黃湘龍，尹 鳳，李艷艷，王文凱，趙思波

（1.中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán)湖南動(dòng)力機(jī)械研究所，湖南株洲412002；2.湖南工貿(mào)技師學(xué)院建筑裝飾系，湖南株洲412000）

直升機(jī)在現(xiàn)代戰(zhàn)場(chǎng)中扮演越來越重要的角色，直升機(jī)生存力是影響其戰(zhàn)場(chǎng)威懾力的關(guān)鍵因素，但我國(guó)對(duì)直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)彈擊生存力的研究起步較晚，目前國(guó)內(nèi)對(duì)高生存力直升機(jī)的需求日益迫切。旋翼軸作為直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)的關(guān)鍵動(dòng)部件，用于驅(qū)動(dòng)直升機(jī)旋翼旋轉(zhuǎn)，其抗彈擊性能對(duì)直升機(jī)的戰(zhàn)場(chǎng)生存力有決定性影響。目前，國(guó)內(nèi)使用的旋翼軸大多為單軸懸臂梁結(jié)構(gòu)，受載復(fù)雜且其質(zhì)量和疲勞壽命難以滿足設(shè)計(jì)要求，同時(shí)該型旋翼軸暴露在機(jī)身外部，在戰(zhàn)爭(zhēng)中易被子彈擊中而損壞。而動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸是一種獨(dú)立單元體構(gòu)型的新型旋翼軸（如圖1（b）所示），由1根裝在內(nèi)部的動(dòng)軸和1根裝在外部的靜軸組合而成，理想條件下，動(dòng)軸傳遞扭矩，靜軸傳遞旋翼升力和彎矩，實(shí)現(xiàn)了載荷分離傳遞，簡(jiǎn)化了傳動(dòng)鏈上零件的受載，減輕了零件的質(zhì)量并減小了變形，降低了零件設(shè)計(jì)難度，使得零件的疲勞壽命易滿足設(shè)計(jì)要求，從而提高了旋翼軸的可靠性［1-4］；另外，內(nèi)部動(dòng)軸在外部靜軸的保護(hù)下，在戰(zhàn)爭(zhēng)中被損壞的概率降低，能有效提升旋翼軸的抗彈擊性能。動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸已應(yīng)用于國(guó)外部分先進(jìn)直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)（如“阿帕奇”直升機(jī)和西科斯基先進(jìn)旋翼機(jī)的傳動(dòng)系統(tǒng)）［5-10］，它具有優(yōu)越的結(jié)構(gòu)性能和廣闊的應(yīng)用前景，可滿足高生存力直升機(jī)的要求。國(guó)內(nèi)對(duì)于動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸的研究剛起步，急需開展動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸構(gòu)型設(shè)計(jì)、彈擊容限設(shè)計(jì)及驗(yàn)證技術(shù)研究，以期為研制高生存力直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)提供技術(shù)保障。

圖1 不同結(jié)構(gòu)旋翼軸示意圖Fig.1 Schematic diagram of rotor shafts with different structures

1 動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸設(shè)計(jì)

參考某型直升機(jī)的旋翼軸，開展動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸縮比試驗(yàn)件（結(jié)構(gòu)尺寸為實(shí)際旋翼軸的1/2）研制，其限制載荷的方向和大小分別如圖2和表1所示。根據(jù)動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)原理，設(shè)計(jì)了2 種動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸，如圖3所示，其中：鼓形花鍵動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸的動(dòng)軸與主減速器輸出軸采用鼓形花鍵連接，柔性聯(lián)軸節(jié)動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸的動(dòng)軸與主減速器輸出軸采用柔性聯(lián)軸節(jié)結(jié)構(gòu)連接；2種旋翼軸的靜軸結(jié)構(gòu)相同。

圖2 某型直升機(jī)旋翼軸限制載荷方向示意圖Fig.2 Schematic diagram of limited load direction of rotor shaft of a helicopter

表1 某型直升機(jī)旋翼軸限制載荷大小Table 1 Limited load magnitude of rotor shaft of a helicopter

如圖1所示，動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸靜軸上部與旋翼槳轂相連，下部與直升機(jī)機(jī)身平臺(tái)相連；動(dòng)軸上部與旋翼槳轂相連，下部與主減速器輸出軸相連。理論上，直升機(jī)旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生的復(fù)合載荷在動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)中分離傳遞，其中升力載荷不經(jīng)過主減速器而直接傳遞至機(jī)身，主減速器主要承受旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生的扭矩，其受載得到簡(jiǎn)化。動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸作為槳轂、主減速器和機(jī)身的動(dòng)力連接樞紐［11-13］，在實(shí)際工作中，靜軸在受到升力載荷（如拉力和彎矩）后產(chǎn)生受載變形，使得部分升力載荷傳遞到動(dòng)軸，導(dǎo)致載荷分離不徹底，從而引發(fā)配合花鍵偏載、嚴(yán)重磨損及動(dòng)軸疲勞壽命減小等故障。為掌握動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸系統(tǒng)的載荷分布規(guī)律，為直升機(jī)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)，開展了系統(tǒng)強(qiáng)度、剛度研究［14-17］。為了評(píng)估2種動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸中動(dòng)軸和靜軸的載荷分離效果，開展了載荷分離有限元仿真分析和試驗(yàn)研究。通過對(duì)采用不同材料和壁厚靜軸的2種動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸的載荷分離系數(shù)進(jìn)行仿真分析，最終確定以2種壁厚（4和7 mm）的靜軸搭配2種連接結(jié)構(gòu)（鼓形花鍵結(jié)構(gòu)和柔性聯(lián)軸節(jié)結(jié)構(gòu)）開展旋翼軸載荷分離試驗(yàn)研究。

