槳葉重力作用下的旋翼載荷標定測試技術(shù)

焦帥克， 耿麗松， 王澤峰， 鄭甲宏

(中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089)

0 引 言

自從直升機首次被發(fā)明出來，直升機應(yīng)用領(lǐng)域廣泛，雖然全世界幾萬架直升機遍布于軍用、民用各個領(lǐng)域，但是直升機技術(shù)的潛力仍被開發(fā)得很少，與固定翼飛機技術(shù)相比仍有很大差距。飛機飛行壽命偏低，安全性不高是約束直升機技術(shù)發(fā)展的因素之一。旋翼作為直升機的核心部件之一，其主要為直升機提供升力，從而使直升機穩(wěn)定的飛行[1]。因此，旋翼系統(tǒng)的安全性影響著直升機的飛行安全。直升機旋翼系統(tǒng)工作時，其有揮舞、擺振、扭轉(zhuǎn)等多個運動自由度，這些自由度之間存在著復雜的耦合關(guān)系，旋翼系統(tǒng)會受周期載荷的作用，從而引起槳葉的疲勞，影響直升機的飛行安全[2-4]。因此，旋翼載荷測量是直升機技術(shù)必不可少的研究課題，如何準確地測量出直升機的揮舞、擺振、扭轉(zhuǎn)等載荷顯得尤為重要[5]。

直升機部件載荷測量技術(shù)已經(jīng)十分成熟，許多直升機部件的變形已經(jīng)能夠準確測量[6-7]，直升機的旋翼部件也是其測量的一部分。國內(nèi)外在直升機槳葉載荷測量技術(shù)方面有所研究，大多數(shù)對旋翼系統(tǒng)載荷測量一般采用電阻應(yīng)變計法[8]，通過標定載荷和電橋輸出的關(guān)系，得到標定曲線，將實測數(shù)據(jù)帶入該曲線反算出飛行載荷[9]。由于飛行載荷中存在揮—擺耦合，2000年，Bernard Y[10-11]針對某型直升機通過數(shù)值解耦的方法將揮舞、擺振載荷分離出來；2001年，余洵等[12]提出了一種高效的載荷標定方法，通過理論分析的方法，認為找出“最佳角度”更能減少載荷標定的工作量；2009年，劉正江等[13]對模型槳葉載荷進行標定研究，為實際槳葉載荷標定奠定基礎(chǔ)；2010年，余洵[14]對比分析了“數(shù)值解耦”和“物理解耦”方法的優(yōu)劣性；2012年，韓樹旺等[15]系統(tǒng)描述了飛行載荷的標定方法，但未曾分析旋翼重力在載荷標定過程中的影響；2014年，李永壽等[16]將“物理解耦”的方法應(yīng)用到實驗上；2018年,王澤峰等[17]提出了一種槳葉預(yù)扭角的確定方法。

該文在以上研究結(jié)果的基礎(chǔ)上，考慮分析了槳葉重力對載荷標定實驗的影響，并為后續(xù)載荷標定實驗中“預(yù)扭角”確定的過程中出現(xiàn)了一種“預(yù)扭角”隨旋轉(zhuǎn)方向的不同而不同的“偽現(xiàn)象”進行了解釋分析，并對“錯誤”數(shù)據(jù)進行了理論和實驗修正，說明了載荷標定過程中槳葉的重量不可忽略，否則將會影響標定曲線的準確性，進而影響飛行載荷數(shù)據(jù)測量的準確性，影響直升機的飛行安全。

1 應(yīng)變片的選擇與粘貼

為了測得更為準確的主槳葉的載荷數(shù)據(jù)，選取合適的應(yīng)變片尤為重要。該文選用的是中航電測生產(chǎn)的應(yīng)變片，型號為BA350-2AA(9)-G150-JQC，相關(guān)參數(shù)如表1所示。

表1 應(yīng)變片的相關(guān)參數(shù)

根據(jù)設(shè)計所給出的貼片剖面位置及類型，如圖1和表2所示。可知，共有8個剖面需要貼片，其中柔性梁上（AreaⅠ）有4個剖面（r=185 mm，r=265 mm，r=305 mm及r=550 mm剖面）；另外4個剖面位于槳葉上（r=650 mm，r=845 mm，r=970 mm及r=1 160 mm剖面）；r=1 500 mm為加載剖面。揮舞方向的彎矩載荷和擺振方向的彎矩載荷如圖1（b）所示。在柔性梁的r=185 mm，r=265 mm及r=305 mm剖面的中心位置的上下表面分別貼上一組平行片并組成全橋用于柔性梁揮舞彎矩的測量；柔性梁的前后表面分別貼上一組平行片并組成全橋用于柔性梁擺振彎矩的測量；在柔性梁r=550 mm剖面上下位置分別貼上一組扭矩片并組全橋用于柔性梁的扭矩測量。由槳葉的結(jié)構(gòu)可知，C字梁為主要承受揮舞載荷的部件，即槳葉的弦線處，應(yīng)在槳葉的r=845 mm，r=970 mm及r=1 160 mm剖面的上下表面分別貼上一組平行片并組成全橋用于槳葉揮舞彎矩的測量，但由于紅色區(qū)域（Area Ⅱ） 內(nèi)無法進行貼片，故r=845 mm和r=970 mm的貼片位置需盡量靠近弦線處；由于槳葉的前后緣位置很薄無法進行貼片工作，同理，這3個剖面的擺振片的貼片位置應(yīng)盡量靠近槳葉的前后緣；在槳葉r=560 mm剖面上下位置分別貼上一組扭矩片并組全橋用于槳葉的扭矩測量。

