推進(jìn)式螺旋槳振動應(yīng)力特性飛行試驗與分析

牛宏偉, 郭海東, 張永峰

(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

飛機(jī)螺旋槳是將發(fā)動機(jī)輸出功率轉(zhuǎn)換為拉力的關(guān)鍵部件，螺旋槳振動應(yīng)力由飛行中的穩(wěn)態(tài)載荷和交變載荷共同引起，是造成高周疲勞損傷的主要載荷，一旦發(fā)生疲勞斷裂，將造成災(zāi)難性后果[1-2]。螺旋槳振動應(yīng)力受飛機(jī)和發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)影響很大，目前尚無合理的理論模型，飛行實測是首選的確定方法[3]。中國民航規(guī)章《運輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》(CCAR-25-R4)[4]和《航空燃?xì)鉁u輪動力裝置飛行試驗要求》(GJB 243A-2004)均對此提出明確要求[5]。

美國國家航空咨詢委員會(NACA) Langly實驗室是最早開始螺旋槳振動應(yīng)力研究的機(jī)構(gòu)。等測量了來流馬赫數(shù)0.95條件下一種超聲速螺旋槳彎曲和扭轉(zhuǎn)應(yīng)力，并研究了不同數(shù)量槳葉的失速顫振現(xiàn)象[6]。漢密爾頓標(biāo)準(zhǔn)公司的Richard開發(fā)了16通道感應(yīng)供電遙測系統(tǒng)，使用自溫度補償?shù)膽?yīng)變計，同時還測量了高度和空速等參數(shù)[7]。美國國家航空設(shè)備試驗中心(NAFEC)的Marvin分別對M20E、PA31飛機(jī)螺旋槳進(jìn)行地面和飛行中的振動應(yīng)力測量試驗，研究了相似構(gòu)型螺旋槳-發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)振動應(yīng)力影響因素的共性與差異[8]。隨后學(xué)者的關(guān)注點逐漸轉(zhuǎn)移到槳扇上來。美國國家航空航天局聯(lián)合技術(shù)研究中心(NASA UTRC)開展SR5先進(jìn)渦槳葉片試驗項目以建立后掠螺旋槳葉片的結(jié)構(gòu)動力數(shù)據(jù)庫，通過真空旋轉(zhuǎn)試驗和UTRC數(shù)據(jù)縮減模型來獲取轉(zhuǎn)子集成結(jié)構(gòu)的變形、模態(tài)、和頻率[9]。NASA Lewis研究中心針對槳扇結(jié)構(gòu)動力特性進(jìn)行了大量研究。Prem通過三種進(jìn)氣道模型風(fēng)洞試驗研究了發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道對SR-3槳扇葉片振動應(yīng)力的影響[10]；Mehmed等[11]在風(fēng)洞中測量了槳扇在非軸向來流失諧下兩個對稱葉片的振動應(yīng)力，表明人為構(gòu)造失諧可有效改善槳扇轉(zhuǎn)子氣動彈性響應(yīng)，而固有失諧會引起無法直觀預(yù)測的大幅振動；文獻(xiàn)[12-13]在灣流GⅡ載機(jī)平臺上開展SR7槳扇結(jié)構(gòu)完整性和噪聲驗證試驗，表明彎曲應(yīng)力主要是空速的函數(shù)，同時受短艙傾斜角及臨界轉(zhuǎn)速的影響；屈玉池等[14]提出一種通過監(jiān)測葉尖振動來獲取螺旋槳振動應(yīng)力的間接方法；孫瑞杰等[15]提出了一種利用復(fù)合疲勞試驗和外場故障數(shù)據(jù)反推葉片實際振動應(yīng)力的方法；田傲等[16]通過測試表明某通用飛機(jī)螺旋槳各部位振動應(yīng)力小于許用值；趙沖等[17]在低速風(fēng)洞開展實驗，研究了低雷諾數(shù)情況下螺旋槳振動對自身氣動性能的影響規(guī)律。

