宋云，孫云偉，夏國旺

(航空工業(yè)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

尾槳作為直升機(jī)的一個重要部分，主要用來平衡反向力矩和控制直升機(jī)在飛行過程中的航向。因飛機(jī)在飛行過程中受到空氣阻力、離心力等作用，會對尾槳葉翼型段產(chǎn)生揮舞和擺振力矩。通過疲勞試驗(yàn)可以有效考核尾槳葉翼型段[1-2]。目前對直升機(jī)尾槳葉翼型段疲勞試驗(yàn)中載荷的分布狀況，國內(nèi)外相關(guān)研究文獻(xiàn)較少。本文為了研究揮舞彎矩載荷分布關(guān)系，首先對尾槳葉翼型段進(jìn)行貼片和標(biāo)定，標(biāo)定完成后進(jìn)行尾槳葉翼型段安裝和調(diào)試，得到揮舞和擺振彎矩分布；再對揮舞彎矩分布進(jìn)行研究，得到彎矩分布擬合函數(shù)，最后基于擬合函數(shù)判定揮舞載荷彎矩偏差的大小，以保證后續(xù)尾槳葉翼型段疲勞試驗(yàn)正確性。

1 試驗(yàn)貼片和標(biāo)定

直升機(jī)尾槳葉翼型段疲勞試驗(yàn)中試驗(yàn)件的貼片位置和監(jiān)控剖面如圖1所示。圖中1#、3#、5#、7#、9#為揮舞片，2#、4#、6#、8#、10#為擺振片。

圖1 尾槳葉翼型段貼片示意圖

在疲勞試驗(yàn)前需按圖1對試驗(yàn)件進(jìn)行貼片，采用文獻(xiàn)[3-5]中的標(biāo)定方法，得到直升機(jī)尾槳葉翼型段疲勞試驗(yàn)中標(biāo)定系數(shù)即彎矩載荷與應(yīng)變的線性關(guān)系，文中不再贅述標(biāo)定方法和標(biāo)定系數(shù)。

2 揮舞載荷彎矩分布

2.1 試驗(yàn)加載和安裝要求

在尾槳葉翼型段疲勞試驗(yàn)中，試驗(yàn)件安裝及加載示意圖如圖2所示。

圖2 尾槳葉翼型段加載示意圖

圖2中P表示試驗(yàn)所需的加載載荷，F(xiàn)c表示尾槳葉翼型段所需的離心力，其中載荷P距離槳葉根部襯套處750mm，試驗(yàn)監(jiān)控剖面為670mm剖面。對某尾槳葉翼型段(監(jiān)控剖面)疲勞試驗(yàn)的試驗(yàn)載荷如下：離心力Fc=72.8 kN；揮舞彎矩MB=± 1200 Nm；擺振彎矩MT=± 2640 Nm。

按照尾槳葉翼型段的加載要求和尾槳葉翼型段的裝機(jī)狀態(tài)，設(shè)計(jì)一套專用試驗(yàn)臺，模擬試驗(yàn)件裝機(jī)狀態(tài)，確保尾槳葉翼型段疲勞試驗(yàn)加載準(zhǔn)確。2個離心力擺臂結(jié)構(gòu)給試驗(yàn)件加載離心力，中間的彎矩作動筒加載彎矩載荷，試驗(yàn)裝置如圖3所示。

圖3 尾槳葉翼型段疲勞試驗(yàn)裝置圖

2.2 載荷彎矩分布

在尾槳葉翼型段疲勞試驗(yàn)中，一般只有在調(diào)試過程中應(yīng)變片未損壞的情況下，觀察尾槳葉翼型段疲勞試驗(yàn)中彎矩載荷分布。因此以尾槳葉翼型段試驗(yàn)調(diào)試數(shù)據(jù)作為參考，本文以4件尾槳葉翼型段作為研究對象，探討尾槳葉翼型段疲勞試驗(yàn)彎矩載荷分布。試驗(yàn)調(diào)試數(shù)據(jù)如表1和表2所示。

