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

0.引言

拉扭條作為直升機(jī)槳轂的主要結(jié)構(gòu)承力部件，起著承受槳葉旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生離心力和產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變形以實(shí)現(xiàn)尾槳葉的變距運(yùn)動(dòng)，從而改善槳轂軸向鉸受力的重要作用[1]。隨著直升機(jī)技術(shù)不斷向高速、高機(jī)動(dòng)、長航時(shí)等方向發(fā)展，金屬拉扭條重量大、壽命短等問題越來越突出，嚴(yán)重影響了直升機(jī)技術(shù)的發(fā)展[2-3]。因此復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)研究對新型直升機(jī)技術(shù)的發(fā)展具有重要的理論與實(shí)際意義。

目前國內(nèi)關(guān)于拉扭條的研究主要包括設(shè)計(jì)制造、靜剛度試驗(yàn)和加速疲勞試驗(yàn)。覃海鷹[4]以直11機(jī)型尾槳轂拉扭條為例，詳細(xì)介紹了鋼片拉扭條結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、材料選擇、設(shè)計(jì)計(jì)算及加工工藝以及簡單概括了拉扭條的幾種試驗(yàn)。李成友[5-6]以鋼絲拉扭條為例，分析了小載荷離心力對扭轉(zhuǎn)剛度的影響以及加速疲勞壽命試驗(yàn)方法。上述文獻(xiàn)分別從拉扭條的設(shè)計(jì)制造、靜剛度測量以及加速疲勞試驗(yàn)方法取得了相關(guān)的成果，但都局限于金屬材料拉扭條研究，鮮有關(guān)于復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)的研究成果報(bào)道。

本文通過試驗(yàn)的方法研究了大載荷條件下復(fù)合材料拉扭條的疲勞壽命。首先對拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度進(jìn)行了理論分析，設(shè)計(jì)搭建了復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)臺(tái)，闡明了復(fù)合材料拉扭條疲勞試驗(yàn)原理，最后對復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了分析，為復(fù)合材料拉扭條研究提供了試驗(yàn)依據(jù)。

1.拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度理論分析

復(fù)合材料拉扭條在扭轉(zhuǎn)力的作用下會(huì)發(fā)生扭轉(zhuǎn)。扭轉(zhuǎn)剛度的測量就是通過對復(fù)合材料拉扭條施加不同的扭轉(zhuǎn)角，然后采集傳感器反饋的扭轉(zhuǎn)力，再通過公式計(jì)算并結(jié)合曲線擬合得到復(fù)合材料拉扭條的剛度。在不考慮拉扭條試驗(yàn)臺(tái)軸承與軸之間摩擦力的情況下，扭轉(zhuǎn)剛度K的計(jì)算公式可以表達(dá)為：

式中：M為扭轉(zhuǎn)力矩，θ為扭轉(zhuǎn)角。

在已知扭轉(zhuǎn)力臂L的情況下我們可以將扭轉(zhuǎn)角度通過公式換算成位移量，則位移量的計(jì)算公式可以表達(dá)為：

扭轉(zhuǎn)力矩則可以表示為扭轉(zhuǎn)力臂與力的變化量的乘積，扭轉(zhuǎn)力矩的計(jì)算公式可以表達(dá)為：

因此式（1）可以改寫為：

2.拉扭條扭轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)研究

2.1 拉扭條試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)

復(fù)合材料拉扭條主要由立體編織物、襯套組成。立體編織物兩端設(shè)置有與襯套相配合的孔，立體編織物與襯套整體通過RTM成型工藝固化成拉扭條。其中立體編織物是由復(fù)合材料經(jīng)過編織機(jī)對縱向纏繞機(jī)橫向縫紉制成、經(jīng)拉扭條模具模壓成型的立體結(jié)構(gòu)。

復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)疲勞應(yīng)變片位置如圖1所示。其中距靠近主旋翼槳轂中心一端的54mm、174mm和294mm位置處貼3個(gè)單片，距靠近主旋翼槳轂中心一端拉扭條襯套內(nèi)徑的110mm和260mm位置處各貼1組扭矩片。

圖1 拉扭條扭轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)件貼片示意圖

2.2 試驗(yàn)設(shè)計(jì)

