謝梅瑩，王道明，張曉星，習(xí) 娟

(1．中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001;2．陸軍航空兵試飛大隊(duì)，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

直升機(jī)槳葉鉸鏈力矩改善方法研究

謝梅瑩1，王道明2，張曉星1，習(xí) 娟1

(1．中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001;2．陸軍航空兵試飛大隊(duì)，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

直升機(jī)前飛時(shí)，周期變化的鉸鏈力矩通過操縱系統(tǒng)傳給機(jī)身，使駕駛桿抖動(dòng)和機(jī)身振動(dòng)，并容易引起相關(guān)構(gòu)件的疲勞損傷，過大的鉸鏈力矩將使直升機(jī)的飛行難以控制。結(jié)合直升機(jī)槳葉鉸鏈力矩的計(jì)算方法，給出兩種改善槳葉鉸鏈力矩的工程實(shí)用方法。在動(dòng)平衡臺(tái)上進(jìn)行鉸鏈力矩調(diào)整試驗(yàn)，得出平衡配重和后緣調(diào)整片對(duì)槳葉鉸鏈力矩的影響規(guī)律。對(duì)某單旋翼直升機(jī)槳葉裝機(jī)試飛，通過移動(dòng)平衡配重和改變后緣調(diào)整片折彎角，獲得了較好的鉸鏈力矩水平，最終使飛行員輕松控制了旋翼總距。

旋翼槳葉;鉸鏈力矩;后緣調(diào)整片;試驗(yàn);總距

0 引言

直升機(jī)槳葉鉸鏈力矩是槳葉上各種載荷對(duì)其變距鉸軸線扭矩的總和，是操縱系統(tǒng)載荷的主要來源。直升機(jī)飛行時(shí)，周期變化的鉸鏈力矩通過操縱系統(tǒng)傳給機(jī)身，使駕駛桿抖動(dòng)，機(jī)身振動(dòng)，并容易引起相關(guān)構(gòu)件的疲勞損傷。過大的鉸鏈力矩將使直升機(jī)的飛行難以控制，嚴(yán)重時(shí)可導(dǎo)致直升機(jī)失控。所以鉸鏈力矩不僅直接關(guān)聯(lián)著直升機(jī)的噪聲、振動(dòng)水平，而且對(duì)直升機(jī)的變距拉桿的強(qiáng)度設(shè)計(jì)、操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)、傳動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)以及調(diào)整直升機(jī)的操縱環(huán)境和飛行安全等具有重要意義。

在20世紀(jì)70年代，文獻(xiàn)［1］中采用NACA0012翼型和在后部20%處向下偏5°的同樣翼型進(jìn)行模型旋翼試驗(yàn)，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，后行槳葉失速時(shí)，后緣修型的槳葉的操縱載荷要低于標(biāo)準(zhǔn)的NACA0012的。近年來，出現(xiàn)了主動(dòng)后緣襟翼的智能槳葉概念［2］，這種智能槳葉是通過智能驅(qū)動(dòng)材料來改變后緣襟翼的偏轉(zhuǎn)角，使后緣襟翼所在部分的槳葉產(chǎn)生一個(gè)附加力矩，使槳葉發(fā)生彈性扭轉(zhuǎn)，從而導(dǎo)致槳葉氣動(dòng)載荷的改變。西北工業(yè)大學(xué)的白俊強(qiáng)通過把G140翼型尾部變?yōu)槠脚_(tái)段，達(dá)到了改變翼型力矩特性的目的［3］。

針對(duì)某單旋翼直升機(jī)在取證過程中試飛員反映的旋翼鉸鏈力矩過大，模擬液壓失效時(shí)(無助力條件下)不利于控制旋翼的總距，不能滿足適航要求的問題，本文提出通過平衡配重和后緣調(diào)整片來改善槳葉鉸鏈力矩的方法，并在動(dòng)平衡臺(tái)上進(jìn)行方法驗(yàn)證，得出平衡配重和后緣調(diào)整片對(duì)旋翼鉸鏈力矩的影響規(guī)律。通過不同方案裝機(jī)試飛，解決了旋翼鉸鏈力矩過大的問題。

1 鉸鏈力矩改善方法

鉸鏈力矩一般基于氣動(dòng)項(xiàng)、慣性項(xiàng)、軸承項(xiàng)和阻尼器四方面來考慮，計(jì)算公式如下:

因此，槳葉鉸鏈力矩可以通過改變上述四項(xiàng)來改善。當(dāng)旋翼槳葉打樣設(shè)計(jì)完成后，模型已基本確定，因此，調(diào)整鉸鏈力矩需要尋找能快速地為工程所用的方法。

