無人直升機主槳轂中央件疲勞試驗加載技術研究

包名，李大海，劉紅艷

（中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001）

隨著復合材料、動力系統(tǒng)、傳感器等新技術的發(fā)展，無人直升機技術也得到迅速發(fā)展。無人直升機具有垂直起降、懸停、巡航以及快速轉變航向等特性，這就使其成為了一種理想的無人飛行器，在軍民領域均得到廣泛應用[1]。在軍事領域，無人直升機作為一款面向未來作戰(zhàn)的艦載無人直升機，可作為驅護艦、兩棲攻擊艦等大中型水面艦船編隊的升空平臺，與水面艦艇、艦載有人機等裝備形成有效互補，有效提高了海上機動作戰(zhàn)、聯(lián)合作戰(zhàn)、綜合防御作戰(zhàn)的信息保障能力，可執(zhí)行多種作戰(zhàn)和后勤保障任務[2]，是海軍走向遠海和執(zhí)行多樣化軍事任務的重要支撐。在民用領域，無人直升機可用于民用的電力巡線與架線、地圖測繪、交通監(jiān)控、森林防火、地震災情探測等事務[3]。

主槳轂中央件是無人直升機旋翼系統(tǒng)中的典型復雜動部件，也是重要的承力部件[4]。它一方面需要承擔自槳葉、柔性梁傳遞過來的離心力、揮舞彎矩和擺振彎矩；另一方面，還要平衡來自自動傾斜器系統(tǒng)的變距拉桿等載荷。在實際飛行工況中，主槳轂中央件承載環(huán)境復雜，不僅受到高周振動載荷引起的高周疲勞，還要考慮空地載荷為主的低周疲勞[5]。在進行無人直升機中央件地面疲勞試驗時，因其試驗件承載形式和傳力路線復雜、數據測量點較多，往往給試驗加載和調試造成了較大困難。

在國內直升機主槳轂中央件疲勞試驗方面，學者們進行了大量研究。姚海濤等[6]針對直升機球柔性槳轂中央件疲勞試驗，重點研究了彈性軸承模擬旋轉載荷加載及調試等關鍵技術，但對于無軸承旋翼槳轂中央件疲勞試驗涉及的載荷傳力及調試，尤其是關于槳轂中心彎矩及支臂對接面聯(lián)合調試技術的影響并未做說明，文中提出的彈性軸承模擬旋轉載荷加載調試技術并不完全適用于無軸承槳轂中央件疲勞試驗。鄧文等[7]以某型機主槳轂中央件疲勞試驗為對象，從試驗夾具安裝、控制系統(tǒng)精度、應變測量誤差等方面進行了分析，對試驗載荷調試異常及其起因進行了判定，提出了改進措施，對提供中央件疲勞試驗加載精度提供了指導。但文中提到的中央件載荷調試技術只針對有人直升機球柔性槳轂中央件疲勞試驗進行了驗證與優(yōu)化，對于無軸承槳轂和新構型無人直升機還需要結合實例進行進一步分析和驗證。姚海濤等[8]以主槳轂中央件疲勞試驗為例，研究了旋轉載荷特點和加載方法，介紹了旋轉載荷合成效果的驗證方法，此法只適用于傳統(tǒng)金屬或球柔性槳轂中央件疲勞試驗，不適用于無軸承槳轂中央件疲勞試驗。李清蓉等[9]以某型直升機夾板組件疲勞試驗為例，介紹了疲勞試驗中試驗邊界條件的模擬方法及其重要性，雖然為中央件疲勞試驗邊界條件的準確模擬提供了借鑒，但并未說明對于無軸承或新構型槳轂中央件疲勞試驗涉及的槳轂中心和支臂對接面載荷的聯(lián)合調試，應如何有效準確地進行邊界模擬。包名等[10]針對某新型無人直升機主槳轂中央件的結構形式和承載特點，研究了中央件疲勞試驗載荷調試技術，提出了一種無人直升機中央件疲勞試驗載荷調試方法，并予以驗證，提高了無人直升機中央件地面疲勞試驗的載荷精度，為后續(xù)型號研制提供了試驗技術借鑒。但文中并未詳細說明提出的新方法在無軸承和新構型槳轂中央件疲勞試驗中應用的差別與優(yōu)劣。國外致力于發(fā)展共軸反轉式無人直升機、圓環(huán)型無人直升機、側轉旋翼式無人直升機及長航時無人直升機[11]，試驗技術也得到了長足發(fā)展。