目前，對螺旋槳振動應(yīng)力研究還不夠充分，尤其是在飛行條件下振動應(yīng)力試驗方法和變化規(guī)律尚不明確。為此，根據(jù)某型飛機(jī)單發(fā)推進(jìn)式螺旋槳結(jié)構(gòu)與載荷特征，利用有限元靜應(yīng)力分析和模態(tài)分析確定振動應(yīng)力測點，設(shè)計和研制無線電遙測系統(tǒng)，開展不同飛行狀態(tài)、發(fā)動機(jī)和螺旋槳狀態(tài)的飛行試驗，獲得螺旋槳振動應(yīng)力變化規(guī)律，并分析了螺旋槳在旋轉(zhuǎn)狀態(tài)的共振特性，能夠促進(jìn)該型螺旋槳結(jié)構(gòu)動力特性設(shè)計優(yōu)化，并為航空螺旋槳的產(chǎn)生機(jī)理和評估方法研究提供基礎(chǔ)。

1 試驗方法

對航空螺旋槳等高速旋轉(zhuǎn)件，應(yīng)力測量的關(guān)鍵是實現(xiàn)信號從轉(zhuǎn)子到靜子部件的傳輸，表1為主流測試方法及其優(yōu)缺點。

表1 旋轉(zhuǎn)件參數(shù)測量方法Table 1 Parameter measurement method of rotating parts

考慮對高頻響應(yīng)和精度的要求，采用無線電遙測方式進(jìn)行測量，試驗流程如圖1所示，通過有限元分析確定測點，研制專用無線電近距遙測系統(tǒng)，在飛機(jī)上進(jìn)行一系列測試改裝和驗證試驗，最終開展飛行試驗和分析。

圖1 試驗方案流程Fig.1 Test program flow chat

1.1 測點確定

螺旋槳振動應(yīng)力是典型的疲勞載荷，由靜應(yīng)力σs和動應(yīng)力σd組成，通過槳葉有限元靜應(yīng)力分析和模態(tài)分析綜合確定振動應(yīng)力危險部位。某螺旋槳為3葉正向自動變距螺旋槳，可調(diào)轉(zhuǎn)速和順槳，圖2 為槳葉網(wǎng)格模型，采用二階四面體單元劃分網(wǎng)格，模型包含146 497個單元，244 801個節(jié)點，在槳根相應(yīng)接觸部位根部位施加與裝機(jī)結(jié)構(gòu)相同的位移約束。槳葉材料為LY11，楊氏模量E=72 GPa，泊松比ν=0.31，密度ρ=2 800 kg/m3。螺旋槳最大轉(zhuǎn)速為2 200 r/min，氣動力分布根據(jù)計算流體力學(xué)(computational fluid dynamics，CFD)計算結(jié)果給出，如圖3所示，采用無量綱化的參數(shù)，r/rmax為相對半徑，F(xiàn)a/ΣFa為該半徑處微元段所受氣動力與槳葉總氣動力的比值，沿葉高方向積分為1。

圖2 槳葉有限元網(wǎng)格模型Fig.2 Finite element model of the blade

圖3 氣動力沿葉高分布Fig.3 Distribution of dynamic force along blade height

選取起飛狀態(tài)的氣動載荷和轉(zhuǎn)速作為模型輸入，此時螺旋槳處于最大功率狀態(tài)，圖4為徑向靜應(yīng)力云圖，葉盆以拉應(yīng)力為主，葉背以壓應(yīng)力為主。

圖4 槳葉徑向靜應(yīng)力云圖Fig.4 Static stress contour of the blade in radial direction

圖5為徑向模態(tài)應(yīng)力云圖，一階模態(tài)為一彎，固有頻率56.60 Hz，二階模態(tài)為二彎，固有頻率 111.91 Hz，根據(jù)螺旋槳工作轉(zhuǎn)速范圍，主要考慮前兩階模態(tài)應(yīng)力。靜應(yīng)力和模態(tài)應(yīng)力的危險區(qū)域均位于葉型截面最大厚度附近。

圖5 槳葉前兩階模態(tài)徑向應(yīng)力云圖Fig.5 First two order modal stress contour of the blade in radial direction

通過頻率測定試驗驗證有限元計算的準(zhǔn)確性，試驗現(xiàn)場如圖6所示，通過掃頻測得槳葉1階靜頻為25.3 Hz，有限元計算值為24.7 Hz，相對誤差僅為-2.37%。