1)平衡配重移動(dòng)

在槳葉配重腔內(nèi)布置平衡配重塊，通過移動(dòng)配重塊來改變槳葉的弦向重心到變距軸線的距離，以此來改變槳葉的慣性矩，從而達(dá)到改變鉸鏈力矩慣性項(xiàng)的目的。對(duì)于已經(jīng)設(shè)計(jì)好的槳葉，槳葉配重塊的重量和位置的可調(diào)范圍有限，所以對(duì)鉸鏈力矩的改善效果有限。

2)改變后緣調(diào)整片折彎角

在槳葉后緣設(shè)置調(diào)整片，通過改變后緣調(diào)整片的折彎角來改變槳葉的氣動(dòng)中心，從而達(dá)到改變槳葉鉸鏈力矩氣動(dòng)項(xiàng)的目的。設(shè)置后緣調(diào)整片不改變槳葉翼型，是一種調(diào)整槳葉鉸鏈力矩的工程實(shí)用方法。此外，為提高氣動(dòng)補(bǔ)償效率，調(diào)整片中心應(yīng)配置在氣動(dòng)敏感區(qū)域0．7R～0．8R處，后緣調(diào)整片的長(zhǎng)度、寬度、角度根據(jù)所用翼型的氣動(dòng)力矩特性來確定。

2 方法驗(yàn)證及參數(shù)影響性分析

選用一套(3片)某型機(jī)主槳葉在動(dòng)平衡臺(tái)上進(jìn)行鉸鏈力矩調(diào)整試驗(yàn)，槳葉編號(hào)為B01、B02、B03。主槳葉設(shè)置有動(dòng)平衡配重腔和后緣調(diào)整片，動(dòng)平衡配重腔如圖1所示，后緣調(diào)整片分布如圖2所示。通過移動(dòng)平衡配重塊和調(diào)整后緣調(diào)整片折彎角，獲得不同調(diào)整狀態(tài)下的槳葉鉸鏈力矩，分析平衡配重和后緣調(diào)整片對(duì)鉸鏈力矩的影響。動(dòng)平衡臺(tái)上變距搖臂位于槳葉后緣，而主槳葉實(shí)際裝機(jī)時(shí)變距搖臂位于槳葉的前緣，所以，槳葉低頭或抬頭時(shí)，動(dòng)平衡臺(tái)上測(cè)得的力矩與實(shí)際裝機(jī)的鉸鏈力矩方向是相反的。

2．1 試驗(yàn)方法及結(jié)果

槳葉初始狀態(tài)的動(dòng)平衡配重分布如表1，后緣調(diào)整片不做任何調(diào)整?？偩嘧兓秶鸀?°到9°。

表1 動(dòng)平衡配重配置

測(cè)試結(jié)果見圖3。

由圖3可知，B03與B01和B02偏離較遠(yuǎn)，B01和B02鉸鏈力矩基本一致，因B03可通過調(diào)整后緣調(diào)整片和動(dòng)平衡配重達(dá)到與B01和B02基本一致，所以本文僅對(duì)B01和B02的測(cè)試結(jié)果進(jìn)行分析。

1)調(diào)整狀態(tài)1

動(dòng)平衡配重分布如表2(后腔滿配重狀態(tài))，后緣調(diào)整片折彎角全部調(diào)整為0。

表2 動(dòng)平衡配重配置

測(cè)試結(jié)果見圖4。

2)調(diào)整狀態(tài)2

動(dòng)平衡配重分布如表3(前腔滿配重狀態(tài))，后緣調(diào)整片折彎角全部調(diào)整為0°。

表3 動(dòng)平衡配重配置

測(cè)試結(jié)果見圖5。

3)調(diào)整狀態(tài)3

動(dòng)平衡配重分布如表4(前腔滿配重狀態(tài))，后緣調(diào)整片折彎角全部往下翼面折彎5°(調(diào)整片極限折彎角)。

表4 動(dòng)平衡配重配置

測(cè)試結(jié)果見圖6。

4)調(diào)整狀態(tài)4

動(dòng)平衡配重分布如表5(前腔滿配重狀態(tài))，后緣調(diào)整片折彎角全部往下翼面折彎4°。

表5 動(dòng)平衡配重配置

測(cè)試結(jié)果見圖7。

5)調(diào)整狀態(tài)5

動(dòng)平衡配重分布如表6(前腔滿配重狀態(tài))，后緣調(diào)整片折彎角全部往下翼面折彎3°。

表6 動(dòng)平衡配重配置

測(cè)試結(jié)果圖8。

2．2 參數(shù)影響性分析

1)平衡配重對(duì)槳葉鉸鏈力矩的影響

在上述各測(cè)試狀態(tài)中，調(diào)整狀態(tài)1與調(diào)整狀態(tài)2折彎角均為0，配重腔配置不同，對(duì)比調(diào)整狀態(tài)1與調(diào)整狀態(tài)2槳葉的鉸鏈力矩，如圖9和圖10所示。

