直升机旋翼轴弯矩特征及应用

2021-06-16陈亚萍喻溅鉴胡磊王宇堂

航空学报 2021年5期

陈亚萍,喻溅鉴,胡磊,王宇堂

中国直升机设计研究所,景德镇 333001

疲劳载荷是直升机动部件疲劳设计、验证的重要依据,直升机疲劳载荷及各载荷之间的关系极其复杂。除了理论分析计算获得外,采用飞行载荷测量是获取疲劳载荷的重要途径之一。

近年来,人们对直升机载荷的理论分析、载荷的来源、测试结果对理论模型的修正等方面进行了研究。习娟等建立了一种直升机旋翼和尾桨载荷的分析模型,获得了各飞行条件下的桨叶、桨毂和操纵载荷[1]。寇富军分析了直升机旋翼轴载荷响应来源,并研究了如何通过飞行试验测量直升机旋翼轴载荷响应来确定直升机桨毂力和力矩[2]。习娟等研究了根据直升机旋翼载荷飞行测试结果对载荷理论计算模型的修正[3]。

由于直升机载荷,特别是旋翼、尾桨等动部件疲劳载荷理论计算的复杂性,理论计算的准确性难以保证,国内外开展了大量的疲劳载荷测量和分析技术研究。在载荷标定、监控和测量技术研究等方面,刘福华和刘丙坤研究了直升机尾桨动部件载荷的测试技术[4]；李永寿和唐丽芳采用应变电测方法实现了直升机飞行状态下传动系统的载荷测量[5]；卢京明和孙详研究了某机全机主操纵系统试验中动态操纵情况下的应变测量以及试验载荷监控[6]；吴志刚和秦强研究了通过贴片及组桥方式解决旋翼轴载荷耦合的方法,并分析了不同贴片角度的对测试结果的影响[7]；段垚奇等提出了一种处理载荷标定试验数据的多元回归选元方法[8]。在载荷测量和分析方面,章海红和寇富军研究了某直升机旋翼轴载荷测量技术和随飞行速度变化规律[9]；张新民和郑甲宏研究了液压阻尼器飞行载荷测试方法和动载荷特点[10]；张永峰等研究了螺旋桨轴1P载荷的测试方法,并分析了不同飞行状态下1P载荷的规律[11]。在测量载荷的分析方面,人们进行了大量的研究。潘春蛟等研究了飞行载荷与旋翼构型关系、影响因素、分布规律及与故障相关性等应用范围[12]。顾文标等采用动静分离法,对实测载荷进行了测试数据有效性判断[13]。林军通过对直九H425传动系统的测量数据的分析,给出了4种常见的数据失效类型及处理方式[14]。张功虎等通过飞行载荷的重复性和相关载荷的动力学特性分析,研究尾桨系统故障识别方法[15]。柳文林等研究了某型直升机主、尾桨叶实测载荷谱的飞行动作时间比例改变对疲劳损伤的影响[16]。穆志韬等研究了直升机某动部件实测载荷的分布及各飞行状态造成的损伤情况[17]。Mark等研究了一种新型变距控制系统下的变距载荷设计[18]。王建等研究了基于飞行测量数据对弹性轴承试验载荷谱修正和寿命评估方法[19]。康宁等研究了某型航空发动机涡轮叶片高低周复合疲劳试验中振幅与动应力的关系[20]。

旋翼轴弯矩是直升机旋翼中央件和传动主桨轴、主减机匣等结构的关键载荷。对采用球柔性桨毂的直升机,本文从理论和飞行测量两方面,对其旋翼轴弯矩进行规律和应用研究,形成了一种旋翼轴弯矩飞行测量数据有效性判别方法,以此获得有效的旋翼轴弯矩实测载荷谱,为结构寿命评定提供依据。

1 旋翼轴载荷理论分析

1.1 旋翼轴载荷及坐标系定义

本文采用以下坐标系：① 机体坐标系OXYZ；② 旋翼坐标系oxyz；③ 旋翼各支臂坐标系oixiyizi。

中央件与旋翼轴相连,将旋翼载荷通过传动系统传递到机身上。旋翼中心载荷是旋翼系统与传动系统的接口载荷。在机体坐标系中,旋翼中心载荷可分解为：① 旋翼轴轴向力FZ；② 旋翼轴扭矩MZ；③滚转力矩MX、俯仰力矩MY,其合力矩称弯矩Mf；④ 航向载荷FX、侧向载荷FY,其合力称载荷T。