圖6 槳葉頻率測定試驗Fig.6 Frequency measurement test of the blade

綜合靜應(yīng)力和模態(tài)應(yīng)力計算結(jié)果，共設(shè)置4個振動應(yīng)力測點，如表2所示，r=487 500 562 mm測點各有1通道備份，r=900 mm測點有2通道備份。

表2 振動應(yīng)力測點設(shè)置Table 2 Vibratory stress measuring point setting

1.2 測試方法

在槳葉上加裝應(yīng)變片，組成1/4橋，采用B-711膠粘貼應(yīng)變片，表面涂覆101膠對應(yīng)變片和線纜進(jìn)行防護(hù)，并在關(guān)鍵部位用織物加固，考慮到推進(jìn)式螺旋槳受發(fā)動機(jī)尾氣加熱，對改裝后的槳葉進(jìn)行溫度試驗，如圖7所示，溫度范圍為-40～80 ℃，試驗過程中各通道應(yīng)變輸出正常，線纜線路和防護(hù)膠固定牢靠。

圖7 槳葉溫度試驗Fig.7 Temperature test of the blade

設(shè)計研制無線近距遙測系統(tǒng)，實現(xiàn)應(yīng)變信號的轉(zhuǎn)靜傳輸，測試原理如圖8所示。應(yīng)變信號進(jìn)入遙測盤進(jìn)行調(diào)制和混頻，進(jìn)入發(fā)射天線進(jìn)行發(fā)射，由安裝在發(fā)動機(jī)機(jī)匣端面上的接收天線接收，再通過遙測接收機(jī)解調(diào)，轉(zhuǎn)換為模擬信號輸出，圖9為測試系統(tǒng)硬件圖，遙測盤與發(fā)射天線結(jié)構(gòu)采用一體化設(shè)計。

圖8 振動應(yīng)力測試原理Fig.8 Vibratory stress test principle

圖9 測試系統(tǒng)硬件Fig.9 Test system hardware

遙測盤與螺旋槳一起高速旋轉(zhuǎn)，還兼顧有固定槳帽的作用，其結(jié)構(gòu)復(fù)雜，含有較多的小曲率圓角、凹槽和圓孔，須進(jìn)行強度考核，采用循環(huán)對稱有限元模型計算危險點應(yīng)力。建立遙測盤和槳帽1/3扇區(qū)有限元模型，如圖10所示，遙測盤材料為7075變形鋁合金，彈性常數(shù)與槳葉基本相同，屈服極限σs=400 MPa。在模型上施加循環(huán)對稱邊界條件、離心載荷、螺栓孔邊約束和模塊產(chǎn)生的離心力。

圖10 槳帽-遙測盤1/3扇區(qū)有限元模型Fig.10 Finite element model of the propeller fairing and telemetry disk

圖11為100%轉(zhuǎn)速下Von-Mises應(yīng)力云圖，遙測盤端面凸出結(jié)構(gòu)根部存在明顯應(yīng)力集中，最大應(yīng)力65.74 MPa。設(shè)計安全系數(shù)為材料屈服應(yīng)力除以實際最大應(yīng)力，即ns=σs/σmax，螺旋槳部件的通用設(shè)計準(zhǔn)則為許用安全系數(shù)[n]>2，根據(jù)有限元計算結(jié)果，ns=6.08，遙測盤靜強度滿足要求。

圖11 遙測盤應(yīng)力云圖Fig.11 Stress contour of the telemetry disk

通過旋轉(zhuǎn)試驗驗證強度考核結(jié)果，如圖12所示。在設(shè)計最大轉(zhuǎn)速(2 200 r/min)和2倍離心應(yīng)力轉(zhuǎn)速(141%超轉(zhuǎn)，3 100 r/min)分別穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)30 min，試驗前后均進(jìn)行磁粉探傷，未出現(xiàn)裂紋。

