潘春蛟，喻濺鑒，巴唐堯，鄒 靜，顧文標(biāo)

(中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

載荷是直升機(jī)進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計和壽命驗證的關(guān)鍵性數(shù)據(jù)。新機(jī)研制初期，一般采用工程軟件如CAMRDII計算結(jié)構(gòu)的設(shè)計載荷，用于結(jié)構(gòu)尺寸的定義和壽命的設(shè)計工作。由于在建立載荷計算理論模型的過程中，很難系統(tǒng)、全面地模擬諸多因素對直升機(jī)載荷的影響，如何提高計算載荷的準(zhǔn)確性，特別是旋翼系統(tǒng)的載荷，一直是個具有挑戰(zhàn)性的難題。目前結(jié)構(gòu)設(shè)計的完善、驗證及其壽命評定的主要依據(jù)仍然是飛行載荷，一旦新機(jī)進(jìn)入試飛階段，需要立即開展飛行載荷測量以獲取全機(jī)的準(zhǔn)確載荷。

1 飛行載荷的現(xiàn)狀

我國的直升機(jī)飛行載荷測量從90年代起步，到目前為止已完成多個型號的測量，積累了大量的載荷數(shù)據(jù)，隨著型號研制任務(wù)的不斷增長，還將有越來越多的機(jī)型開展載荷測量工作。

完成載荷測量的型號已經(jīng)形成了較為完善的體系。從構(gòu)型上看，涉及到傳統(tǒng)的鉸接式、先進(jìn)的球柔性以及星形柔性、蹺蹺板式、涵道式、無鉸式等目前世界上常見的主、尾旋翼系統(tǒng);起飛重量從2噸、4噸、6噸到13噸，基本涵蓋了不同噸位的直升機(jī);在使用功能上，則包含民用運輸，陸、海、空軍用以及多用途等，幾乎覆蓋了直升機(jī)所有的使用范疇。

但是到目前為止，測量的飛行載荷主要用于本型號載荷譜的編制和壽命的評定。如此全面的試飛信息和載荷數(shù)據(jù)，作為直升機(jī)界的一筆巨大財富，在后期新型號的研制中若得不到充分、有效的利用將十分可惜。

飛行載荷至少在以下三個方面可以指導(dǎo)新型號的研制:

1)結(jié)構(gòu)設(shè)計初期，參照歷史類似構(gòu)型的飛行載荷［1］，校核和完善載荷計算模型。如果在研制初期能夠獲得較為精確的設(shè)計載荷，大大降低對飛行載荷的依賴程度，那么減少設(shè)計迭代的次數(shù)、縮短研制周期、實現(xiàn)研制成本的有效控制將成為可能;

2)進(jìn)入試飛階段，根據(jù)歷史數(shù)據(jù)信息合理優(yōu)化試飛科目，以最小的代價獲取滿足強(qiáng)度分析、驗證所需的各項數(shù)據(jù);

3)結(jié)構(gòu)隱藏的設(shè)計問題使得試飛具有一定的風(fēng)險性，通過掌握結(jié)構(gòu)載荷與常見失效模式間的響應(yīng)關(guān)系，在試飛的過程中，可以降低結(jié)構(gòu)失效風(fēng)險的發(fā)生。

本文結(jié)合試飛數(shù)據(jù)從幾個方面對如何拓展飛行載荷在直升機(jī)研制中應(yīng)用的范圍進(jìn)行了初步探討，為充分發(fā)揮其在型號研制中的作用提供思路。

2 飛行載荷幾個方面應(yīng)用的探討

2.1 載荷與旋翼構(gòu)型的內(nèi)在關(guān)系

旋翼系統(tǒng)是直升機(jī)的主要載荷來源，雖然旋翼在構(gòu)型上有多種選擇，如球柔性、無鉸式、星形柔性等，但槳葉和槳轂是組成系統(tǒng)的最基本部件。槳轂安裝在旋翼軸的頂端，旋翼軸由傳動系統(tǒng)驅(qū)動帶動旋翼的旋轉(zhuǎn)，而槳葉則通過變距搖臂與拉桿、自動傾斜器等操縱系統(tǒng)連接，實現(xiàn)槳葉氣動迎角的變化。無論什么構(gòu)型，其功能和目的是一致的。但是旋翼構(gòu)型的差異，往往決定了傳力鏈上各部件載荷的形式、分布及傳遞方式的差異。

