王澤峰+胡曉慶

摘 要：文章從某型直升機試飛安全的角度出發(fā)，首先選取了直升機上的關鍵動部件，并對關鍵動部件上的表征載荷進行飛行實測；其次，依據(jù)疲勞損傷理論和載荷實測結果，對測載部件進行了疲勞損傷累計計算，最終實現(xiàn)了直升機試飛過程中對部件結構完整性安全監(jiān)控的目的，為后續(xù)試飛進行技術積累。

關鍵詞：直升機；試飛；動部件；疲勞損傷

中圖分類號：V215.5 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）03-0065-02

Abstract： In this paper， from the point of view of flight test safety of a certain type of helicopter， the key moving parts of the helicopter are first selected， and the flight measurement of the token load on the key moving parts is carried out. Secondly， according to the fatigue damage theory and load measurement results， the fatigue damage accumulative calculation of the load-measuring parts is carried out. Finally， the purpose of monitoring the structural integrity of the components in the helicopter flight test process is realized， so as to accumulate technology for subsequent flight testing.

Keywords： helicopter； flight test； moving parts； fatigue damage

直升機在飛行過程中，由于槳葉運動時，存在氣動載荷擾動源，使得動部件載荷呈交變形式，周期性明顯，很多靜部件載荷也呈明顯的周期性。從疲勞的角度來講，交變載荷會給部件帶來損傷，嚴重的交變載荷甚至會導致結構破壞。從飛行安全的角度考慮，非常有必要對直升機關鍵動部件的結構損傷情況進行監(jiān)控。

本文實測直升機關鍵部件[1]飛行載荷，結合疲勞損傷理論，計算了其疲勞損傷結果。

1 關鍵動部件

1.1 關鍵動部件的選定

直升機關鍵部件，是指其承受的交變載荷較大，其破壞會導致災難性事故的直升機零部件。主要包括：主、尾槳葉，主、尾槳 ，變距拉桿、助力器和自動傾斜器，旋翼軸、尾槳軸、傳動軸、主、尾減速器等。

1.2 表征載荷

直升機結構一般承受多種類型的疲勞載荷，在確定結構的疲勞載荷譜、疲勞特性（S-N曲線）和疲勞壽命計算時，往往采用一個具有代表意義的載荷，稱為表征載荷。例如，槳葉在使用中承受的載荷包括離心力、揮舞彎矩、擺振彎矩等，上述揮舞彎矩、擺振彎矩及離心力都稱為槳葉的表征載荷。

2 疲勞理論

描述載荷-時間變化關系的圖稱為載荷譜[2]，載荷譜由若干個載荷循環(huán)周期組成。實測的載荷譜形態(tài)往往復雜的多。

描述載荷量級和循環(huán)次數(shù)的即為S-N曲線，如圖1所示。

Miner損傷理論原理如下[3]：

若構件在某恒幅載荷水平S作用下，循環(huán)至破壞的壽命為N，則可以定義其在經(jīng)受n次循環(huán)時的損傷為D=n/N。顯然，在恒幅載荷水平S下，若n=0，則D=0，構件未受到疲勞損傷；若n=N，則D=1，構件發(fā)生疲勞破壞。

構件在載荷水平Si作用下，經(jīng)受ni次循環(huán)的損傷為Di=ni/Ni。若在k個載荷水平Si作用下，各經(jīng)受ni循環(huán)，則可定義其總損傷為：

破壞準則為

（2）

利用Miner理論進行疲勞分析的一般步驟為：

（1）確定構件在設計壽命期的載荷譜。

（2）選用適合構件使用的S-N曲線（通常需要考慮構件的具體情況，對材料的S-N曲線進行修正而獲得）。

（3）由S-N曲線計算其損傷，Di=ni/Ni，同時計算總損傷。

（4）判斷：若在設計壽命內的總損傷D<1，則結構可用。

3 實例計算

某型直升機在試飛[4][5]過程中，對主槳葉、尾槳葉、主槳變距拉桿、主槳 擺振阻尼器、旋翼軸、減速器、全動平尾等新研關鍵部件進行表征載荷測量，并對上述關鍵動部件的疲勞損傷進行計算和累積。以主槳變距拉桿為例，進行損傷計算說明。

3.1 實測載荷分析

主槳變距拉桿表征載荷為軸向力，對其進行軸向力載荷的飛行實測，采樣率為512Hz。將實測得到的載荷信號進行傅里葉變換，結果如圖2所示。

可以看出，離散載荷信號等效于一個諧波信號，即一個直流分量和若干三角函數(shù)信號的疊加，其中三角函數(shù)的頻率為？棕0、2？棕0、3？棕0，？棕0=4.3Hz。統(tǒng)計不同飛行動作下的部件載荷譜，分別進行頻譜分析，可以看出，其載荷信號都可以等效為上述諧波信號，區(qū)別在于，不同的飛行動作下，三角函數(shù)信號的振幅不同?；谏鲜鍪聦?，對該部件進行地面疲勞試驗，施加載荷為靜載荷和不同振幅下，頻率適中的三角函數(shù)信號疊加的載荷。最終可以得到飛行譜范圍內，不同動載荷情況下部件載荷（S）-循環(huán)次數(shù)（N）估計模型，如表1所示。

3.2 損傷計算

步驟如下：

（1）計算實測信號一個周期內記錄的點數(shù)；計算循環(huán)周期數(shù)。endprint

（2）計算每個周期內的動載荷。

（3）計算每個架次的疲勞損傷結果。

（4）累積每個架次的疲勞損傷結果。

（5）判斷：原則上，如果總損傷遠小于1，則該部件可用；如果總損傷接近1，則應對部件進行損傷檢查，確定其結構完整性。

選取某一飛行架次數(shù)據(jù)進行計算。直升機起飛重量M kg，正常重心。試飛內容包括近地面懸停、爬升、平飛、水平轉彎、下降等動作。累計飛行1h30min。計算主槳變距拉桿全程疲勞損傷結果為1.5e-005。

同理，可以計算每個飛行架次主、尾槳葉、變距拉桿、阻尼器、旋翼軸、減速器、平尾等部件疲勞損傷結果，并對每個架次的損傷結果進行累積，即可以實現(xiàn)在試飛過程中，對直升機關鍵動部件的結構損傷情況進行安全監(jiān)控的目的。

4 結束語

通過miner損傷理論和飛行實測載荷，計算得到了直升機關鍵動部件的疲勞損傷結果，監(jiān)控了直升機試飛過程中的關鍵動部件結構完整性的同時，完善了試飛安全監(jiān)控方法。

參考文獻：

[1]路錄祥，王新洲，王遇波.直升機結構與設計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2009：96-115.

[2]王國軍.MSC.fatigue疲勞分析實例指導教程[M].北京：機械工業(yè)出版社，2009：18-22.

[3]蔣祖國，田丁栓.飛機結構載荷/環(huán)境譜[M].北京：電子工業(yè)出版社，2012：117-123.

[4]W.Johson. Helicopter theory[M].Princeton：Princeton university press，1980：113-120.

[5]Robert T. Chen， James. Kinematic Properties of the helicopter in coordinated Turns[J].NASA TP，1973，Vol.3：73-81.

[6]李源.基于粒子群優(yōu)化算法的直升機粘彈減擺器模型參數(shù)優(yōu)化計算[J].科技創(chuàng)新與應用，2014（12）：33-34.

[7]陶憲斌，曾玖海，沈亞娟.某直升機復合材料槳葉疲勞試驗提前失效分析[J].科技創(chuàng)新與應用，2017（04）：45-47.endprint