直升機(jī)在俯沖拉起狀態(tài)下的主槳葉實(shí)測(cè)載荷分析

王澤峰 ，李清龍

中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089

俯沖拉起是直升機(jī)典型的飛行譜設(shè)計(jì)動(dòng)作之一，在實(shí)際使用中具有非常重要的戰(zhàn)術(shù)意義。在型號(hào)定型試飛過程中，法向過載包線驗(yàn)證試飛屬于必須完成的內(nèi)容，也是通過直升機(jī)俯沖拉起試飛來進(jìn)行的。在執(zhí)行該動(dòng)作過程中，直升機(jī)可能會(huì)出現(xiàn)極限的法向過載，此時(shí)旋翼槳轂系統(tǒng)部件尤其是直升機(jī)槳葉，都會(huì)承受大的載荷，嚴(yán)重者可能會(huì)出現(xiàn)結(jié)構(gòu)損壞的情況。因此，無論從直升機(jī)旋翼部件結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的角度，還是從直升機(jī)試飛安全的角度考慮，都非常有必要研究直升機(jī)俯沖拉起過程中旋翼載荷的變化規(guī)律。

本文基于某型直升機(jī)旋翼載荷試飛，實(shí)測(cè)了直升機(jī)主槳葉在俯沖拉起試飛科目中的揮舞、擺振彎矩，分析其變化規(guī)律。

1 理論分析

以主槳葉揮舞為例進(jìn)行說明。圖1所示為主槳葉運(yùn)動(dòng)過程中的受力分析[1-6]。由圖中可以看出，槳葉微段在運(yùn)動(dòng)過程中主要受升力ΔT，重力ΔG以及離心力ΔF。三個(gè)力均對(duì)揮舞方向構(gòu)成彎矩，最終在三個(gè)方向力的合成作用下，反映在結(jié)構(gòu)上就是主槳葉揮舞方向的彎矩Mf，即：

式中：升力構(gòu)成的彎矩為重力構(gòu)成的彎矩為離心力構(gòu)成的彎矩為

圖1 槳葉揮舞方向受力分析Fig.1 A typical helicopter dive and pull-up motion

對(duì)于MG、MF而言，主要受質(zhì)量分布和旋翼轉(zhuǎn)速的影響，升力彎矩項(xiàng)的影響因素與槳葉升力的影響因素相關(guān)，可由葉素理論進(jìn)行分析。葉素示意圖如圖2所示。

圖2 直升機(jī)在垂直下降時(shí)的葉素分析Fig.2 Blade model while helicopter vertical drop

圖2中，V為直升機(jī)垂向速度；v1為旋翼誘導(dǎo)速度；φ為槳葉安裝角；ε為來流角；α為槳葉迎角?？紤]俯沖拉起動(dòng)作過程中的旋翼迎角αs及前飛速度V0的影響，在槳葉方位角ψ處的槳葉上，徑向r處的相對(duì)氣流速度為：

式中：Vr為軸向相對(duì)氣流速度分量，Vc為徑向相對(duì)氣流分量。

又槳葉迎角

由升力計(jì)算公式可得：

由式（3）可以看出，在直升機(jī)俯沖拉起動(dòng)作過程中，槳葉升力主要受直升機(jī)前飛速度、旋翼迎角、誘導(dǎo)速度、旋翼轉(zhuǎn)速等因素的影響，而在整個(gè)俯沖拉起動(dòng)作過程中，前飛速度、旋翼迎角、誘導(dǎo)速度、旋翼轉(zhuǎn)速均為變量。因此，主槳葉升力也是一個(gè)動(dòng)態(tài)變化過程，升力構(gòu)成的彎矩也是動(dòng)態(tài)變化的，最終體現(xiàn)在主槳葉上的結(jié)構(gòu)揮舞彎矩[7～9]載荷值上也是動(dòng)態(tài)變化的，且同樣受上述因素的影響。擺振方向彎矩結(jié)果類似。

2 試飛方法

依據(jù)GJB720.7A中3.2.10條款，直升機(jī)俯沖拉起試飛方法為：試驗(yàn)機(jī)應(yīng)在要求的高度上，在不同重量、重心位置、旋翼轉(zhuǎn)速組合下，以不同速度進(jìn)行穩(wěn)定平飛、下降或俯沖，在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)使操縱機(jī)構(gòu)勻速移動(dòng)，直到產(chǎn)生規(guī)定的法向過載。在達(dá)到規(guī)定的過載值后，在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)勻速返回，直到平飛所要求的位置。

以某直升機(jī)載荷譜試飛為例，由于該型機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速為恒定轉(zhuǎn)速，故旋翼轉(zhuǎn)速不作變量考慮。在試驗(yàn)機(jī)選取起飛重量m1、m2兩個(gè)重量，每個(gè)重量選取縱向前重心、縱向正常重心、縱向后重心，共計(jì)6種構(gòu)型，每種構(gòu)型下選取低、中、高（壓力高度1000m，2000m，3000m）三個(gè)高度，以規(guī)定表速進(jìn)行俯沖拉起。典型的俯沖拉起動(dòng)作[10]過程如圖3所示?？梢钥闯?，試飛動(dòng)作分為以下幾個(gè)步驟：穩(wěn)定平飛段→進(jìn)入俯沖段→穩(wěn)定俯沖段→拉起段→改出平飛段。其中，在該型機(jī)試飛過程中，由進(jìn)入俯沖段開始到改出平飛段動(dòng)作結(jié)束，直升機(jī)總距全程固定，通過縱向推拉桿和航向修正來完成該俯沖拉起動(dòng)作。

圖3 俯沖拉起典型動(dòng)作示意圖Fig.3 A typical helicopter dive and pull-up motion

3 主槳葉載荷實(shí)測(cè)與分析

3.1 主槳葉載荷實(shí)測(cè)