本文首先介紹了2 種旋翼構型的無人直升機中央件疲勞試驗加載方案，隨后對比分析了2 種方案中近端和遠端離心力加載設計對試驗載荷（包括位移和相位等）、試驗加載頻率、試驗穩(wěn)定性及試驗件結構等方面的影響。最后針對上述2 種方案中存在的問題，提出了解決辦法，進而探索出適用于不同旋翼構型中央件疲勞試驗的加載技術。

1 主槳轂中央件受力簡介

1.1 常規(guī)單旋翼式無人直升機中央件

單旋翼無人直升機主槳轂中央件是主旋翼系統(tǒng)的關鍵動部件，其旋翼構型為無軸承旋翼結構，共連接4 片槳葉，中央件通過柔性梁和袖套與槳葉連接[12]，無軸承旋翼既沒有揮舞鉸、擺振鉸，也沒有變距鉸，所有的揮舞、擺振和變距運動都通過槳轂支臂與槳葉的彈性變形來實現(xiàn)。在實際飛行中，直升機槳轂中央件受力復雜，主要承受地–空–地循環(huán)，高低周疲勞相結合模式的復合載荷[13]，主槳葉所作的揮舞運動、擺振運動以及離心運動，可以將揮舞彎矩和擺振彎矩通過柔性梁、袖套等部件沿某一既定的傳力路線傳遞給中央件，使中央件承受隨機復合載荷的作用[14]。因此，中央件支臂對接面揮舞彎矩Mb、擺振彎矩Mt以及槳轂中心彎矩Mf等載荷將作為單旋翼無人直升機中央件的特征載荷在地面疲勞試驗中予以施加。

如圖1 所示，中央件與柔性梁假件對接面（或稱中央件支臂對接面）上的載荷在耳片中心位置，載荷坐標系為槳葉坐標系，主要包括以下載荷：離心力Fc，靜載，槳葉坐標系X向為正；擺振彎矩Mt，靜、動載，槳葉坐標系Y向為正；揮舞彎矩Mb，靜、動載，槳葉坐標系Z向為正（右手坐標系法則）；槳轂中心彎矩Mf；升力FZ，沿槳轂中心軸線豎直向上；扭矩MZ，沿旋翼軸軸線逆時針旋轉。

圖1 單旋翼主槳轂中央件受力Fig.1 Test loads of main rotor hub from conventional rotor

1.2 共軸旋翼式無人直升機中央件

共軸旋翼無人直升機依靠與上下槳轂旋翼向相反的方向旋轉來平衡扭矩，提供直升機升力和平飛的動力。主槳轂中央件是旋翼系統(tǒng)的關鍵動部件，需要通過地面試驗進行性能考核。試驗中中央件的受力如圖2 所示。坐標系OXYZ為右手坐標系，原點位于槳轂中心，XY平面垂直于槳轂中心軸線，X軸指向1#支臂，Z軸沿槳轂中心軸線軸向朝上[15]。

圖2 共軸旋翼主槳轂中央件受力Fig.2 Test loads of main rotor hub from coaxial rigid rotor

2 中央件疲勞試驗加載設計

2.1 單旋翼中央件疲勞試驗加載設計

在柔性梁假件的適當位置設計揮舞力和擺振力加載裝置，如圖3 所示。采用離心力遠端加載模式，即在柔性梁假件外側設計離心力加載點。試驗加載時，使離心力經過柔性梁假件傳遞至支臂對接面，使中央件支臂組件承載離心力載荷，真實模擬直升機飛行受力狀態(tài)（如圖4 所示），以便施加揮舞力、擺振力和離心力載荷[16]。試驗時可先將4 支臂施加一恒定離心力，然后調試揮舞力和擺振力，并通過最小二乘法插值柔性梁假件上2 處測量剖面的輸出彎矩，得到中央件支臂對接面揮舞彎矩Mb和擺振彎矩Mt，并使其滿足設計要求。中央件所承受的彎矩可通過施加在柔性梁假件上的橫向剪力來實現(xiàn)[17]。試驗加載裝置如圖5 所示。