根據(jù)典型旋翼構(gòu)型的布局特點，建立各部件尺寸參數(shù)與設(shè)計重量的關(guān)系，通過統(tǒng)計分析各個構(gòu)型中部件及部件載荷之間的關(guān)系，找出主要的載荷傳力路線以及載荷沿傳力路線的分布特點，可以獲得載荷與旋翼構(gòu)型的內(nèi)在關(guān)系。

直升機(jī)特定的主要載荷傳遞路線有:槳葉扭矩—變距拉桿軸力、動環(huán)支臂載荷—扭力臂剪力—防扭臂剪力—不動環(huán)支臂載荷—助力器軸力;槳葉揮舞—槳轂揮舞—旋翼軸旋轉(zhuǎn)彎矩;槳葉擺振—阻尼器載荷等。在建立主傳力路線后，通過鏈路上載荷幅值相關(guān)性、相位相關(guān)性、頻率成分相關(guān)性等分析，可以建立各部件載荷之間的關(guān)聯(lián)。

載荷測量試飛中，在旋翼系統(tǒng)的關(guān)鍵部件上布置有很多載荷/應(yīng)力/應(yīng)變測量點，如槳葉上各個關(guān)鍵剖面的揮舞彎矩、擺振彎矩應(yīng)變片，同樣在操縱系統(tǒng)、傳動系統(tǒng)上也有相似的布置。通過對相關(guān)測點載荷數(shù)據(jù)的分析和對比，即可獲得諸如載荷沿槳葉展向的分布(見圖1)、槳葉揮舞、擺振彎矩的變化相關(guān)性(見圖2)和相位關(guān)系、傳力鏈上部件載荷［2］的傳遞方式等;而通過對載荷的頻域分析，可以掌握結(jié)構(gòu)工作載荷的頻率特性等;再結(jié)合結(jié)構(gòu)的布局特點和尺寸，即可較準(zhǔn)確地描述不同旋翼系統(tǒng)構(gòu)型對應(yīng)各部件載荷的特性。這些信息可為類似旋翼構(gòu)型的新機(jī)在研制初期完善載荷計算模型提供重要的借鑒，為中央件這類復(fù)雜受力結(jié)構(gòu)的疲勞試驗確定準(zhǔn)確的試驗載荷提供幫助，同時也為旋翼構(gòu)型布局的合理選取提供依據(jù)。

圖1 載荷沿槳葉展向的分布

圖2 載荷揮舞、擺振彎矩相關(guān)性

2.2 飛行載荷的影響因素

影響結(jié)構(gòu)載荷的因素眾多，諸如直升機(jī)重量、重心、高度、速度、溫度、飛行狀態(tài)等。當(dāng)直升機(jī)的飛行配置、飛行狀態(tài)及使用環(huán)境發(fā)生改變時，結(jié)構(gòu)的載荷都有相應(yīng)的變化，這種變化總體上具有較好的規(guī)律性。

飛行重量越大，需要旋翼提供升力的也越大，飛行姿態(tài)改變時，也需要較大的槳轂力矩變化。因此，一般飛行狀態(tài)下，大重量的旋翼載荷會相對大一些，但對于某些機(jī)動動作來說，小重量由于操縱響應(yīng)更快，旋翼載荷反而較大重量的更大些。

直升機(jī)的重心位置，直接影響到旋翼槳盤的傾斜程度，對尾槳的影響程度較小;高度對載荷的影響主要體現(xiàn)在空氣密度的降低，直升機(jī)旋翼為了維持相同姿態(tài)下的同等升力，需要獲得更大的操縱量;速度對載荷的影響基本呈浴盆形狀，中等速度載荷平穩(wěn)，而小速度和大速度載荷明顯提升(中高速度時見圖3)。