圖1 貼片位置及彎矩載荷方向示意圖

表2 貼片剖面位置與貼片類型

表2中每個剖面的類型分為四種，第一種代表該剖面貼有揮舞片，簡稱“揮舞”；第二種代表該剖面貼有擺振片，簡稱“擺振”；第三種代表該剖面貼有扭矩片，簡稱“扭矩”；第四種代表該剖面為加載剖面，簡稱“加載”。如若該剖面有某一類型的情況，則用“√”表明，如若沒有用“-”表明。

2 預(yù)扭角的測量

2.1 測試原理和裝置

直升機槳葉在正常工作狀態(tài)下，會存在揮舞運動和擺振運動。通常情況下，揮舞運動和擺振運動會相互影響，即兩種運動會相互耦合。故如何準確測出槳葉某個剖面的揮舞彎矩和擺振彎矩尤為重要。槳葉載荷標定是實測槳葉載荷最重要最基本的一個步驟，由圖2可知，若標定槳葉擺振載荷時，當槳葉豎直放置時，加載力的方向與剖面的中性軸存有一定的夾角 α，將角 α稱為預(yù)扭角，則加載力F不僅會使該剖面產(chǎn)生擺振彎矩還會產(chǎn)生揮舞彎矩。

圖2 擺振標定加載

設(shè)加載端距計算剖面的距離為d，則該剖面的擺振彎矩為Mb=Fcosα·d，揮舞彎矩為Mh=Fsinα·d≈Fα·d。若想要得到更為準確的標定曲線則需要知道預(yù)扭角 α。

測量裝置如圖3所示，部件①是轉(zhuǎn)動軸，用于調(diào)節(jié)加載方向與剖面中性軸之間的夾角；部件②是角度測量儀，用于測量旋轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)過的角度；③是待測試件，某型直升機的槳葉；④是槳葉根部的固定夾具；⑤是加載夾具。

圖3 測試裝置

一般預(yù)扭角都較小，基本都小于10°。本文槳葉自由端加載均為5 kg的砝碼，并以0°為起始點，2°步長旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動軸，記錄每個角度下的揮舞應(yīng)變的輸出值，當旋轉(zhuǎn)角度等于預(yù)扭角的大小時，中性軸與加載力的方向垂直，那揮舞應(yīng)變理論上應(yīng)為零，此時便能測出預(yù)扭角的大小。

2.2 未考慮重力的測量結(jié)果

槳葉載荷標定方法中預(yù)扭角的確定過程若未考慮過槳葉自重對預(yù)扭角確定的影響會導致測量結(jié)果出現(xiàn)偏差，且會出現(xiàn)預(yù)扭角隨旋轉(zhuǎn)軸的旋轉(zhuǎn)方向不同而不同的偽現(xiàn)象，如圖 4 所示。圖 4（a）（b）（c）是3個剖面未考慮重量影響下的曲線，圖4（d）表明預(yù)扭角兩次實驗明顯差別過大。

圖4 三個剖面的扭轉(zhuǎn)角測試分析圖

為了消除重力的影響，可以從兩個方面入手，一方面，從理論上分析，計算出重力的影響，然后進行數(shù)據(jù)修正；另一方面是從實驗入手，每轉(zhuǎn)過一個角度記錄一次零位（進行清零操作）。

2.3 理論修正數(shù)據(jù)

第一次實驗從10°位置轉(zhuǎn)到0°位置，如圖5（a）所示。由于只在初始位置（10°）進行了一次清零操作，這時每個角度下對應(yīng)的真實應(yīng)變值可由公式（1）表示；同理，第二次實驗，如圖5（b）所示，可得到公式（2），其中 εi代 表i°時的真實應(yīng)變， ε1i代表第一次實驗i°時，測量儀器的輸出值， εi°重力代表i°時重力產(chǎn)生的應(yīng)變值。

圖5 槳葉旋轉(zhuǎn)方向

用（1）式減去（2）式可得公式（3）：

令i=j，式子（3）變?yōu)槭阶樱?）：

由于當F值一定時，近似有Mh∝α，且 ε ∝Mh，故 ε ∝ α，則得公式（5）：

令i=10可得，；令i=0可得，b1= ε10+ε0°重力-ε10°重力則得：

同理，得：

根據(jù)公式（4）計算得到3個剖面的差值，并做平均處理，然后根據(jù)計算結(jié)果代入公式（8）（9）計算，計算結(jié)果如表3所示，3個剖面的預(yù)扭角如圖6所示。從圖5可知經(jīng)過修正后的數(shù)據(jù)不再受旋轉(zhuǎn)方向的影響。預(yù)扭角是否計算準確需要通過實驗修正來驗證。