圖4 離心力遠端加載示意圖Fig.4 Loading form of centrifugal force for conventional rotor

圖5 單旋翼無人直升機中央件疲勞試驗裝置Fig.5 Fatigue test device of main rotor hub for conventional rotor

如圖3 所示，試驗時可考慮將槳轂中心載荷和中央件支臂對接面載荷等效分解到各柔性梁假件上進行揮舞力、擺振力和離心力加載，從而得到以下理論計算公式。

圖3 中央件支臂加載示意圖Fig.3 Loading form of main rotor hub for conventional rotor

式 中：Mbsi、Mbdi、Mtsi、Mtdi與Fbsi、Fbdi、Ftsi、Ftdi分別為中央件各支臂對接面的揮舞彎矩、擺振彎矩及需要施加在柔性梁假件上的揮舞力和擺振力；a和b分別為揮舞力加載點到支臂對接面的距離及揮舞力和擺振力加載點之間的距離；L0為支臂對接面中心到槳轂中心的距離；L1為離心力加載中心線與槳轂中心的偏置距離；A為中央件支臂與柔性梁假件連接處存在的安裝預錐角；Mf、MZ和FZ分別為槳轂中心彎矩、靜態(tài)扭矩和靜態(tài)升力。

2.2 共軸旋翼中央件疲勞試驗加載設計

同樣在槳葉假件的適當位置設計揮舞力和擺振力加載裝置，如圖6 和圖7 所示。采用離心力近端加載模式，即在槳葉假件內側設計離心力加載點，試驗時槳葉假件只傳遞揮舞彎矩和擺振彎矩，不傳遞離心力至槳葉對接面（如圖8 所示）。該試驗方案同樣需要先對中央件4 個支臂同時施加一恒定離心力，然后調試揮舞力和擺振力，再通過最小二乘法插值槳葉假件上測量剖面的輸出彎矩，得到槳葉對接面揮舞彎矩Mb和擺振彎矩Mt，使其滿足加載和設計要求[18]。槳葉對接面所承受的彎矩可通過施加在槳葉假件上的橫向剪力來實現(xiàn)。整體試驗加載裝置如圖9 所示。

圖6 中央件單支臂揮舞力加載示意圖Fig.6 Lifting force loading design of main rotor hub for coaxial rigid rotor

圖7 中央件單支臂擺振力加載示意圖Fig.7 Stopping force loading design of main rotor hub for coaxial rigid rotor

圖8 離心力近端加載示意圖Fig.8 Loading form of centrifugal force for coaxial rigid rotor

圖9 共軸旋翼無人直升機中央件疲勞試驗裝置Fig.9 Fatigue test device of main rotor hub for coaxial rigid rotor

對中央件實際承受載荷進行分析，得到任意支臂處揮舞力和擺振力等載荷的表達式，如式（6）—（8）所示。

式中：Fxi、Fyi和Fzi分別為需要對中央件各支臂施加的離心力、擺振力和揮舞力；Ftd、Fbd、Mts及Mbs分別為試驗要求施加的擺振力和揮舞力動態(tài)值、槳葉對接面處的擺振彎矩和揮舞彎矩的靜態(tài)值；Rt為擺振力加載中心至支臂對接面的力臂；Rb為揮舞力加載中心至對接面的力臂。

2.3 載荷計算原理及調試方法

由于受中央件結構的空間和形狀限制，無法在支臂對接面布置彎矩測量片直接測量目標載荷，故可考慮在延伸出來的槳葉假件上適當剖面位置粘貼應變片，測量各剖面輸出彎矩，再將其結合最小二乘法插值計算出中央件支臂對接面彎矩，并使其滿足試驗要求。

在槳葉假件或柔性梁假件上選擇2 組剖面（如圖10 中的剖面1 和剖面2），布置2 組彎矩應變片。試驗時，在揮舞加載面和擺振加載面分別施加揮舞力和擺振力（如圖10 中Fb和Ft），根據剖面1 和剖面2的MB1 和MT1、MB2 和MT2 的揮舞彎矩和擺振彎矩，插值計算支臂對接面（或稱槳葉對接面）的揮舞彎矩Mb和擺振彎矩Mt，中央件支臂對接面揮舞彎矩和擺振彎矩計算方法見圖10。