圖12 遙測盤旋轉(zhuǎn)試驗Fig.12 Rotation test of the telemetry disk

1.3 試飛科目

適航條款中“任何正常的使用條件”是指在飛行包線內(nèi)可能出現(xiàn)的所有狀態(tài)，但實際中不可能對所有狀態(tài)充分遍歷，根據(jù)咨詢通告AC20-66B，螺旋槳振動應(yīng)力來源如表3所示，影響因素主要包含外部大氣條件、飛機(jī)狀態(tài)、發(fā)動機(jī)和螺旋槳狀態(tài)等。結(jié)合飛機(jī)飛行包線和發(fā)動機(jī)工作包線，設(shè)計飛行試驗科目，主要包括起飛爬升、不同高度穩(wěn)定平飛與盤旋、不同發(fā)動機(jī)狀態(tài)平飛、下滑著陸等，如表4所示。

表3 螺旋槳振動應(yīng)力來源Table 3 Source of propeller vibratory stress

表4 飛行試驗科目Table 4 Flight test subject

2 試驗結(jié)果分析

經(jīng)過3架次飛行試驗，完成所有規(guī)劃的試驗科目，總飛行時間9 h 44 min，螺旋槳振動應(yīng)力采樣頻率為4 kHz，分別從振動應(yīng)力的變化規(guī)律以及螺旋槳共振特性兩方面對試驗結(jié)果進(jìn)行分析評估。

2.1 振動應(yīng)力變化規(guī)律

起飛初始階段1#和3#測點振動應(yīng)力波形如圖13 所示，取數(shù)據(jù)段的統(tǒng)計均值為σs，上下包絡(luò)線最小距離的1/2為σd，在短至1 s的時間內(nèi)σs穩(wěn)定，在此基礎(chǔ)上疊加振幅，符合螺旋槳振動應(yīng)力的物理規(guī)律。

圖13 不同測點振動應(yīng)力時域波形Fig.13 Vibratory stress waveform of different measuring points in time domain

選取4個典型飛行狀態(tài)，對比不同位置測點σs和σd分布規(guī)律，如圖14所示。不同測點σs差異較大，在速度Vi=180、200 km/h平飛狀態(tài)4#測點(r=500 mm)應(yīng)力最大，而在爬升和Vi=250 km/h平飛狀態(tài)2#測點(r=562 mm)應(yīng)力最大；對于動應(yīng)力σd，槳葉中部的1#、3#、4#測點應(yīng)力水平相當(dāng)，1#測點應(yīng)力最大，槳尖2#測點應(yīng)力較小。

圖14 槳葉不同位置應(yīng)力分布規(guī)律Fig.14 Stress distribution rule of the blade in different location

由于測點數(shù)較多，因此以較為危險的4#測點為代表，研究飛行參數(shù)對應(yīng)力的影響。圖15為應(yīng)力隨高度變化曲線。由圖15可知，給定不同速度的情況下，靜應(yīng)力隨高度增加而顯著增大，動應(yīng)力增大幅度較小。

圖15 應(yīng)力隨高度變化曲線Fig.15 The curve of stress changing with altitude

圖16為應(yīng)力隨速度變化曲線。由圖16可知，在相同高度，靜應(yīng)力和動應(yīng)力均隨速度增加均有明顯增大趨勢。

圖16 應(yīng)力隨速度變化曲線Fig.16 The curve of stress changing with velocity

圖17為應(yīng)力隨滾轉(zhuǎn)角變化曲線，由圖17可知，在高度 3 000 m，靜應(yīng)力隨滾轉(zhuǎn)角增大明顯增大，在高度5 000 m，靜應(yīng)力出現(xiàn)反復(fù)甚至下降；在不同高度和速度，動應(yīng)力均隨滾轉(zhuǎn)角增大而小幅增大。

圖17 應(yīng)力隨滾轉(zhuǎn)角變化曲線Fig.17 The curve of stress changing with roll angle

2.2 螺旋槳共振特性

結(jié)合螺旋槳振動應(yīng)力實測數(shù)據(jù)和固有頻率計算結(jié)果，評估螺旋槳在不同轉(zhuǎn)速的共振特性。螺旋槳常用工作轉(zhuǎn)速有：1 360 r/min(慢車)、2 000 r/min(巡航)、2 200 r/min(最大)，通過快速傅里葉變換(FFT)對典型穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行頻譜分析，圖18為針對圖13數(shù)據(jù)的分析結(jié)果，1#測點最主要頻率成分為轉(zhuǎn)速基頻(36 Hz)和2倍頻，3#測點為轉(zhuǎn)速基頻及其2、3、4倍頻。