圖3 2種動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸的剖面圖Fig.3 Profile of two kinds of rotor shafts with dynamic and static axis structures

2 動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸載荷分離有限元仿真

2.1 旋翼軸材料性能參數(shù)

動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸主要零件（如動(dòng)軸、靜軸、槳轂、鎖緊螺母、間隔套、動(dòng)軸安裝座和傳扭盤）的材料為GJB 1951—94中的40CrNiMoA，其材料性能參數(shù)如表2 所示。其他陪試件如螺栓（GB/T 5783）、墊圈（GB/T 97）、螺母（GB/T 6170）和方板（GB/T 711）等采用國(guó)標(biāo)件。

表2 40CrNiMoA材料性能參數(shù)Table 2 Performance parameters of 40CrNiMoA material

2.2 有限元仿真分析

采用ANSYS分析軟件建立了含軸承剛度、花鍵接觸等邊界條件的動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸有限元分析模型，其中軸承均采用彈簧單元來模擬，花鍵副處采用摩擦系數(shù)為0.1的摩擦接觸，其余連接處采用綁定接觸，用十節(jié)點(diǎn)四面體單元對(duì)該模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，如圖4（a）所示。采用ANSYS Workbench 對(duì)動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸有限元分析模型進(jìn)行線彈性和非線性接觸分析，計(jì)算獲得動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸的應(yīng)變結(jié)果，如圖4（b）所示。通過提取動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸安裝座底面和靜軸底面約束位置的支反力和支反力矩，計(jì)算獲得2種動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸（靜軸壁厚為7 mm）的載荷分離系數(shù)仿真結(jié)果，如表3所示。對(duì)于動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸，需重點(diǎn)關(guān)注彎矩載荷的分離效果，彎矩載荷分離系數(shù)越高表明動(dòng)軸受彎矩的影響越小，即旋翼軸的載荷分離效果越佳。結(jié)果表明柔性聯(lián)軸節(jié)動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸的載荷分離效果（彎矩載荷分離系數(shù)約為77.2%）略優(yōu)于鼓形花鍵動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸（彎矩載荷分離系數(shù)約為75.0%）。

圖4 動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸有限元分析模型及其應(yīng)變分布云圖Fig.4 Finite element analysis model and strain distribution nephogram of rotor shaft with dynamic and static axis structure

表3 不同動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸載荷分離系數(shù)仿真結(jié)果Table 3 Simulation results of load separation coefficients of different rotor shafts with dynamic and static axis structures 單位：%

3 動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸載荷分離試驗(yàn)

3.1 試驗(yàn)設(shè)備

動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸載荷分離試驗(yàn)在驗(yàn)收合格且處于正常工作狀態(tài)下的具有多通道加載功能的專用結(jié)構(gòu)試驗(yàn)器上進(jìn)行，該結(jié)構(gòu)試驗(yàn)器適用于航空零部件結(jié)構(gòu)強(qiáng)度測(cè)試。如圖5所示，采用八通道手動(dòng)加載試驗(yàn)方法對(duì)動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸試驗(yàn)件施加載荷［18-20］，并在其動(dòng)軸和靜軸處粘貼應(yīng)變片，其中：軸向力Fz，彎矩Mx、My的施加通過F1、F2、F3、F4實(shí)現(xiàn)，X向剪切力Fx的施加通過F5實(shí)現(xiàn)，Y向剪切力Fy的施加通過F6實(shí)現(xiàn)，扭矩Mz的施加通過等大反向的F7、F8合成實(shí)現(xiàn)；彎矩加載力臂（F1與F3及F2與F4之間力臂）為0.6 m，扭矩加載力臂（F7與F8之間力臂）為0.36 m；各載荷的大小參見表1。裝配后的動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸試驗(yàn)件及其加載試驗(yàn)臺(tái)實(shí)物圖如圖6所示。不同動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸動(dòng)軸和靜軸上的應(yīng)變片粘貼位置如圖7所示。

圖5 動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸載荷分離試驗(yàn)加載方案Fig.5 Loading scheme for load separation test of rotor shaft with dynamic and static axis structure

圖6 動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸試驗(yàn)件及其加載試驗(yàn)臺(tái)實(shí)物圖Fig.6 Physical diagram of test piece and loading test bench of rotor shaft with dynamic and static axis structure