溫度則從兩個方面影響結(jié)構(gòu)的載荷:一方面，對于彈性元件如彈性軸承、阻尼器、頻率匹配器等，低溫會導(dǎo)致剛度增加(見圖4)，在相同的變形條件下，載荷相應(yīng)增加，而高溫則相反，阻尼器的設(shè)計裕度不足，有可能出現(xiàn)“空中共振”現(xiàn)象;另一方面，低溫導(dǎo)致空氣密度增加，音速較常溫為低，當(dāng)直升機(jī)執(zhí)行大機(jī)動、大速度飛行的時候，槳尖較常溫更容易接近或達(dá)到音速，出現(xiàn)槳尖馬赫數(shù)效應(yīng)，引起操縱載荷的突變，因此，低溫下的VNE和過載限制值均比常溫下小。

飛行狀態(tài)對不同部件的載荷影響有所差異:對旋翼系統(tǒng)，在大過載、消速進(jìn)場等狀態(tài)時擺振彎矩較高，而大速度時對應(yīng)較高的揮舞彎矩;主旋翼軸的彎矩與旋翼槳盤的傾斜角度相關(guān)，大載荷出現(xiàn)在執(zhí)行大機(jī)動、大過載和斜坡著陸等;尾槳系統(tǒng)大載荷出現(xiàn)在定點轉(zhuǎn)彎、VNE、VD、側(cè)滑和大過載等狀態(tài)。

圖3 載荷與速度的關(guān)系

圖4 阻尼器動剛度－位移與溫度的關(guān)系

選取能反映直升機(jī)結(jié)構(gòu)載荷水平的特征值為統(tǒng)計變量，再采用抽樣分布(如t分布檢驗)和線形/非線形回歸分析等數(shù)理統(tǒng)計方法對狀態(tài)載荷進(jìn)行量化研究，可以給出各種條件變化導(dǎo)致的載荷變化率，即影響系數(shù)。

設(shè)標(biāo)準(zhǔn)條件下某飛行狀態(tài)的載荷x為一隨機(jī)變量，其母體符合正態(tài)分布，按照統(tǒng)計理論，母體中任意抽取的子樣均值可以作為母體均值的估計量，其子樣的均值和標(biāo)準(zhǔn)差分別為:

根據(jù)t分布理論，選取置信度λ=95%，則置信區(qū)間為:

若已經(jīng)求得子樣的標(biāo)準(zhǔn)差s和均值xm，即可根據(jù)子樣容量n，按照t分布數(shù)值表，采用上述公式求得t分布的置信區(qū)間。

定量地確定影響系數(shù)，既可以用于修正計算載荷，同時對進(jìn)入試飛階段的新機(jī)合理優(yōu)化其配置和試飛科目，降低試驗成本、提高試飛進(jìn)度也能起到舉足輕重的指導(dǎo)作用。

2.3 狀態(tài)載荷的分布規(guī)律

由于存在諸多隨機(jī)因素的影響，飛行過程中直升機(jī)所處的流場并不穩(wěn)定，在同一個飛行狀態(tài)中，各結(jié)構(gòu)的循環(huán)載荷的幅值并不是恒定的，即不同幅值的載荷出現(xiàn)概率存在差異。然而這種概率特性在統(tǒng)計學(xué)上并不屬于隨機(jī)分布，因為直升機(jī)旋翼每旋轉(zhuǎn)一周，結(jié)構(gòu)載荷循環(huán)變化一次或幾次(為旋翼轉(zhuǎn)速的倍數(shù))，它們呈現(xiàn)明顯的周期特征，因此載荷幅值出現(xiàn)的方式應(yīng)該有明顯的規(guī)律性。目前發(fā)現(xiàn)(對數(shù))正態(tài)或威布爾等函數(shù)可以對大多數(shù)部件的載荷幅值分布進(jìn)行較好的描述，如旋翼軸彎矩幅值的出現(xiàn)概率符合正態(tài)分布函數(shù)(見圖5)。