圖18 不同測點頻譜分析結(jié)果Fig.18 Spectrum analysis results of different measuring points

對典型轉(zhuǎn)速各測點頻譜進(jìn)行統(tǒng)計，如表5所示，不同槳葉上相同位置測點數(shù)據(jù)基本一致。各所有測點特征頻率全部為轉(zhuǎn)子前6倍頻，槳葉中部 1#、2#、4#測點頻率成分單一，時域曲線接近對稱循環(huán)應(yīng)力，槳尖3#測點包含轉(zhuǎn)速的多階倍頻，這是由于槳葉為窄弦細(xì)長葉片，厚度自槳根至槳尖遞減，槳尖柔性較大，更容易受到不同頻率外力激振。

表5 各測點特征頻率Table 5 Typical frequency of each measuring point

基于1.1節(jié)有限元模態(tài)分析，得到槳葉前5階動頻，如表6所示。隨著轉(zhuǎn)速增加，槳葉應(yīng)力剛化效應(yīng)明顯，從0到最大轉(zhuǎn)速，前3階動頻分別增加了127.38%、40.57%、14.20%。

表6 槳葉動頻計算結(jié)果Table 6 Dynamic frequency calculation of the blade

根據(jù)頻譜分析和動頻計算結(jié)果，作出Compell圖(圖19)。由圖19可知，當(dāng)倍頻線與動頻點較為接近時，即存在共振可能性。圖19中有兩處較為接近：①慢車1階動頻與轉(zhuǎn)子2倍頻接近；②最大轉(zhuǎn)速2階動頻與轉(zhuǎn)子3倍頻接近。針對這一現(xiàn)象，選取其他相同狀態(tài)4#測點數(shù)據(jù)進(jìn)行頻譜檢查，如圖20、圖21所示。3次慢車狀態(tài)頻譜中均出現(xiàn)了2倍頻，幅值超過了1倍頻，成為最主要的頻率成分，存在共振危險，建議適當(dāng)增大慢車轉(zhuǎn)速，使動頻點右移，同時倍頻線斜率增大，減小共振可能性。最大轉(zhuǎn)速狀態(tài)頻譜中未出現(xiàn)3倍頻成分，表明該高階振型難以激起，不構(gòu)成共振危險。

圖19 槳葉Compell圖Fig.19 Compell diagram of the blade

圖20 慢車狀態(tài)頻譜檢查Fig.20 Spectrum inspection of idle state

圖21 最大轉(zhuǎn)速狀態(tài)頻譜檢查Fig.21 Spectrum inspection of maximum state

3 結(jié)論

通過飛行試驗方法研究了某型飛機(jī)單發(fā)推進(jìn)式螺旋槳的振動應(yīng)力特性，得到如下結(jié)論。

(1)在穩(wěn)定狀態(tài)螺旋槳振動應(yīng)力波形為在平均應(yīng)力基礎(chǔ)上疊加振幅，槳葉不同位置測點應(yīng)力有所差異，槳葉中部應(yīng)力水平大于槳尖。

(2)在其他條件保持不變的情況下，靜應(yīng)力基本隨高度、速度和滾轉(zhuǎn)角的增大成明顯增大趨勢，但在高度5 000 m靜應(yīng)力隨滾轉(zhuǎn)角增大出現(xiàn)反復(fù)和下降，動應(yīng)力隨速度增大明顯增大，隨高度和滾轉(zhuǎn)角增大緩慢增大。

(3)槳葉振動頻率成分為螺旋槳轉(zhuǎn)速及其前6階倍頻，通過Compell圖發(fā)現(xiàn)慢車狀態(tài)1階動頻與轉(zhuǎn)速2倍頻接近，多狀態(tài)頻譜分析表明在慢車狀態(tài)頻譜中轉(zhuǎn)速2倍頻是最主要的頻率成分，存在共振危險，建議適當(dāng)增大慢車轉(zhuǎn)速以減小共振可能性。