設(shè)計(jì)搭建了復(fù)合材料拉扭條疲勞試驗(yàn)臺(tái)，試驗(yàn)系統(tǒng)如圖2所示。試驗(yàn)系統(tǒng)主要由液壓泵、子站、離心力加載系統(tǒng)、扭轉(zhuǎn)角加載系統(tǒng)、拉扭條試驗(yàn)件以及協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)等設(shè)備組成。液壓泵為試驗(yàn)提供壓力能，子站進(jìn)行控制調(diào)節(jié)壓力大小，最大供壓為18MPa。利用協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)對試驗(yàn)進(jìn)行協(xié)調(diào)加載控制，采用30T特制作動(dòng)筒組成的離心力加載系統(tǒng)和5T作動(dòng)筒組成的扭轉(zhuǎn)角加載系統(tǒng)進(jìn)行加載，確保試驗(yàn)可在0kN～300kN的離心力和正負(fù)20°的扭轉(zhuǎn)角條件下進(jìn)行。

圖2 復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)試驗(yàn)安裝加載示意圖

2.3 試驗(yàn)原理

復(fù)合材料拉扭條通過法蘭盤固定在試驗(yàn)臺(tái)上。離心力加載系統(tǒng)中的特制傳感器測量軸向離心力；扭轉(zhuǎn)角加載系統(tǒng)中的位移傳感器測量垂向位移。由于設(shè)備限制不便在復(fù)合材料拉扭條上安裝角度傳感器，在已知扭轉(zhuǎn)角加載系統(tǒng)力臂的情況下本文將試驗(yàn)工況的所需扭轉(zhuǎn)角度通過三角函數(shù)轉(zhuǎn)換為位移量。試驗(yàn)時(shí)先打開協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)，然后調(diào)節(jié)子站壓力，確?？梢詽M足軸向離心力和垂向位移要求。測量無離心力狀態(tài)下復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度，試驗(yàn)測量三次，減小系統(tǒng)帶來的誤差，以此作為復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度的基準(zhǔn)，然后再進(jìn)行0kN～300kN時(shí)復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度隨離心力的變化規(guī)律以及復(fù)合材料拉扭條的扭轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)。

2.4 試驗(yàn)載荷

本文根據(jù)某型機(jī)飛行載荷特點(diǎn)將復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)分為低周疲勞試驗(yàn)和高周疲勞試驗(yàn)兩大部分。低周疲勞試驗(yàn)分為超扭和超轉(zhuǎn)兩種狀態(tài)，超扭的特征的為彎矩最大，超轉(zhuǎn)的特征為離心力最大，通過某型機(jī)飛行過程中時(shí)間百分比的特征編制了低周試驗(yàn)載荷譜塊，如表1所示。

表1 低周疲勞載荷譜

1次低周疲勞循環(huán)主要包含三個(gè)過程：（1）離心力按照10kN/s的速率加載至最大；（2）以正弦波形加載交變扭角載荷一個(gè)循環(huán)；（3）離心力按照10kN/s的速率卸載至零。

高周疲勞循環(huán)包含3個(gè)過程：（1）離心力按照10kN/s的速率加載至最大；（2）以正弦加載所需交變扭角載荷N次循環(huán)；（3）離心力按照10kN/s的速率卸載至0。復(fù)合材料拉扭條低、高周疲勞循環(huán)加載示意圖如圖3所示。

圖3 復(fù)合材料拉扭條低、高周加載示意圖

本文復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)順序如：每級(jí)疲勞試驗(yàn)載荷完成后進(jìn)行無離心力的扭轉(zhuǎn)剛度測量，并與第一次測量的扭轉(zhuǎn)剛度基準(zhǔn)進(jìn)行比較，如果扭轉(zhuǎn)剛度較初始沒有下降10%，則進(jìn)行下一級(jí)載荷試驗(yàn)；如扭轉(zhuǎn)剛度下降10%，則試驗(yàn)停止；扭轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)全部完成，試驗(yàn)停止。復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)加載頻率為1Hz。

（1）低周載荷譜，4塊；（2）第1級(jí)高周載荷（離心力Fc=150kN，交變扭轉(zhuǎn)角：2±12°）：30萬次；（3）低周載荷譜，6塊；（4）第2級(jí)高周載荷（離心力Fc=150kN，交變扭轉(zhuǎn)角：2±15°）：15萬次；（5）低周載荷譜，10塊；（6）第3級(jí)高周載荷（離心力Fc=150kN，交變扭轉(zhuǎn)角：2±18°）：5萬次。