圖5 某旋翼軸彎矩多狀態(tài)載荷分布

可以采用相應(yīng)的檢查方法對載荷幅值及其出現(xiàn)頻率與概率分布函數(shù)的符合性做出判斷，如判斷是否符合(對數(shù))正態(tài)分布，可以采用χ2檢驗，也可以采用概率坐標(biāo)作圖法。作圖法將載荷幅值作為對數(shù)坐標(biāo)系中的Xi坐標(biāo)值，各載荷幅值對應(yīng)的出現(xiàn)次數(shù)自下而上累加，獲得超值累積頻率F(XP)作為縱坐標(biāo)值，如果各數(shù)據(jù)點在對數(shù)坐標(biāo)系中大致在一條線上(可采用最小二乘法的相關(guān)系數(shù)進(jìn)行判斷)，可以認(rèn)為分布遵循(對數(shù))正態(tài)分布，于是該狀態(tài)的載荷幅值概率分布可以用以下函數(shù)來表示:

標(biāo)準(zhǔn)差σ和和均值μ是(對數(shù))正態(tài)分布的兩個特征值，當(dāng)這兩個值確定后，就能獲得出現(xiàn)頻率最多的載荷幅值μ，以及狀態(tài)中載荷幅值的分散性σ。

在使用CAMRDII這類專業(yè)軟件計算狀態(tài)載荷時，是無法模擬這種概率分布的，每個飛行狀態(tài)下，計算載荷只有一組載荷值(最大、最小值)與之對應(yīng)，采用這樣的載荷進(jìn)行結(jié)構(gòu)壽命設(shè)計時，往往只有損傷和不損傷兩種情況存在，對應(yīng)的設(shè)計壽命與設(shè)計指標(biāo)要求的差異很難精確衡量。

對部件關(guān)鍵區(qū)域、飛行狀態(tài)、飛行配置等的組合情況的載荷進(jìn)行擬合后，對其中的規(guī)律和共性特征進(jìn)行統(tǒng)計匯總，在新機(jī)設(shè)計階段，可以用來對計算載荷幅值進(jìn)行更為準(zhǔn)確的分布描述，使其接近結(jié)構(gòu)真實的使用載荷情況，提高結(jié)構(gòu)設(shè)計的精度，減少設(shè)計的反復(fù)。

2.4 飛行載荷與結(jié)構(gòu)故障的相關(guān)性

對于新研制的機(jī)型來說，設(shè)計上的不周全或多或少都會存在一些，隱藏的設(shè)計問題使得試飛具有一定的風(fēng)險性。絕大多情況下載荷對結(jié)構(gòu)失效的反應(yīng)是十分敏感的，結(jié)構(gòu)失效均伴隨著載荷幅值的突變和其動力學(xué)特性的改變，通過對試飛過程中產(chǎn)生問題的部件對應(yīng)載荷異?，F(xiàn)象和動力學(xué)特性改變的分析，可以揭露其背后的深層次原因，并總結(jié)出規(guī)律性的特征，為型號的科研試飛建立起安全的屏障。

對載荷的諧波分析可用來分析結(jié)構(gòu)響應(yīng)出現(xiàn)不正常或出現(xiàn)高載荷、高振動的原因。

如在理想狀態(tài)下，主減速器撐桿或尾減速器機(jī)匣上應(yīng)該只會出現(xiàn)頻率為旋翼槳葉片數(shù)倍基頻的循環(huán)載荷;如果這些結(jié)構(gòu)上存在明顯的一階(1Ω)諧波分量，說明主/尾旋翼軸的彎矩出現(xiàn)了明顯的靜態(tài)量(理論靜彎矩為0)，也基本可以推斷旋翼系統(tǒng)的槳葉質(zhì)量存在差異或者整個系統(tǒng)的動平衡出現(xiàn)問題;如果1Ω諧波的幅值在飛行階段是逐級增加的，暗示旋翼系統(tǒng)的平衡正在惡化，需要引起高度重視。