3.2 試驗(yàn)過程

對(duì)靜軸壁厚不同的2種動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸進(jìn)行載荷分離試驗(yàn)，4種試驗(yàn)組合如表4所示。按規(guī)定載荷對(duì)鼓形花鍵動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)和柔性聯(lián)軸節(jié)動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)加載軸向力、彎矩、扭矩及剪切力并進(jìn)行試驗(yàn)，各重復(fù)2次。如載荷與應(yīng)變的線性關(guān)系不理想，視情調(diào)整試驗(yàn)載荷后再進(jìn)行試驗(yàn)。

表4 動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸載荷分離試驗(yàn)組合Table 4 Load separation test combinations for rotor shaft with dynamic and static axis structure

3.3 試驗(yàn)結(jié)果分析

通過載荷分離試驗(yàn)，初步獲得不同動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸試驗(yàn)件的載荷分布規(guī)律：

1）對(duì)于不同的動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸，剪切力載荷均主要由靜軸承受，占總載荷的72.05%～77.55%，動(dòng)軸承受少部分殘余剪切力載荷，占總載荷的22.45%～27.95%；柔性聯(lián)軸節(jié)動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸（7 mm 壁厚靜軸）的剪切力載荷分離效果最好，分離系數(shù)為77.55%，鼓形花鍵動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸（4 mm 壁厚靜軸）的剪切力載荷分離效果最差，分離系數(shù)為72.05%。

2）對(duì)于不同的動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸，軸向力（拉力）載荷均主要由靜軸承受，占總載荷的72%～77.37%，動(dòng)軸承受少部分殘余軸向力（拉力）載荷，占總載荷的22.63%～28%；柔性聯(lián)軸節(jié)動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸（7 mm壁厚靜軸）的軸向力載荷分離效果最好，分離系數(shù)為77.37%，鼓形花鍵動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸（4 mm 壁厚靜軸）的軸向力載荷分離效果最差，分離系數(shù)為72%；考慮到實(shí)際工況下鼓形花鍵連接處有潤(rùn)滑油（或潤(rùn)滑脂），摩擦系數(shù)有所降低，因此，實(shí)際工況下鼓形花鍵動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸的軸向力載荷分離系數(shù)會(huì)比試驗(yàn)結(jié)果高。

3）對(duì)于不同的動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸，彎矩載荷均主要由靜軸承受，占總載荷的77.91%～79.2%，動(dòng)軸承受少部分殘余彎矩載荷，占總載荷的20.8%～22.09%；鼓形花鍵動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸（7 mm壁厚靜軸）的彎矩載荷分離效果最好，分離系數(shù)為79.2%，鼓形花鍵動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸和柔性聯(lián)軸節(jié)動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸（4 mm 壁厚靜軸）的彎矩載荷分離效果最差，分離系數(shù)約為77.9%。

圖7 不同動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸的應(yīng)變片粘貼位置示意圖Fig.7 Schematic diagram of pasting position of strain gages on different rotor shafts with dynamic and static axis structures

4）對(duì)于不同的動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸，扭矩載荷均幾乎完全由動(dòng)軸承受，扭矩載荷分離系數(shù)不小于78.8%；不同動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸的扭矩載荷分離效果基本相當(dāng)。

5）動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸試驗(yàn)件的綜合載荷分離系數(shù)取各項(xiàng)載荷分離系數(shù)（大于50%）的最小值，4種試驗(yàn)件的各項(xiàng)載荷分離系數(shù)如表5所示。由表5可知，靜軸壁厚為7 mm 的鼓形花鍵動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸和柔性聯(lián)軸節(jié)動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸的綜合載荷分離系數(shù)分別為76.33%和77.37%，靜軸壁厚為4 mm 的鼓形花鍵動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸和柔性聯(lián)軸節(jié)動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸的綜合載荷分離系數(shù)分別為72%和72.93%。

表5 動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸試驗(yàn)件載荷分離系數(shù)Table 5 Load separation coefficient of rotor shaft test piece with dynamic and static axis structure單位：%

4 結(jié) 論

1）動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸載荷分離仿真結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果基本一致，表明初步形成了動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸載荷分離特性研究的仿真方法和試驗(yàn)方法，為直升機(jī)旋翼軸設(shè)計(jì)提供了指導(dǎo)；

2）采用7 mm壁厚的靜軸時(shí)，鼓形花鍵動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸和柔性聯(lián)軸節(jié)動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸的各項(xiàng)載荷分離系數(shù)都大于75%，但柔性聯(lián)軸節(jié)動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸的綜合載荷分離系數(shù)（77.37%）略高于鼓形花鍵動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸（76.33%）；

3）采用7 mm 壁厚靜軸時(shí)動(dòng)靜軸結(jié)構(gòu)旋翼軸的載荷分離系數(shù)明顯比采用4 mm壁厚靜軸時(shí)高，但這會(huì)使旋翼軸變重，需合理選擇。