在圖9和圖10中，“1”代表調(diào)整狀態(tài)1，“2”代表調(diào)整狀態(tài)2，調(diào)整狀態(tài)2相對(duì)于調(diào)整狀態(tài)1平衡配重向前腔移動(dòng)。由圖可以看出，總距在0°到9°范圍內(nèi)變化時(shí)，調(diào)整狀態(tài)2的抬頭力矩要低于調(diào)整狀態(tài)1，因此，平衡配重往前腔移動(dòng)，可降低槳葉的抬頭力矩。此外，動(dòng)平衡配重的前后移動(dòng)，可改變“總距－鉸鏈力矩曲線”的最大值與最小值之差，即可使“總距－鉸鏈力矩曲線”趨于平緩。

2)后緣調(diào)整片折彎角對(duì)鉸鏈力矩的影響

在上述各測(cè)試狀態(tài)中，調(diào)整狀態(tài)3、4、5、6平衡配重配置相同，折彎角不同，對(duì)比分析這些狀態(tài)，如圖11和圖12所示。

由圖11和圖12可以看出，總距在0°到9°范圍內(nèi)變化時(shí)，隨著折彎角的增加(往下翼面)，“總距－鉸鏈力矩曲線”向上平移，因此，后緣調(diào)整片往下翼面方向折彎，可降低槳葉的抬頭力矩;反之，后緣調(diào)整片往上翼面方向折彎，使得槳葉的抬頭力矩增大。通過后緣調(diào)整片折彎角的調(diào)整，可使“總距－鉸鏈力矩曲線”上下平移。

3 型號(hào)試飛運(yùn)用

將3片某型機(jī)主槳葉(B0018、B0020、B0021)進(jìn)行不同方案的平飛階段切斷液壓的試飛。配重腔分布如圖13所示，主槳葉初始狀態(tài)配重腔配重分布如表7所示。

表7 主槳葉初始狀態(tài)配重分布(單位:g)

3．1 試飛方案

1)方案一

①將3片主槳葉后腔(5#、6#配重腔)的配重移往前腔，依次填滿1#、2#、3#、4#配重腔，將剩余重量平均分配放置在5#和6#配重腔內(nèi);

②將所有后緣調(diào)整片(T1－T6)的角度調(diào)整為0°，然后再將所有后緣調(diào)整片往下折彎6°(如圖14所示)。

③完成上述調(diào)整后，將3片槳葉安裝到直升機(jī)上，完成旋翼錐體和動(dòng)平衡調(diào)整，進(jìn)行平飛階段切斷液壓試驗(yàn)。

2)方案二

配重分布如方案一，將3片槳葉的后緣調(diào)整片(T1－T6)分別往下折彎到4°、4°、4°、4°、3°、2°，進(jìn)行平飛階段切斷液壓試驗(yàn)。

3)方案三

配重分布如方案一，將3片槳葉后緣調(diào)整片(T1－T6)分別往下折彎到3°、3°、3°、3°、3°、2°，進(jìn)行平飛階段切斷液壓試驗(yàn)。

4)方案四

配重分布如方案一，將3片槳葉的后緣調(diào)整片(T1－T6)分別往下折彎到2°、2°、2°、2°、2°、2°，進(jìn)行平飛階段切斷液壓試驗(yàn)。

5)方案五

在方案一到方案四中得到了一個(gè)比較理想的結(jié)果后，保持其后緣調(diào)整片的折彎角不變，將槳葉配重腔內(nèi)的配重重新調(diào)整(如表8)，然后進(jìn)行平飛階段切斷液壓試驗(yàn)。

表8 調(diào)整后配重腔內(nèi)的配重分布(單位:g)

3．2 試飛結(jié)果分析

1)方案一

后緣調(diào)整片往下折彎6°時(shí)，速度70kt、高度1000ft的飛行狀態(tài)下，切斷液壓，總距桿向上操縱力大，駕駛桿操縱力大，不能維持速度 70kt、高度1000ft的平飛狀態(tài)，保持飛行狀態(tài)只能維持2 min。

2)方案二

后緣調(diào)整片角度往下折彎4°時(shí)，速度70kt、高度1000ft的飛行狀態(tài)下，切斷液壓，總距桿向上操縱力比后緣調(diào)整片往下折彎6°時(shí)有較大調(diào)整，能維持速度70kt、高度1000ft的平飛狀態(tài)，但是保持直升機(jī)狀態(tài)依然有難度。