圖10 中央件支臂對接面彎矩計算Fig.10 Principle of calculation for sleeve alignment surface

揮舞力和擺振力加載調試是試驗調試技術的關鍵，尤其是加載力大小的控制以及加載點位置的布置，都會對目標載荷的測量產生較大影響。因此，如何準確調試揮舞力和擺振力載荷使中央件支臂對接面彎矩滿足試驗要求，可以采用以下方法進行。

1）試驗中可在距離中央件支臂對接面（或稱槳葉對接面）適當位置，分別施加揮舞理論計算剪力Fb0和擺振剪力Ft0進行加載調試，動載荷相位可按公式（9）和（10）施加。中央件各支臂動載荷相位依次相差90°。旋翼為俯視順時針旋轉，載荷施加時按俯視逆時針旋轉。4 個支臂的動態(tài)擺振、揮舞彎矩按式（9）、（10）計算。

式中：Mts、Mtd、Mbs、Mbd分別為中央件支臂對接面處的靜態(tài)和動態(tài)擺振彎矩及揮舞彎矩。

2）調節(jié)揮舞剪力Fb和擺振剪力Ft，并根據槳葉假件或柔性梁假件上載荷測量剖面的輸出彎矩，插值計算出中央件支臂對接面（或稱槳葉對接面）的實時動態(tài)載荷，并使其滿足試驗要求。必要時可配合調整揮舞力和擺振力加載點位置，提高加載精度，保證目標載荷滿足試驗要求，試驗調試方法流程如圖11 所示。

圖11 無人直升機中央件疲勞試驗調試方法流程Fig.11 Debug method of fatigue test about Main Rotor Hub for unmanned helicopter

3 試驗問題分析及解決辦法

3.1 單旋翼中央件疲勞試驗問題分析

3.1.1 離心力對揮舞力的“卸載”影響

由于中央件各支臂受相位協(xié)調加載揮舞力的影響，中央件中心槳盤實際上是在做上下起伏運動的，這樣中央件4 個支臂所承受的離心力方向不是水平的，而是與水平方向傾斜一個角度，即θ角。揮舞加載作動器實際施加的載荷為Fb=FB+Fc2，大于理論上需要施加的揮舞力FB，即揮舞作動器載荷需要抵消一部分離心力在揮舞方向的分力Fc2來對柔性梁假件施載。離心力對揮舞力存一定的卸載作用，揮舞力理論施加值與實際調試值存在“較大偏差”，離心力卸載示意圖如圖12 所示。圖12 中，F(xiàn)c1和Fc2分別為離心力Fc沿水平方向和揮舞方向的分力，F(xiàn)B為達到對接面揮舞彎矩時理論上需要施加的揮舞力載荷，θ角為中央件4 個支臂在試驗時實際所承受的離心力方向與水平方向的夾角。揮舞力理論值與實際調試值的偏差見表1 和表2。從表1 和表2 可以看出，在單旋翼中央件疲勞試驗中，由于離心力對揮舞力的卸載作用，致使揮舞力的實際調試值往往與理論計算值偏差較大。試驗調試中，一般需要通過增加揮舞力載荷來使中央件支臂對接面揮舞彎矩滿足試驗要求；在共軸旋翼中央件疲勞試驗中，由于離心力在試驗件近端加載，即離心力不通過槳葉假件傳遞，揮舞力的力學加載模型為標準的懸臂梁模型，離心力不會對揮舞力產生卸載作用，故而揮舞力的實際調試值與理論值偏差較小，2 階段高周載荷的偏差率均在3%以內。

圖12 離心力卸載示意圖Fig.12 Centrifugal force unloading in main rotor hub fatigue test for conventional rotor

表1 單旋翼中央件疲勞試驗揮舞力理論值與實際值偏差Tab.1 Deviation between theoretical value and actual value of lifting force in test for conventional rotor%

表2 共軸旋翼中央件疲勞試驗揮舞力理論值與實際值偏差Tab.2 Deviation between theoretical value and actual value of lifting force in test for coaxial rigid rotor%