表3 計算結(jié)果

圖6 數(shù)據(jù)修正后的預(yù)扭角

2.4 實驗修正數(shù)據(jù)

實驗修正也按照圖5方式進行兩次實驗，每轉(zhuǎn)過一個角度就進行清零操作計算結(jié)果如圖7所示。圖7（a）（b）（c）分別是 3 個槳葉剖面的預(yù)扭角擬合曲線，圖7（d）是兩次數(shù)據(jù)修正結(jié)果和兩次實驗修正結(jié)果的比較，可以發(fā)現(xiàn)四次結(jié)果基本吻合，結(jié)果見表4。數(shù)據(jù)修正和實驗修正結(jié)果相互印證，這說明經(jīng)過修正后的數(shù)據(jù)有效且具有一定的準確性，可供后面標定實驗使用。修正后的扭轉(zhuǎn)角存在一定偏差是可能是因為槳葉的不均勻性以及在數(shù)據(jù)修正時候采用了線性插值引起了一定的誤差。

圖7 三個測試剖面的結(jié)果分析圖

表4 三個剖面四次扭轉(zhuǎn)角修正結(jié)果

3 擺振片的選擇

由第二小節(jié)內(nèi)容可知擺振片無法粘貼在槳葉的兩側(cè)，只能盡可能貼在靠近槳葉的前后緣處。首先在槳葉的上表面貼四分之一弦線處貼上一個應(yīng)變單片，作為應(yīng)變?nèi)珮驑蚵返?號應(yīng)變片，下表面對稱位置貼一個應(yīng)變單片作為2號應(yīng)變片；靠近槳葉后緣處，以1 cm為梯度布片，上表面布3個應(yīng)變片，下表面布3個應(yīng)變片，從這6個應(yīng)變片中找出應(yīng)變橋路中的2,4號應(yīng)變片，如圖8所示。

圖8 擺振片貼片示意圖

按照文獻[12]給出的方法進行擺—揮解耦，揮舞加載載荷為 2 kg，擺振方向施加載荷 6 kg，，當揮舞方向加載產(chǎn)生的應(yīng)變比上擺振方向加載的應(yīng)變小于“耦合系數(shù)”5%時，即認為解耦成功，否則需根據(jù)測試結(jié)果重新解耦[16]。845剖面測量結(jié)果如表5，表6所示，其余2個剖面不再展示。

表5 845剖面擺振方向測量結(jié)果

表6 845剖面揮舞方向測量結(jié)果

由表7可知845剖面的擺振片的選片結(jié)果為1，2，3，5，其余兩個剖面選片過程與845剖面選片同理。

表7 選片結(jié)果

表7 選片結(jié)果

j i 3 4 5 6 7 8 3 - 5.21% 4.63% 47.45% 81.13% 47.77 4-16.94% 69.50% 94.81% 63.69%5 70.09% 96% 63.99%6-354.68% 926.19%-7 25 850%8--

4 標定結(jié)果

槳葉和柔性梁的上的揮舞片、擺振片、扭轉(zhuǎn)片均貼好后，進行標定試驗，標定結(jié)果如圖9和圖10所示。由圖可發(fā)現(xiàn)槳葉和柔性梁標定曲線均呈良好的線性，這表明把槳葉等效為彈性梁是基本正確的，同時側(cè)面反映了標定結(jié)果的可靠性。同時，發(fā)現(xiàn)相同載荷狀態(tài)下槳葉越靠近根部槳葉所受的揮舞和擺振應(yīng)變越大，這與彈性力學中的觀點一致；而柔性梁265剖面的受載最為嚴重，這與柔性梁的結(jié)構(gòu)和材料有關(guān)。

圖9 槳葉載荷標定結(jié)果

圖10 柔性梁標定結(jié)果

5 結(jié)束語

該文在標定實驗過程中發(fā)現(xiàn)了一種偽現(xiàn)象，通過分析發(fā)現(xiàn)是由于槳葉重力的作用造成了這一現(xiàn)象的產(chǎn)生，這表明在標定過程中槳葉的重力影響是不能忽略的。該文從理論分析和實驗測量兩方面入手，對數(shù)據(jù)進行修正，結(jié)果表明理論分析和實驗測量基本吻合，理論和實驗相互印證，這表明了測量結(jié)果的準確性。最后，通過載荷標定方法給出了旋翼柔性梁和槳葉的標定曲線，曲線呈現(xiàn)良好的線性結(jié)果，該結(jié)果與理論分析一致，這也說明了標定結(jié)果具有極高的可信度，為未來進行飛行載荷測量提供依據(jù)。