对球柔性桨毂构型的直升机,中央件与支臂通过弹性轴承连接,桨叶产生的载荷主要通过支臂,在弹性轴承中心处以力的形式传递到中央件上。因而,旋翼轴载荷主要来源于弹性轴承中心处的力,可以分解为旋翼挥舞力、摆振力和离心力。桨叶产生的载荷包括气动力和惯性力。由于直升机的飞行速度和周期变距操纵等,其桨叶是在旋翼每转变化一次的气动环境中工作的,因而在桨叶上产生频率为旋翼转速Ω整数倍的1Ω、2Ω、3Ω……的持续气动力；通常情况下,气动力的1Ω谐波分量是主要成分。

1.2 旋翼中心弯矩Mf

旋翼轴的轴向力FZ、扭矩MZ相对容易获得,以下主要研究弯矩Mf及相关的载荷T。根据中央件载荷的平衡关系,可知弯矩Mf由旋翼动态挥舞力或各支臂挥舞力静载的不平衡量产生。

在旋翼坐标系下,假设各支臂1Ω动态挥舞力的幅值相等为Fz,0,见图1,在旋翼中心产生的力矩为

图1 旋翼坐标系中旋翼各支臂1Ω的挥舞力示意图

(1)

(2)

式中：n为支臂数(即桨叶片数)；L为挥舞铰外移量;φ为载荷相位角;w为角速度;t为时间。旋翼各支臂挥舞力Fz在旋翼中心产生的合力矩为：机体坐标系中的静弯矩或旋翼坐标系中频率为的旋转弯矩,其值为

(3)

此弯矩值与旋翼坐标系中旋翼中心处各旋翼轴周向的1Ω动弯矩幅值相等。

类似地可以推导mΩ挥舞力在旋翼中心产生的力矩。对m为kn-1、kn+1(k为正整数)的那些挥舞力谐波分量,在旋翼中心产生的力矩为

(4)

(5)

合成弯矩为机体坐标系中频率为knΩ的旋转弯矩,弯矩值同式(3)。对其他挥舞力谐波分量,在旋翼中心产生的力矩相互抵消。

另外,各片桨叶的气动外形或者安装角的误差引起旋翼各支臂上挥舞力Fz静载的不平衡量,该不平衡量在旋翼中心产生的弯矩为：机体坐标系中的旋转弯矩或旋翼坐标系中的静弯矩。通常这部分旋转弯矩明显小于前一部分。

1.3 旋翼中心载荷T

根据中央件载荷的平衡关系,载荷T主要由旋翼动态摆振力、离心力动载或各支臂离心力的不平衡量产生。

对旋翼各支臂上1Ω的摆振力Fyi,假设其幅值均等于Fy,0,在旋翼中心产生载荷T为：机体坐标系中的静载荷或旋翼坐标系中频率为1Ω的旋转载荷,其值T0为

(6)

对旋翼支臂上1Ω的离心力动载荷,假设其幅值均等于Fx,0,在旋翼中心产生载荷T为：机体坐标系中的静载荷或旋翼坐标系中频率为1Ω的旋转载荷,其值T0为

(7)

通常,这部分载荷明显小于前一部分。

类似弯矩Mf的推导方法,可以得到mΩ摆振力、离心力动载荷产生的载荷T。对m为kn-1、kn+1(k为正整数)的那些摆振力、离心力动载荷谐波分量,在旋翼中心产生机体坐标系中频率为knΩ的旋转载荷,载荷值分别同式(6)和式(7)；对其他摆振力、离心力动载荷谐波分量,在旋翼中心产生的载荷相互抵消。

另外,由于各片桨叶对旋翼轴线的质量静矩不同引起旋翼支臂上离心力静载的不平衡量,其在旋翼中心产生载荷T为：机体坐标系中的旋转载荷或旋翼坐标系中的静载荷，通常这部分载荷更小。