3.1.2 柔性梁假件上載荷測量剖面揮舞彎矩相位差異

從調試結果可以發(fā)現(xiàn)，柔性梁假件上載荷測量剖面的擺振彎矩輸出比較穩(wěn)定，2 測量剖面之間的擺振彎矩相位吻合較好，但是載荷測量剖面之間的揮舞彎矩卻存在較大的相位差（如圖13 中的ΔΦ1～ΔΦ4），給中央件支臂對接面載荷測量計算帶來較大困難。針對柔性梁假件貼片測量剖面揮舞彎矩相位差異，進行各工況試驗測量，結果見表3。圖13 中A1Mb1、A1Mb2、A2Mb1、A2Mb2、A3Mb1、A3Mb2、A4Mb1和A4Mb2為與中央件支臂連接的4 個柔性梁假件上2 貼片剖面揮舞彎矩的應變測量值。

表3 單旋翼無人直升機中央件試驗工況測量結果Tab.3 Measuring results of many fatigue test conditions about main rotor hub for conventional rotor

圖13 柔性梁假件載荷測量剖面揮舞彎矩的相位差Fig.13 Lifting force phase difference about survey section at two positions on simulated flexible beam

從表3 可以看出，對中央件單個支臂或2 個支臂（包括對臂和鄰臂）施加揮舞力或擺振力載荷時，柔性梁假件上2 測量剖面的輸出彎矩相位基本一致，但是一旦中央件4 支臂施加離心力后再施加揮舞載荷，柔性梁假件上2 測量剖面的揮舞彎矩相位則存在明顯的相位差。離心力的加載使中央件槳盤帶動柔性梁假件產生了小角度“傾斜”，此時柔性梁假件所承載的力學模型已經不是單純意義上的懸臂梁力學模型，施加在柔性梁假件上的揮舞彎矩受到了離心力的卸載作用，故柔性梁假件上各測量剖面之間的揮舞彎矩會存在明顯的相位偏差。

在實際飛行工況下，直升機旋翼高速旋轉產生的離心力是沿槳葉弦線方向的動態(tài)矢量，其大小和方向都在隨飛行姿態(tài)的改變而變化[19]。雖然可以通過調整揮舞作動器載荷和擺振作動器的輸出載荷來擬合中央件支臂對接面的彎矩載荷，并使其達到試驗要求，但是實際試驗中中央件槳盤是在復合載荷作用下做周期性起伏運動[20]，而與其連接的離心力加載鋼絲繩末端與固定支架連接，限制了離心力加載的隨動性，即離心力可能做到了載荷模擬，但并未完全模擬直升機飛行姿態(tài)，而這很可能就是導致上述問題的主要原因之一。

3.2 共軸旋翼中央件疲勞試驗問題分析

1）揮舞力方向位移較大，試驗加載不易控制，載荷調試誤差較大。共軸旋翼中央件疲勞試驗中，由于采用離心力近端加載方案，即離心力不通過槳葉假件傳遞至中央件支臂，而是直接施加在支臂連接工裝上，施加在槳葉假件上的揮舞力和擺振力不受離心力作用。雖然槳葉假件力學承載模型是簡單的懸臂梁模型，簡化了槳葉對接面彎矩的力學計算模型，但帶來的弊端是槳葉假件在承受揮舞力載荷時，揮舞力方向位移相較于單旋翼中央件試驗中的揮舞力位移卻偏大許多，見表4 和表5。中央件試驗臺擺動擾度大，小載荷大位移導致試驗載荷精度不易控制，槳葉對接面載荷誤差較大，見表6。

表4 共軸旋翼無人直升機中央件疲勞試驗揮舞力方向位移Tab.4 Lifting direction displacement in main rotor hub fatigue test for coaxial rigid rotor mm

表5 單旋翼無人直升機中央件疲勞試驗揮舞力方向位移Tab.5 Lifting direction displacement in main rotor hub fatigue test for conventional rotor mm

表6 共軸旋翼中央件支臂槳葉對接面動態(tài)彎矩誤差Tab.6 Deviation about dynamic load of sleeve alignment surface in main rotor hub fatigue test%

