某直升机尾桨叶翼型段疲劳试验挥舞弯矩载荷分布研究

宋云，孙云伟，夏国旺

(航空工业直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

0 引言

尾桨作为直升机的一个重要部分，主要用来平衡反向力矩和控制直升机在飞行过程中的航向。因飞机在飞行过程中受到空气阻力、离心力等作用，会对尾桨叶翼型段产生挥舞和摆振力矩。通过疲劳试验可以有效考核尾桨叶翼型段[1-2]。目前对直升机尾桨叶翼型段疲劳试验中载荷的分布状况，国内外相关研究文献较少。本文为了研究挥舞弯矩载荷分布关系，首先对尾桨叶翼型段进行贴片和标定，标定完成后进行尾桨叶翼型段安装和调试，得到挥舞和摆振弯矩分布；再对挥舞弯矩分布进行研究，得到弯矩分布拟合函数，最后基于拟合函数判定挥舞载荷弯矩偏差的大小，以保证后续尾桨叶翼型段疲劳试验正确性。

1 试验贴片和标定

直升机尾桨叶翼型段疲劳试验中试验件的贴片位置和监控剖面如图1所示。图中1#、3#、5#、7#、9#为挥舞片，2#、4#、6#、8#、10#为摆振片。

图1 尾桨叶翼型段贴片示意图

在疲劳试验前需按图1对试验件进行贴片，采用文献[3-5]中的标定方法，得到直升机尾桨叶翼型段疲劳试验中标定系数即弯矩载荷与应变的线性关系，文中不再赘述标定方法和标定系数。

2 挥舞载荷弯矩分布

2.1 试验加载和安装要求

在尾桨叶翼型段疲劳试验中，试验件安装及加载示意图如图2所示。

图2 尾桨叶翼型段加载示意图

图2中P表示试验所需的加载载荷，Fc表示尾桨叶翼型段所需的离心力，其中载荷P距离桨叶根部衬套处750mm，试验监控剖面为670mm剖面。对某尾桨叶翼型段(监控剖面)疲劳试验的试验载荷如下：离心力Fc=72.8 kN；挥舞弯矩MB=± 1200 Nm；摆振弯矩MT=± 2640 Nm。

按照尾桨叶翼型段的加载要求和尾桨叶翼型段的装机状态，设计一套专用试验台，模拟试验件装机状态，确保尾桨叶翼型段疲劳试验加载准确。2个离心力摆臂结构给试验件加载离心力，中间的弯矩作动筒加载弯矩载荷，试验装置如图3所示。

图3 尾桨叶翼型段疲劳试验装置图

2.2 载荷弯矩分布

在尾桨叶翼型段疲劳试验中，一般只有在调试过程中应变片未损坏的情况下，观察尾桨叶翼型段疲劳试验中弯矩载荷分布。因此以尾桨叶翼型段试验调试数据作为参考，本文以4件尾桨叶翼型段作为研究对象，探讨尾桨叶翼型段疲劳试验弯矩载荷分布。试验调试数据如表1和表2所示。

表1 尾桨叶翼型段前两件试验调试数据

表2 尾桨叶翼型段后两件试验调试数据

对上述4件尾桨叶翼型段试验数据的载荷弯矩分布做出绘图拟合处理，挥舞载荷弯矩分布图如图4所示，摆振荷弯矩分布图如图5所示。从图4和图5中可以看出尾桨叶翼型段挥舞和摆振载荷弯矩分布，其没有表现出弯矩M等于力乘力矩的线性关系。

图4 挥舞载荷弯矩分布图

图5 摆振载荷弯矩分布图

从图4和图5中可以看出，尾桨叶翼型段挥舞载荷弯矩分布基本保持一致，摆振载荷弯矩分布每一件上都存在差异，因此以挥舞载荷弯矩分布研究对象，拟合载荷弯矩分布函数。对上述4件的尾桨叶翼型段挥舞动态弯矩取平均计算，得到数据如表3所示。

表3 尾桨叶翼型段挥舞动态弯矩平均值

对尾桨叶翼型段挥舞受力进行分析，尾桨叶翼型段中两端为铰支约束结构，两端铰支约束端所受的力矩为0 Nm。因此对表3中的的弯矩分布加入两端边界值，即尾桨叶根部衬套处0mm剖面的弯矩为0Nm，改造接头1500mm连接螺栓的中心孔上弯矩值也为0 Nm，如表4所示。

表4 增加边界条件的弯矩平均值

图6 数据绘图拟合处理

图7 高斯拟合图

图8 平均值比较图

从表5的数据对比分析中可以看出，尾桨叶翼型段的两端铰支约束处的拟合值分别为6.5Nm和8.1Nm，拟合值均<10Nm，在可以接受的弯矩载荷误差范围内。670 mm剖面、820 mm剖面和1020 mm剖面的挥舞载荷弯矩拟合值与实际值误差在2%以内，520 mm剖面的挥舞载荷弯矩拟合值与实际值误差在4%左右，320 mm剖面的挥舞载荷弯矩拟合值与实际值误差在15%以内。除了320剖面的挥舞载荷弯矩拟合值与实际值误差较大以外，其余剖面的误差都小于或者在4%左右。

表5 数据对比分析

3 结语

本文对尾桨叶翼型段疲劳试验载荷分布进行研究，得出以下结论：1)对尾桨叶翼型段疲劳试验挥舞载荷弯矩分布基本保持一致，而摆振载荷弯矩分布存在一定的差异；2)得到尾桨叶翼型段挥舞载荷弯矩分布高斯拟合函数，通过分析x拟合=758，弯矩最大值为1 287，与理论上挥舞弯矩位置x理论=750，存在误差1%左右；3)除了320 mm剖面的挥舞载荷弯矩拟合值与实际值误差较大以外，其余剖面的误差都小于或者在4%左右。上述的3点结论，对后续尾桨叶翼型段疲劳试验具有重要意义。在尾桨叶翼型段疲劳试验中挥舞载荷弯矩可以参考挥舞载荷弯矩分布拟合函数，判定挥舞载荷弯矩偏差的大小，进而保证尾桨叶翼型段疲劳试验正确性。