宋云，孫云偉，夏國旺

(航空工業(yè)直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

尾槳作為直升機的一個重要部分，主要用來平衡反向力矩和控制直升機在飛行過程中的航向。因飛機在飛行過程中受到空氣阻力、離心力等作用，會對尾槳葉翼型段產(chǎn)生揮舞和擺振力矩。通過疲勞試驗可以有效考核尾槳葉翼型段[1-2]。目前對直升機尾槳葉翼型段疲勞試驗中載荷的分布狀況，國內(nèi)外相關(guān)研究文獻較少。本文為了研究揮舞彎矩載荷分布關(guān)系，首先對尾槳葉翼型段進行貼片和標定，標定完成后進行尾槳葉翼型段安裝和調(diào)試，得到揮舞和擺振彎矩分布；再對揮舞彎矩分布進行研究，得到彎矩分布擬合函數(shù)，最后基于擬合函數(shù)判定揮舞載荷彎矩偏差的大小，以保證后續(xù)尾槳葉翼型段疲勞試驗正確性。

1 試驗貼片和標定

直升機尾槳葉翼型段疲勞試驗中試驗件的貼片位置和監(jiān)控剖面如圖1所示。圖中1#、3#、5#、7#、9#為揮舞片，2#、4#、6#、8#、10#為擺振片。

圖1 尾槳葉翼型段貼片示意圖

在疲勞試驗前需按圖1對試驗件進行貼片，采用文獻[3-5]中的標定方法，得到直升機尾槳葉翼型段疲勞試驗中標定系數(shù)即彎矩載荷與應(yīng)變的線性關(guān)系，文中不再贅述標定方法和標定系數(shù)。

2 揮舞載荷彎矩分布

2.1 試驗加載和安裝要求

在尾槳葉翼型段疲勞試驗中，試驗件安裝及加載示意圖如圖2所示。

圖2 尾槳葉翼型段加載示意圖

圖2中P表示試驗所需的加載載荷，F(xiàn)c表示尾槳葉翼型段所需的離心力，其中載荷P距離槳葉根部襯套處750mm，試驗監(jiān)控剖面為670mm剖面。對某尾槳葉翼型段(監(jiān)控剖面)疲勞試驗的試驗載荷如下：離心力Fc=72.8 kN；揮舞彎矩MB=± 1200 Nm；擺振彎矩MT=± 2640 Nm。

按照尾槳葉翼型段的加載要求和尾槳葉翼型段的裝機狀態(tài)，設(shè)計一套專用試驗臺，模擬試驗件裝機狀態(tài)，確保尾槳葉翼型段疲勞試驗加載準確。2個離心力擺臂結(jié)構(gòu)給試驗件加載離心力，中間的彎矩作動筒加載彎矩載荷，試驗裝置如圖3所示。

圖3 尾槳葉翼型段疲勞試驗裝置圖

2.2 載荷彎矩分布

在尾槳葉翼型段疲勞試驗中，一般只有在調(diào)試過程中應(yīng)變片未損壞的情況下，觀察尾槳葉翼型段疲勞試驗中彎矩載荷分布。因此以尾槳葉翼型段試驗調(diào)試數(shù)據(jù)作為參考，本文以4件尾槳葉翼型段作為研究對象，探討尾槳葉翼型段疲勞試驗彎矩載荷分布。試驗調(diào)試數(shù)據(jù)如表1和表2所示。

表1 尾槳葉翼型段前兩件試驗調(diào)試數(shù)據(jù)

表2 尾槳葉翼型段后兩件試驗調(diào)試數(shù)據(jù)

對上述4件尾槳葉翼型段試驗數(shù)據(jù)的載荷彎矩分布做出繪圖擬合處理，揮舞載荷彎矩分布圖如圖4所示，擺振荷彎矩分布圖如圖5所示。從圖4和圖5中可以看出尾槳葉翼型段揮舞和擺振載荷彎矩分布，其沒有表現(xiàn)出彎矩M等于力乘力矩的線性關(guān)系。

圖4 揮舞載荷彎矩分布圖

圖5 擺振載荷彎矩分布圖

從圖4和圖5中可以看出，尾槳葉翼型段揮舞載荷彎矩分布基本保持一致，擺振載荷彎矩分布每一件上都存在差異，因此以揮舞載荷彎矩分布研究對象，擬合載荷彎矩分布函數(shù)。對上述4件的尾槳葉翼型段揮舞動態(tài)彎矩取平均計算，得到數(shù)據(jù)如表3所示。

表3 尾槳葉翼型段揮舞動態(tài)彎矩平均值

對尾槳葉翼型段揮舞受力進行分析，尾槳葉翼型段中兩端為鉸支約束結(jié)構(gòu)，兩端鉸支約束端所受的力矩為0 Nm。因此對表3中的的彎矩分布加入兩端邊界值，即尾槳葉根部襯套處0mm剖面的彎矩為0Nm，改造接頭1500mm連接螺栓的中心孔上彎矩值也為0 Nm，如表4所示。

表4 增加邊界條件的彎矩平均值

圖6 數(shù)據(jù)繪圖擬合處理

圖7 高斯擬合圖

圖8 平均值比較圖

從表5的數(shù)據(jù)對比分析中可以看出，尾槳葉翼型段的兩端鉸支約束處的擬合值分別為6.5Nm和8.1Nm，擬合值均<10Nm，在可以接受的彎矩載荷誤差范圍內(nèi)。670 mm剖面、820 mm剖面和1020 mm剖面的揮舞載荷彎矩擬合值與實際值誤差在2%以內(nèi)，520 mm剖面的揮舞載荷彎矩擬合值與實際值誤差在4%左右，320 mm剖面的揮舞載荷彎矩擬合值與實際值誤差在15%以內(nèi)。除了320剖面的揮舞載荷彎矩擬合值與實際值誤差較大以外，其余剖面的誤差都小于或者在4%左右。

表5 數(shù)據(jù)對比分析

3 結(jié)語

本文對尾槳葉翼型段疲勞試驗載荷分布進行研究，得出以下結(jié)論：1)對尾槳葉翼型段疲勞試驗揮舞載荷彎矩分布基本保持一致，而擺振載荷彎矩分布存在一定的差異；2)得到尾槳葉翼型段揮舞載荷彎矩分布高斯擬合函數(shù)，通過分析x擬合=758，彎矩最大值為1 287，與理論上揮舞彎矩位置x理論=750，存在誤差1%左右；3)除了320 mm剖面的揮舞載荷彎矩擬合值與實際值誤差較大以外，其余剖面的誤差都小于或者在4%左右。上述的3點結(jié)論，對后續(xù)尾槳葉翼型段疲勞試驗具有重要意義。在尾槳葉翼型段疲勞試驗中揮舞載荷彎矩可以參考揮舞載荷彎矩分布擬合函數(shù)，判定揮舞載荷彎矩偏差的大小，進而保證尾槳葉翼型段疲勞試驗正確性。