3)方案三

后緣調(diào)整片角度往下折彎3°時(shí)，速度70kt、高度1000ft的飛行狀態(tài)下，切斷液壓，總距桿和駕駛桿的操縱力相比后緣調(diào)整片往下折彎4°時(shí)有所調(diào)整，但操縱的主觀感受仍不滿意。

4)方案四

后緣調(diào)整片角度往下折彎2°時(shí)，速度70kt、高度1000ft的飛行狀態(tài)下，切斷液壓，總距桿的操縱力相比后緣調(diào)整片往下折彎3°時(shí)大，駕駛桿力可以接受，可以保持飛行狀態(tài)。

5)方案五

后緣調(diào)整片角度往下折彎3°并調(diào)整槳葉配重后，速度70kt、高度1000ft的飛行狀態(tài)下，切斷液壓，駕駛桿力和總距桿力可以接受，保持平飛較輕松。

通過試飛結(jié)果可以得出某型機(jī)主槳葉在原狀態(tài)下，做如下調(diào)整后可解決鉸鏈力矩偏大的問題:

①后緣調(diào)整片T1－T6分別往下折彎3°、3°、3°、3°、3°、2°;

②將主槳葉5#、6#配重腔內(nèi)的配重分別往3#、4#配重腔移動(dòng)50g。

按上述調(diào)整后，平飛階段切斷液壓時(shí)，飛行員能輕松地操縱總距桿，并能安全著陸。因此，結(jié)合平衡配重的移動(dòng)和調(diào)整后緣調(diào)整片折彎角兩種方法，可以有效改善槳葉鉸鏈力矩，獲得理想的操縱效果。

4 結(jié)論

本文提出通過平衡配重和后緣調(diào)整片來改善槳葉鉸鏈力矩的兩種方法，并通過動(dòng)平衡試驗(yàn)和型號(hào)試飛，得出平衡配重和后緣調(diào)整片對(duì)鉸鏈力矩的影響規(guī)律，解決了某型機(jī)平飛階段切斷液壓時(shí)槳葉鉸鏈力矩過大、總距桿操縱困難的問題，同時(shí)可以得到如下結(jié)論:

1)平衡配重移動(dòng)可以改變旋翼鉸鏈力矩，通過平衡配重移動(dòng)可使“總距 －鉸鏈力矩曲線”趨于平緩;

2)后緣調(diào)整片可使“總距－鉸鏈力矩曲線”上下平移，且對(duì)鉸鏈力矩的影響效果明顯;

3)結(jié)合兩種方式可以獲得理想的鉸鏈力矩水平，降低操縱難度;

4)兩種方法可用于各型機(jī)槳葉鉸鏈力矩的調(diào)整。

［1］ Niebanck C F．Model Rotor Test Data for Verification of Blade Response and Rotor Performance Calculations［R］．USAAMRDL TR－74－29，1974．

［2］ Koratkar N A，Chopra I．Wind Tunnel Testing of a mach－Scaled rotor Model With trailing－edge flaps［J］．Smart Materials＆Structures，2001，10(1):1－14．

［3］ 白俊強(qiáng)．翼型的力矩特性調(diào)整技術(shù)研究［J］．西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)，2007，25(6):763－767．

The Study of Improving Helicopter Blade Hinge Moment

XIE Meiying1，WANG Daoming2，ZHANG Xiaoxing1，XI juan1
(1．China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China; 2．Army Aviator Flight Test Team，Jingdezhen 333001，China;)

During forward flight，time－periodic hinge moment acting on the fuselage of the helicopter through the operating system could result in stick column tingling，airframe vibrating and is likely to cause fatigue damage to relevant structural components．Excessive hinge moment could even make it difficult to control the flight．In combination with the calculation method of helicopter blade hinge moment，two methods for engineering applications that could improve the helicopter blade hinge moment without changing the helicopter blade airfoil were proposed．Hinge moment adjustment tests were conducted on dynamic balance bench and the effects of mass－balance and trailing edge tabs on blade hinge moment were obtained．The efficacy of the proposed adjusting plan was tested on certain type of single rotor helicopter，better hinge moment level was obtained by moving mass－balance weight and changing trailing edge tabs，which enable the pilots to control rotor collective pitch easily．

rotor blade;hinge moment;trailing edge tabs;test;collective pitch

V211．52

A

1673-1220(2017)02-010-06

2016－10－16

謝梅瑩(1989－)女，江蘇徐州人，碩士，助理工程師，主要研究方向?yàn)闅鈩?dòng)載荷計(jì)算及槳葉外形設(shè)計(jì)。