曹欣

摘 要：在科學技術(shù)不斷進步的今天，人們對于飛行器的安全教育也逐漸重視起來，這樣就對飛機中各部件有著新的要求。該文闡述了在工程設計階段設計直升機旋翼系統(tǒng)部件的具體流程和具體方法。其中使用SIZINGLOAD處理方法將計算載荷譜、部件構(gòu)型設計、設計目標期限等用一個值有效聯(lián)系，對結(jié)構(gòu)優(yōu)化設計出現(xiàn)的問題有效處理，提供更加方便、更加有效的處理手段。以試驗自動傾斜器不動環(huán)疲勞為主，對試驗中處理問題的思路簡單介紹，希望能夠?qū)Υ祟惞こ唐鸬浇梃b的作用。

關(guān)鍵詞：直升機 旋翼系統(tǒng)部件 強度設計

中圖分類號：V215 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2017）02（c）-0013-02

在整個直升機系統(tǒng)中，直升機旋翼系統(tǒng)扮演著重要角色，發(fā)揮著重要的作用，這也是飛行運動的基礎(chǔ)，對于飛行器來講，其自身的運動比較復雜，在此過程中所承擔的運行載荷也相對復雜，在此過程中，為了保證飛行器的安全運行，對各個部件將會提出更高的要求。在注重強度設計的基礎(chǔ)上，注重結(jié)構(gòu)設計的方法，在其他國家直升機設計過程中廣泛應用，但在我國才開始引入，就是因為我國引入此方法時間較晚，導致我國直升機設計水平遠遠不及美國、德國等一些發(fā)達國家。該文首先分析了直升機旋翼系統(tǒng)部件強度設計的重要性，然后提出了引進SIZING LOAD設計概念的可行性，最后提出了處理部件疲勞試驗中問題的對策。

1 直升機旋翼系統(tǒng)部件強度設計的重要性

從當前直升機的初步設計階段來看，目前直升機的設計得到人們的重視，從設計目標和預估計設計載荷角度來看，目前直升機各部分的生產(chǎn)，例如工程設計、工程驗證等，都需要在各種試驗驗證之后，才能對其進行逐一落實。除此之外，直升機初步設計過程中，強度的設計和結(jié)構(gòu)設計占據(jù)著重要的地位，其中在直升機設計過程中，直升機中的全部，零件都需要進行反復的試驗與驗證，對于旋翼系統(tǒng)中的部件，需要從旋翼轉(zhuǎn)動的角度來提高零件的疲勞強度。也要考慮到一些低周疲勞因素，但在傳統(tǒng)旋翼系統(tǒng)部件設計經(jīng)驗的影響下，在設計中我國設計人員過度考慮高周疲勞因素，忽視了對低周疲勞因素的考慮，影響了我國直升機系統(tǒng)的設計水平。

2 SIZING LOAD設計

對旋翼系統(tǒng)部件進行設計時，主要采用安全壽命法，在此過程中需要對系統(tǒng)部件進行疲勞測試，從中確定出相關(guān)部件的疲勞極限f，同時用安全疲勞極限中的f/2來計算相應的疲勞強度。這時，就需要SIZING LOAD概念的引進。在設計旋翼系統(tǒng)強度的過程中，SIZING LOAD是很關(guān)鍵的概念，最初設計階段的設計荷載譜在材料的疲勞曲線作用下，將其轉(zhuǎn)變?yōu)樵O計目標壽命的當量載荷，這種載荷主要是相關(guān)部件接合的應力計算，以此可以從中確定出構(gòu)型及部件的主要尺寸，這樣就可以保證部件的設計強度，這也被稱作SIZING LOAD。由材料S-N曲線表達式中，能夠看出S取何種載荷都沒有影響到曲線形狀，因此，首先應拋開具體結(jié)構(gòu)帶來的影響，結(jié)合安全疲勞曲線，使用MNIER法計算期限。表1為計算載荷譜。

首先需要把安全疲勞曲線寫成F-N的形式，第一步我們主要確定和安全疲勞極限相互照應的載荷，其為Sinf，此荷載應結(jié)合部件在不同結(jié)構(gòu)的應力下對其進行調(diào)整，在此過程中也需要有一個Sinf值，也就確定出一條疲勞曲線，如圖1所示。

主要把疲勞曲線和載荷譜計算所形成的FI循環(huán)數(shù)Ni和實際循環(huán)數(shù)值ni完成計算。這樣就能得出載荷譜的總損傷計算公式，在此過程中，主要的壽命表示的是總的損傷達到壽命的SL=I/D，主要是按照不同的Sinf來實現(xiàn)計算，這樣就能從中計算出安全壽命和Sinf之間的函數(shù)曲線。隨后根據(jù)曲線和構(gòu)件目標中的壽命，從中確定出Sinfo，如果說某一部件中的主要部分出現(xiàn)了擦蝕，那么就需要對其進行計算。

首先，在沒有擦蝕的情況下，其中載荷主要是根據(jù)沒有擦蝕的曲線方程來確定；其次，當有擦蝕的情況下，其中載荷主要是由擦蝕的曲線方程來確定；在其使用過程中，需要確定相關(guān)的疲勞荷載數(shù)值。并計算出每一個部件對應的應力。應當根據(jù)相關(guān)的計劃安排來實現(xiàn)全尺寸的疲勞試驗，在此過程中，務必要將部件中的等效應力進行比較，其主要做出幾項必要的疲勞測試即可。其強度縮減系數(shù)可能會在0.5左右，并且若是正確估算飛行荷載譜預估算，就能獲得試用期限的目標值。在沒有擦蝕的狀況下，由疲勞打樣載荷算出的等效應力比較f/2。