1.4 旋翼轴弯矩

上述旋翼中心弯矩Mf、载荷T决定了旋翼轴上的弯矩分布特点,对旋翼坐标系中的1Ω动载荷：

1)若载荷T产生的弯矩与弯矩Mf同相位,则旋翼轴弯矩沿旋翼轴往主减机匣方向线性递增；若反相位则线性递减。

2)沿旋翼轴同一剖面不同的周向位置,其弯矩幅值相同,但相位相差一个角度,这角度与周向位置的夹角相等。

2 直升机旋翼轴弯矩飞行测量载荷分析

2.1 测量方案制定

旋翼轴上端与中央件和自动倾斜器相连,下端与主减机匣相连,能够实现贴片进行载荷测量的部位只有中部的一小段区域,见图2。

为了获得尽量准确的旋翼轴弯矩分布及旋翼中心弯矩,采取如下措施：

1)在可贴片区域的两端剖面分别布置弯矩测量全桥应变片,使两剖面的距离尽量远。

2)沿旋翼轴周向相隔90°各布置1组应变片,获得双份数据；则共测量4个弯矩,分别为M11、M12、M21和M22。

3)载荷测量前进行标定,确定弯矩和电压值的关系。

测量4个弯矩获得双份数据,为进行充分的分析提供了数据,同时也为可能的测量异常提供了备份数据。

旋翼轴载荷T难以直接测量,一般通过弯矩测量结果进行分析计算获得。

尽管采取了上述措施,从图2可看出,相比整个旋翼轴,受结构限制的原因,弯矩测量剖面的距离还是较近,给弯矩插值精度带来了一定的影响；同时受测量条件的限制,未能布置更多剖面的应变片。

图2 某直升机旋翼轴载荷测量应变贴片示意图

在测量的飞行状态方面,根据飞行谱确定有代表性的1 000多个细化飞行状态,覆盖直升机使用预期范围内的重量、重心、飞行高度和飞行动作。

2.2 测量数据分析

旋翼轴共测得对应图2贴片位置处4个弯矩。对其进行归一化处理：

(8)

式中：ηi为归一化载荷;Mi为旋翼轴各弯矩测量载荷;Mmax为旋翼轴各弯矩测量载荷最大值。以下分析均采用归一化载荷。

测量的旋翼轴弯矩和桨叶挥舞弯矩Mb时域及频率分析示意图见图3。桨叶挥舞弯矩与弹性轴承中心处的挥舞力密切相关。在旋翼坐标系下,旋翼轴弯矩频率成分以1Ω为主(该直升机1Ω频率为4.3 Hz)；桨叶挥舞弯矩以1Ω为主,有较小的2Ω成分,其他成分均很小；该直升机支臂数为5,2Ω的桨叶挥舞弯矩在中央件上抵消,不传递到主轴上,因此测量的旋翼轴弯矩和桨叶挥舞弯矩具有较好的对应关系。

图3 旋翼轴和桨叶测量弯矩时域及频率分析

不同飞行状态下旋翼轴静弯矩和动弯矩测量载荷统计结果见图4。各静弯矩在0附近波动,见图中矩形虚线框内数据点,远小于动弯矩幅值,旋翼轴弯矩以动弯矩为主。

图4 旋翼轴弯矩静载荷、动载荷幅值统计

旋翼轴相同剖面沿周向相隔90°的2个弯矩时域曲线见图5。2个载荷大小相当、变化趋势一致,但相位差90°。将相同剖面上的2个弯矩分量合成,则可知总载荷为大小相等、方向旋转的弯矩。

图5 相同剖面周向相隔90°的两个旋翼轴弯矩时域

各状态相同剖面不同周向位置的2个弯矩动载荷相关性分析见图6,图中y=1.002 2x为拟合曲线,R2为相关系数。其线性相关性较好,大小相当。

图6 相同剖面不同周向位置的两个旋翼轴弯矩幅值相关性分析

2.3 测量数据有效性判别

直升机大量的载荷测量和试飞结果表明,由于严酷的工作环境,因应变片、测量桥路损坏和外界干扰等众多因素影响,测量数据中存在无效数据是大概率事件,因而有效性分析是一个重要的环节。

根据载荷特征,可以建立旋翼轴弯矩测量数据的有效性判据：① 呈现的正弦/余弦样式的光滑波形,见图3；② 动弯矩远大于静弯矩,见图4；③ 沿旋翼轴不同周向位置的弯矩幅值相近,见图5、图6。

某直升机飞行载荷测量过程中,应用判据 ①,发现如图7所示M21弯矩波形异常。经检查是由于应变片损坏所致,测量数据无效。应用判据 ③,发现图8所示的测量数据异常；在2个时间段,其规律性出现差异；2015年测量数据M11与M12载荷大小应相当,与判据一致；而2016年测量数据M11是M12的1.283 5倍,与判据偏离,经检查确认由于M12应变片性能下降,导致2016年测量数据无效。