3.試驗(yàn)結(jié)果分析

3.1 應(yīng)變片準(zhǔn)確性驗(yàn)證

如圖4所示，給出了本文復(fù)合材料拉扭條單片平行應(yīng)變片隨離心力的變化曲線。由圖可知，對于單片平行應(yīng)變片，在無扭轉(zhuǎn)角的工況下，隨著離心力的增大，單片平行片的應(yīng)變逐漸增大，基本呈線性規(guī)律，離心力載荷從0增加至150kN時(shí)，單片平行片應(yīng)變也從0增加至3500左右。圖5所示，給出了本文復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)應(yīng)變片隨扭轉(zhuǎn)角度的變化曲線。由圖可知，對于扭轉(zhuǎn)應(yīng)變片，在無離心力的工況下，隨著扭轉(zhuǎn)角從-15°增加至15°時(shí)，扭轉(zhuǎn)應(yīng)變片的應(yīng)變逐漸增大，基本呈線性規(guī)律，且越靠近扭轉(zhuǎn)角加載系統(tǒng)一側(cè)扭矩與應(yīng)變片的比例系數(shù)越小。驗(yàn)證了本文所選應(yīng)變片功能的準(zhǔn)確性。

圖4 單片平行應(yīng)變片隨離心力的變化曲線

圖5 扭轉(zhuǎn)應(yīng)變片隨扭轉(zhuǎn)角度的變化曲線

3.2 復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度結(jié)果分析

圖6所示，給出了復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度隨離心力的變化曲線。由圖可知，隨著離心力的增大，復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度逐漸增大，兩者近似呈線性規(guī)律，離心力載荷從0kN增加270kN時(shí)，扭轉(zhuǎn)剛度也從4.52Nm/°增加到16.87Nm/°，增大幅度為373.2%，離心力對復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度的影響較大。這是因?yàn)殡S著離心力的增大，復(fù)合材料拉扭條的剪切模量增大，從而導(dǎo)致扭轉(zhuǎn)剛度增大。

圖6 復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度隨離心力的變化曲線

3.3 拉扭條疲勞試驗(yàn)結(jié)果分析

本文復(fù)合材料拉扭條疲勞試驗(yàn)中主要通過協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)來施加載荷，即施加一個(gè)轉(zhuǎn)角命令值然后得到一個(gè)扭轉(zhuǎn)角反饋值，通過調(diào)節(jié)協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)控制參數(shù)使得命令值與反饋值兩者誤差低于3%。本文3級(jí)高周載荷扭轉(zhuǎn)角命令與反饋如圖7、圖8和圖9所示，由圖可知，本文復(fù)合材料拉扭條疲勞試驗(yàn)過程中命令值與反饋值兩者吻合較好，誤差低于1%，符合試驗(yàn)要求。

圖7 第1級(jí)高周載荷交變扭轉(zhuǎn)角2±12°

圖8 第2級(jí)高周載荷交變扭轉(zhuǎn)角2±15°

圖9 第3級(jí)高周載荷交變扭轉(zhuǎn)角2±18°

表2給出了復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度隨疲勞試驗(yàn)的變化關(guān)系。由表可知，隨著復(fù)合材料拉扭條疲勞試驗(yàn)的進(jìn)行，復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度逐漸下降，在完成20塊低周載荷譜以及三級(jí)高周載荷時(shí)，復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度已經(jīng)下降到初始值的91.2%，試驗(yàn)停止。此外還能看出隨著復(fù)合材料拉扭條疲勞試驗(yàn)的進(jìn)行，理論計(jì)算出的扭轉(zhuǎn)剛度值相比扭矩片測量出的扭轉(zhuǎn)剛度值偏大，這是因?yàn)殡S著復(fù)合材料拉扭條疲勞試驗(yàn)的進(jìn)行，防扭軸承與連接軸之間的摩擦力逐漸增大，導(dǎo)致測量的出來的垂向扭力偏大，從而計(jì)算出的扭轉(zhuǎn)剛度值偏大。

表2 復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度隨疲勞試驗(yàn)的變化關(guān)系

4.結(jié)論

本文對復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)進(jìn)行了試驗(yàn)研究。設(shè)計(jì)搭建了復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)臺(tái)，介紹了復(fù)合材料拉扭條疲勞試驗(yàn)原理，研究了大載荷離心力對復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度的影響，相互對比分析了復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度的變化，得到以下規(guī)律。

（1）隨著離心力的增大，復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度逐級(jí)增大，基本呈線性規(guī)律變化，本文試驗(yàn)結(jié)果扭轉(zhuǎn)剛度最大增幅為373.2%。（2）復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)剛度隨疲勞試驗(yàn)的進(jìn)行逐漸降低，扭轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)完成后扭轉(zhuǎn)剛度下降到初始值的91.2%。（3）本文所述復(fù)合材料拉扭條扭轉(zhuǎn)疲勞試驗(yàn)為復(fù)合材料拉扭條研究提供了試驗(yàn)依據(jù)。