3 零件中的疲勞試驗及相關(guān)對策

一般來講，系統(tǒng)中的各部分零件都要在疲勞試驗中來進行測試，并且保證必要的疲勞極限，例如自動切斜器不動環(huán)為主的試驗，圖2為自動傾斜器不動環(huán)示意圖。應先確定出試驗荷載，確定試驗荷載是以分析部件應力為主，結(jié)合應力分析構(gòu)建起荷載-應力關(guān)系和材料S-N曲線，再確定出初級動載荷。在處理部件疲勞試驗中的問題時，應結(jié)合問題的實際情況，選擇出相應的處理對策，不能盲目地解決問題，避免問題擴大化，影響整個系統(tǒng)的正常運作。在處理部件疲勞問題時，可總結(jié)處理每次問題的經(jīng)驗，記錄每次出現(xiàn)問題的原因，為下次妥善處理這類型的問題奠定堅實的基礎(chǔ)。

對于自動切斜器中的不動環(huán)來講，其第一級的實驗載荷主要是-27 500 N、±25 000 N，當其經(jīng)過50 000次的不斷循環(huán)以后，在一個支臂上就會出現(xiàn)裂痕，所出現(xiàn)的這個結(jié)果和疲勞試驗中呈現(xiàn)的內(nèi)容不一致。綜合分析來講，一般由部件自身存在的缺陷、施加了過高的荷載引發(fā)了這樣的結(jié)果。在出現(xiàn)這樣的結(jié)果后，不能視而不見，應該及時補救裂紋，避免裂紋擴大。

通過采用不同的方法，進一步尋找到了引起裂紋的主要原因，其主要是在不動環(huán)另一個完好的相似支臂中出現(xiàn)裂紋，其所貼的應變片，將會施加5 000 N的靜載荷盈利。得到微應變?yōu)?00×10-6，取E=70 000 N，則=28 MPa，在分析應力結(jié)果后發(fā)現(xiàn)，對應SIZING LOAD載荷F=27500±8515N，=116±36 MPa。這樣就能夠看出來，計算結(jié)果與試驗測量結(jié)果對比，前者要比后者低，真實應力是=154±47.6 MPa。根據(jù)這個數(shù)值，就能分析得出裂紋出現(xiàn)并不是由于部件有缺陷造成的，而是試驗荷載過高引發(fā)的。為了深入證明這一結(jié)論，從中系統(tǒng)性地分析了不動環(huán)有限元的計算，其可以在計算所產(chǎn)生的數(shù)據(jù)中看到，其對應荷載F-=5000 N應力值為=35 MPa。

當逐漸掌握到了不動破壞的原因后，需要準確處理另一個問題，也就是能否正確對其進行應用。一般來講，在初步設計時，當確定其計算載荷以后，為了保證穩(wěn)定性，通常都會使用保守的方法，這樣一來就可以借鑒其它機型之間的對比情況，其主要形式如表2所示。

從表2中的數(shù)據(jù)可看出，不動環(huán)上的SIZINGLOAD值是有些偏高的，這樣在飛行荷載測量過程中，會不斷降低。并且，在此過程中使用載荷譜估算不動環(huán)的使用壽命，從有關(guān)的數(shù)據(jù)結(jié)果來看，當飛行載荷在測試時，載荷水平就會達到載荷譜計算，可是部件壽命還在490個小時內(nèi)容，在整個飛行安全檢測過程中，自動傾斜器不動環(huán)可利用在飛行載荷測量中，在確保飛行安全監(jiān)測下，再進行設計和修改部件。但實事求是的來講，我國還缺少專業(yè)的直升機旋翼系統(tǒng)部件強度設計人員，這是我國直升機設計水平不高的真正原因，因此，我國急需要培養(yǎng)一大批專業(yè)的直升機部件設計水平，從而提高我國直升機系統(tǒng)設計水平，也能快速地解決在設計直升機旋翼系統(tǒng)部件強度中出現(xiàn)的問題。

4 結(jié)語

根據(jù)以上分析來看，主要對直升機旋翼系統(tǒng)中相關(guān)部件進行測試，并且從中也討論自動傾斜器不動疲勞試驗，在設計過程中，需要考慮以下幾個問題：一是使用科學有效的應力分析法，從中確定載荷和應力的主要關(guān)系，這是疲勞試驗載荷確定的首要工作。二是在其實驗部件中貼上應變片可以保證其實驗結(jié)果的準確性，并且還能掌握更多的載荷信息，便于及時處理出現(xiàn)的問題，通過研究后發(fā)現(xiàn)，這種方法很有效。同時，我國想要提高直升機旋翼系統(tǒng)部件設計強度，還可以借鑒其他國家的設計經(jīng)驗和啟示，但這里所說的借鑒，并不是盲目的、一味的借鑒，而是應該結(jié)合我國國情和直升機旋翼系統(tǒng)部件設計強度實際情況，要有針對性、有目的性的借鑒，唯有這樣，才能真正地提高我國直升機旋翼系統(tǒng)部件設計強度，促進我國社會經(jīng)濟更加快速的發(fā)展。

參考文獻

[1] 陳廣鋒，張林讓，劉高高.基于微多普勒分析的直升機旋翼參數(shù)估計[J].計算機工程，2012（17）：249-253.

[2] 呂保良.直升機旋翼系統(tǒng)標準現(xiàn)狀與發(fā)展[J].直升機技術(shù)，2010（3）：68-70.