主槳葉作為主要升力面和操縱面，在實(shí)際飛行中主要承受揮舞彎矩和擺振彎矩，根據(jù)主槳葉靜力計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果，確定強(qiáng)度較弱的剖面。本次主槳葉實(shí)測(cè)載荷，選取三個(gè)關(guān)鍵剖面（分別為距離槳葉根部110mm、1600mm、3639mm三個(gè)剖面），采用電阻應(yīng)變計(jì)法進(jìn)行揮舞彎矩和擺振彎矩的飛行實(shí)測(cè)。

由圖4、圖5可以看出，槳葉110mm、1600mm、3639mm剖面實(shí)際承受的是交變載荷，周期性強(qiáng)，從頻譜分析結(jié)果可以看出，揮舞彎矩和擺振彎矩的基頻為4.3Hz，等于該型機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速，其他各階頻率為基頻的整數(shù)倍。從動(dòng)力學(xué)角度考慮，符合槳葉揮舞運(yùn)動(dòng)和擺振規(guī)律。

圖4 揮舞彎矩時(shí)間歷程Fig.4 Time history curve of fl apping moment

圖5 1600mm剖面擺振彎矩頻譜分析Fig.5 Spectrum analysis of 1600mm position lagging moment

3.2 載荷分析

從交變載荷的角度入手，統(tǒng)計(jì)各動(dòng)作段的動(dòng)載荷，對(duì)其進(jìn)行規(guī)律分析。

式中：Smax、Smin為旋翼轉(zhuǎn)一圈內(nèi)的載荷最大值、最小值，Sd為旋翼轉(zhuǎn)一圈的動(dòng)載荷。

式中：Sdi為旋轉(zhuǎn)第i圈內(nèi)的動(dòng)載荷，N為動(dòng)作段旋轉(zhuǎn)圈數(shù)，S為動(dòng)作段內(nèi)的動(dòng)載荷均值。

選取主槳葉1600mm剖面揮舞、擺振彎矩，繪制俯沖拉起動(dòng)作全程時(shí)間歷程曲線，如圖6和圖7所示。

圖6 槳葉1600剖面揮舞彎矩俯沖拉起全程變化趨勢(shì)Fig.6The whole change trend of 1600mm position flapping moment while helicopter dive and pull-up

由圖6和圖7可以看出，在轉(zhuǎn)入俯沖的過程中，主槳葉揮舞、擺振彎矩動(dòng)載荷都有減小趨勢(shì)；在穩(wěn)定俯沖過程中，主槳葉揮舞彎矩動(dòng)載荷有明顯增加趨勢(shì)；在拉起段過程中，主槳葉揮舞、擺振彎矩的動(dòng)載荷增大，基本達(dá)到整個(gè)俯沖拉起過程中的最大值；在改平飛過程中，主槳葉揮舞、擺振彎矩動(dòng)載荷減小。即穩(wěn)定俯沖和拉起段時(shí)為整個(gè)俯沖拉起過程中槳葉的嚴(yán)重受載段。

圖7 槳葉1600剖面擺振彎矩俯沖拉起全程變化趨勢(shì)Fig.7 The whole change trend of 1600mm position lagging moment while helicopter dive and pull-up

這主要是由于在轉(zhuǎn)入俯沖過程中，直升機(jī)低頭，旋翼槳盤前傾，旋翼升力減小，故動(dòng)載荷減小；在穩(wěn)定俯沖過程中，槳葉迎角一定的情況下，直升機(jī)速度增大，槳葉相對(duì)來流速度也增大，旋翼升力增大，故動(dòng)載荷增大；在拉起過程中，槳葉迎角增大，旋翼升力增大，達(dá)到最大值，故動(dòng)載荷也相應(yīng)增大，達(dá)到最大值；在改平飛過程中，旋翼槳盤再次前傾，旋翼升力減小，故動(dòng)載荷再次減小。

統(tǒng)計(jì)不同法向過載下的主槳葉揮舞、擺振彎矩動(dòng)載荷值，如圖8、圖9所示。

從圖8、圖9可以看出，在同一重量、重心構(gòu)型下，110mm、1600mm兩個(gè)剖面的實(shí)測(cè)揮舞彎矩、擺振彎矩動(dòng)載荷值隨法向過載的增大，也呈增大趨勢(shì)。這主要是由于大的法向過載意味著大的旋翼拉力，也即大的主槳葉升力，故動(dòng)載荷值也增大。在包線范圍內(nèi)的最大法向過載俯沖拉起狀態(tài)下，槳葉揮擺彎矩實(shí)測(cè)動(dòng)載荷值接近最大限制值，即1h疲勞限制值。

圖8 同一構(gòu)型下，110mm剖面實(shí)測(cè)動(dòng)載荷值隨過載的變化Fig.8Under the same configuration， the dynamic load measured in the 110mm section varies with the overload

圖9 同一構(gòu)型下，1600mm剖面實(shí)測(cè)動(dòng)載荷值隨過載的變化Fig.9Under the same configuration， the dynamic load measured in the 1600mm section varies with the overload

4 結(jié)論

通過飛行試驗(yàn)，可以得到以下結(jié)論：

（1）在整個(gè)俯沖拉起動(dòng)作過程中，主槳葉在穩(wěn)定俯沖和拉起段時(shí)受載嚴(yán)重，在試飛過程中，應(yīng)重點(diǎn)監(jiān)控這兩個(gè)時(shí)間段的槳葉載荷值。

（2）主槳葉剖面的揮舞、擺振彎矩動(dòng)載荷值隨法向過載增加而增大。對(duì)于直升機(jī)大法向過載的俯沖拉起應(yīng)關(guān)注槳葉的揮舞、擺振彎矩。

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