选取能反映直升机结构载荷水平的特征值为统计变量，再采用抽样分布(如t分布检验)和线形/非线形回归分析等数理统计方法对状态载荷进行量化研究，可以给出各种条件变化导致的载荷变化率，即影响系数。

设标准条件下某飞行状态的载荷x为一随机变量，其母体符合正态分布，按照统计理论，母体中任意抽取的子样均值可以作为母体均值的估计量，其子样的均值和标准差分别为:

根据t分布理论，选取置信度λ=95%，则置信区间为:

若已经求得子样的标准差s和均值xm，即可根据子样容量n，按照t分布数值表，采用上述公式求得t分布的置信区间。

定量地确定影响系数，既可以用于修正计算载荷，同时对进入试飞阶段的新机合理优化其配置和试飞科目，降低试验成本、提高试飞进度也能起到举足轻重的指导作用。

2.3 状态载荷的分布规律

由于存在诸多随机因素的影响，飞行过程中直升机所处的流场并不稳定，在同一个飞行状态中，各结构的循环载荷的幅值并不是恒定的，即不同幅值的载荷出现概率存在差异。然而这种概率特性在统计学上并不属于随机分布，因为直升机旋翼每旋转一周，结构载荷循环变化一次或几次(为旋翼转速的倍数)，它们呈现明显的周期特征，因此载荷幅值出现的方式应该有明显的规律性。目前发现(对数)正态或威布尔等函数可以对大多数部件的载荷幅值分布进行较好的描述，如旋翼轴弯矩幅值的出现概率符合正态分布函数(见图5)。

图5 某旋翼轴弯矩多状态载荷分布

可以采用相应的检查方法对载荷幅值及其出现频率与概率分布函数的符合性做出判断，如判断是否符合(对数)正态分布，可以采用χ2检验，也可以采用概率坐标作图法。作图法将载荷幅值作为对数坐标系中的Xi坐标值，各载荷幅值对应的出现次数自下而上累加，获得超值累积频率F(XP)作为纵坐标值，如果各数据点在对数坐标系中大致在一条线上(可采用最小二乘法的相关系数进行判断)，可以认为分布遵循(对数)正态分布，于是该状态的载荷幅值概率分布可以用以下函数来表示:

标准差σ和和均值μ是(对数)正态分布的两个特征值，当这两个值确定后，就能获得出现频率最多的载荷幅值μ，以及状态中载荷幅值的分散性σ。

在使用CAMRDII这类专业软件计算状态载荷时，是无法模拟这种概率分布的，每个飞行状态下，计算载荷只有一组载荷值(最大、最小值)与之对应，采用这样的载荷进行结构寿命设计时，往往只有损伤和不损伤两种情况存在，对应的设计寿命与设计指标要求的差异很难精确衡量。

对部件关键区域、飞行状态、飞行配置等的组合情况的载荷进行拟合后，对其中的规律和共性特征进行统计汇总，在新机设计阶段，可以用来对计算载荷幅值进行更为准确的分布描述，使其接近结构真实的使用载荷情况，提高结构设计的精度，减少设计的反复。

2.4 飞行载荷与结构故障的相关性

对于新研制的机型来说，设计上的不周全或多或少都会存在一些，隐藏的设计问题使得试飞具有一定的风险性。绝大多情况下载荷对结构失效的反应是十分敏感的，结构失效均伴随着载荷幅值的突变和其动力学特性的改变，通过对试飞过程中产生问题的部件对应载荷异常现象和动力学特性改变的分析，可以揭露其背后的深层次原因，并总结出规律性的特征，为型号的科研试飞建立起安全的屏障。

对载荷的谐波分析可用来分析结构响应出现不正常或出现高载荷、高振动的原因。

如在理想状态下，主减速器撑杆或尾减速器机匣上应该只会出现频率为旋翼桨叶片数倍基频的循环载荷;如果这些结构上存在明显的一阶(1Ω)谐波分量，说明主/尾旋翼轴的弯矩出现了明显的静态量(理论静弯矩为0)，也基本可以推断旋翼系统的桨叶质量存在差异或者整个系统的动平衡出现问题;如果1Ω谐波的幅值在飞行阶段是逐级增加的，暗示旋翼系统的平衡正在恶化，需要引起高度重视。

旋翼工作时转速基本恒定，在桨叶上产生的各阶气动激振力频率为转速的整数倍［3］。好的系统设计，工作转速和常用转速附近各模态的固有频率应与激振力频率错开，否则会因共振而导致较高载荷水平，导致结构提前破坏或出现损伤。

如某型机在换装新发动机后的地面慢车试验时，传动系统在数秒钟的时间内解体，起因是发动机电调软件设置错误，地面慢车转速频率与尾传动轴固有频率重合。

在对某型机主桨叶摆振载荷进行谐波分析时，发现其正常转速下的工作频率以5Ω为主，而幅值较预期高很多，当旋翼转速提高到105%rpm时，摆振频率变为以1Ω为主(见图6)，经过判断是由于旋翼集合型摆振二阶频率接近5Ω气动激振力，导致在正常的飞行过程中出现共振现象，故提出通过调整摆振刚度的方法，将桨叶的固有频率避开5Ω激振频率，5Ω载荷问题得以解决。

图6 桨叶摆振5Ω分量与旋翼转速的关系

载荷还可以用于研究系统的动力学特性(固有频率和振型)。图7给出某型机桨叶摆振载荷1Ω谐波分量的幅值和相位与旋翼转速的关系。当旋翼转速降到正常转速的48%时，主桨摆振1Ω谐波幅值明显增大。幅值增大的起因可以是共振也可以是激振力幅值增加，从图上看，由于相位改变了约180°，排除了是激振力增大的原因，故48%rpm是一阶摆振1Ω的共振频率，与理论计算结果相符合。