旋翼工作時轉(zhuǎn)速基本恒定，在槳葉上產(chǎn)生的各階氣動激振力頻率為轉(zhuǎn)速的整數(shù)倍［3］。好的系統(tǒng)設(shè)計，工作轉(zhuǎn)速和常用轉(zhuǎn)速附近各模態(tài)的固有頻率應(yīng)與激振力頻率錯開，否則會因共振而導(dǎo)致較高載荷水平，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)提前破壞或出現(xiàn)損傷。

如某型機(jī)在換裝新發(fā)動機(jī)后的地面慢車試驗時，傳動系統(tǒng)在數(shù)秒鐘的時間內(nèi)解體，起因是發(fā)動機(jī)電調(diào)軟件設(shè)置錯誤，地面慢車轉(zhuǎn)速頻率與尾傳動軸固有頻率重合。

在對某型機(jī)主槳葉擺振載荷進(jìn)行諧波分析時，發(fā)現(xiàn)其正常轉(zhuǎn)速下的工作頻率以5Ω為主，而幅值較預(yù)期高很多，當(dāng)旋翼轉(zhuǎn)速提高到105%rpm時，擺振頻率變?yōu)橐?Ω為主(見圖6)，經(jīng)過判斷是由于旋翼集合型擺振二階頻率接近5Ω氣動激振力，導(dǎo)致在正常的飛行過程中出現(xiàn)共振現(xiàn)象，故提出通過調(diào)整擺振剛度的方法，將槳葉的固有頻率避開5Ω激振頻率，5Ω載荷問題得以解決。

圖6 槳葉擺振5Ω分量與旋翼轉(zhuǎn)速的關(guān)系

載荷還可以用于研究系統(tǒng)的動力學(xué)特性(固有頻率和振型)。圖7給出某型機(jī)槳葉擺振載荷1Ω諧波分量的幅值和相位與旋翼轉(zhuǎn)速的關(guān)系。當(dāng)旋翼轉(zhuǎn)速降到正常轉(zhuǎn)速的48%時，主槳擺振1Ω諧波幅值明顯增大。幅值增大的起因可以是共振也可以是激振力幅值增加，從圖上看，由于相位改變了約180°，排除了是激振力增大的原因，故48%rpm是一階擺振1Ω的共振頻率，與理論計算結(jié)果相符合。

圖7 槳葉擺振1Ω諧波分量幅值、相位與旋翼轉(zhuǎn)速

3 結(jié)論

1)分析典型旋翼構(gòu)型下的載荷特性，可以為類似構(gòu)型的新機(jī)在研制初期完善載荷計算模型提供依據(jù)，同時也可為復(fù)雜受力結(jié)構(gòu)的疲勞試驗確定正確的試驗載荷提供參考。

2)不同因素對飛行載荷的影響，可用來判斷各狀態(tài)損傷嚴(yán)重程度，調(diào)整使用限制;發(fā)現(xiàn)不同結(jié)構(gòu)對應(yīng)載荷突變的飛行狀態(tài)，指導(dǎo)新機(jī)在科研試飛階段的飛行安排;合理優(yōu)化試飛配置和科目，以最小的試驗成本、最快的試飛進(jìn)度、安全系統(tǒng)地獲取滿足強(qiáng)度驗證所需的各項數(shù)據(jù)。

3)研究狀態(tài)載荷幅值的分布特性，可對計算載荷進(jìn)行更為準(zhǔn)確的分布描述，使其更接近結(jié)構(gòu)真實載荷情況，提高疲勞設(shè)計的精度。

4)通過建立不同結(jié)構(gòu)失效模式與載荷特性變化規(guī)律的關(guān)系，提高結(jié)構(gòu)失效隱患的檢出概率，降低試飛風(fēng)險，并為問題定位、尋找解決措施提供依據(jù)。

［1］喻濺鑒，等.直升機(jī)關(guān)鍵件疲勞設(shè)計探討.直升機(jī)技術(shù)［J］.2009(4):6 ～9.

［2］顧文標(biāo)，等.直升機(jī)飛行實測載荷有效性分析技術(shù).直升機(jī)技術(shù)［J］.2007(4):19～23.

［3］張功仁，等.基于飛行載荷分析的直升機(jī)動部件故障識別研究.直升機(jī)技術(shù)［J］.2011(1):1～5.