表1 尾槳葉翼型段前兩件試驗(yàn)調(diào)試數(shù)據(jù)

表2 尾槳葉翼型段后兩件試驗(yàn)調(diào)試數(shù)據(jù)

對上述4件尾槳葉翼型段試驗(yàn)數(shù)據(jù)的載荷彎矩分布做出繪圖擬合處理，揮舞載荷彎矩分布圖如圖4所示，擺振荷彎矩分布圖如圖5所示。從圖4和圖5中可以看出尾槳葉翼型段揮舞和擺振載荷彎矩分布，其沒有表現(xiàn)出彎矩M等于力乘力矩的線性關(guān)系。

圖4 揮舞載荷彎矩分布圖

圖5 擺振載荷彎矩分布圖

從圖4和圖5中可以看出，尾槳葉翼型段揮舞載荷彎矩分布基本保持一致，擺振載荷彎矩分布每一件上都存在差異，因此以揮舞載荷彎矩分布研究對象，擬合載荷彎矩分布函數(shù)。對上述4件的尾槳葉翼型段揮舞動態(tài)彎矩取平均計(jì)算，得到數(shù)據(jù)如表3所示。

表3 尾槳葉翼型段揮舞動態(tài)彎矩平均值

對尾槳葉翼型段揮舞受力進(jìn)行分析，尾槳葉翼型段中兩端為鉸支約束結(jié)構(gòu)，兩端鉸支約束端所受的力矩為0 Nm。因此對表3中的的彎矩分布加入兩端邊界值，即尾槳葉根部襯套處0mm剖面的彎矩為0Nm，改造接頭1500mm連接螺栓的中心孔上彎矩值也為0 Nm，如表4所示。

表4 增加邊界條件的彎矩平均值

圖6 數(shù)據(jù)繪圖擬合處理

圖7 高斯擬合圖

圖8 平均值比較圖

從表5的數(shù)據(jù)對比分析中可以看出，尾槳葉翼型段的兩端鉸支約束處的擬合值分別為6.5Nm和8.1Nm，擬合值均<10Nm，在可以接受的彎矩載荷誤差范圍內(nèi)。670 mm剖面、820 mm剖面和1020 mm剖面的揮舞載荷彎矩?cái)M合值與實(shí)際值誤差在2%以內(nèi)，520 mm剖面的揮舞載荷彎矩?cái)M合值與實(shí)際值誤差在4%左右，320 mm剖面的揮舞載荷彎矩?cái)M合值與實(shí)際值誤差在15%以內(nèi)。除了320剖面的揮舞載荷彎矩?cái)M合值與實(shí)際值誤差較大以外，其余剖面的誤差都小于或者在4%左右。

表5 數(shù)據(jù)對比分析

3 結(jié)語

本文對尾槳葉翼型段疲勞試驗(yàn)載荷分布進(jìn)行研究，得出以下結(jié)論：1)對尾槳葉翼型段疲勞試驗(yàn)揮舞載荷彎矩分布基本保持一致，而擺振載荷彎矩分布存在一定的差異；2)得到尾槳葉翼型段揮舞載荷彎矩分布高斯擬合函數(shù)，通過分析x擬合=758，彎矩最大值為1 287，與理論上揮舞彎矩位置x理論=750，存在誤差1%左右；3)除了320 mm剖面的揮舞載荷彎矩?cái)M合值與實(shí)際值誤差較大以外，其余剖面的誤差都小于或者在4%左右。上述的3點(diǎn)結(jié)論，對后續(xù)尾槳葉翼型段疲勞試驗(yàn)具有重要意義。在尾槳葉翼型段疲勞試驗(yàn)中揮舞載荷彎矩可以參考揮舞載荷彎矩分布擬合函數(shù)，判定揮舞載荷彎矩偏差的大小，進(jìn)而保證尾槳葉翼型段疲勞試驗(yàn)正確性。