從表4 和表5 可以看出，共軸旋翼中央件疲勞試驗中，揮舞力方向位移相對于單旋翼中央件試驗要增大許多，這主要與共軸旋翼中央件試驗采用的離心力近端加載設計和中央件特有的槳轂裝配構型有關。當離心力不經過槳葉假件傳遞，直接施加在近端試驗件上時，雖然節(jié)省優(yōu)化了試驗占地空間資源，但隨之帶來了諸如揮舞力方向位移較大，試驗臺擺動撓度大、不平穩(wěn)，容易出現(xiàn)載荷或位移超限導致試驗跳停等問題。此外，從表6 可以看出，槳葉對接面擺振動態(tài)彎矩誤差較大，共軸旋翼中央件疲勞試驗中較小的試驗載荷要求，必然會引起較大的載荷調試誤差，因此對于小載荷的旋翼系統(tǒng)部件調試，往往載荷精度不易控制。

2）加載頻率較低，彈性軸承等陪試件損壞率較高，試驗運行穩(wěn)定性較差。共軸旋翼中央件疲勞試驗由于揮舞力加載位移較大，中央件支臂端安裝的彈性軸承承載較大的載荷而產生變形破壞，試驗中軸承、螺栓等陪試部件破壞頻率較高[20]，統(tǒng)計結果見表7。再加上為了保證載荷精度而采用較低的試驗頻率（試驗頻率為0.1～0.15 Hz），導致試驗運行的連續(xù)性較差，試驗周期延長，直接影響了型號的研制進度。

表7 共軸旋翼無人直升機中央件疲勞試驗陪試件破壞情況Tab.7 Damage of accompanying test parts in main rotor hub fatigue test for coaxial rigid rotor

3.3 解決辦法

3.3.1 單旋翼中央件疲勞試驗問題

離心力對揮舞力的“卸載”問題可以考慮在離心力加載端設計鋼絲繩隨動裝置來補償中央件槳盤因做周期性起伏運動帶來的離心力加載角度變化，從而更加真實準確地模擬無人直升機主槳轂中央件在實際飛行狀態(tài)下的承載和傳力方式。

針對柔性梁假件上不同應變測量剖面揮舞彎矩相位差異問題，已經提出一種適用于單旋翼4 支臂槳轂構型無人直升機主槳轂中央件的疲勞試驗載荷調試方法[10]。該方法的主要原理為，在恒定的離心力作用下，反復調試施加在柔性梁假件上的揮舞力和擺振力載荷，并結合數據采集系統(tǒng)，實時采集柔性梁假件上各測量剖面的動態(tài)彎矩數值，插值計算出中央件支臂對接面的動態(tài)彎矩數值，再折算出相應的彎矩幅值，并使其滿足試驗要求，簡稱數值插值調試法。前期試驗結果表明，該法可以有效解決柔性梁假件上載荷測量剖面之間的相位差異問題，準確計算出中央件各支臂對接面實時動態(tài)彎矩，提高試驗加載精度，保障主槳轂中央件在地面疲勞試驗中模擬邊界條件合理受載及傳載，真實全面地考核中央件關鍵部位的疲勞性能，為其使用壽命評估和產品結構優(yōu)化提供試驗技術支撐。

3.3.2 共軸旋翼中央件疲勞試驗問題

對于共軸旋翼中央件疲勞試驗，因特殊槳轂構型及試驗要求帶來的“小載荷大位移”情況必然會影響試驗加載頻率、試驗運行穩(wěn)定性及載荷調試精度等。因此，可以考慮從以下幾方面來解決上述問題。

1）改造升級液壓控制系統(tǒng)，保證穩(wěn)定的作動器執(zhí)行機構壓力輸出，提高試驗運行穩(wěn)定性及加載頻率。

2）調節(jié)計算機控制系統(tǒng)中PID 載荷調試參數，優(yōu)化試驗載荷輸出和反饋加載波形的跟隨性，提高試驗加載精度。

3）定期檢查試驗件安裝及試驗運行狀態(tài)，更換彈性軸承及連接螺栓等易損陪試件，在保證試驗件準確受載的同時，降低陪試件的破壞率及載荷偏載率，提高試驗運行效率，縮短試驗周期，保障產品的研制進度。

通過采用局部改造液壓系統(tǒng)，調節(jié)計算機控制系統(tǒng)中PID 載荷調試參數及定期更換彈性軸承等易損陪試件等措施進行優(yōu)化調整，共軸旋翼中央件疲勞試驗的試驗頻率和載荷精度得到了顯著改善，統(tǒng)計結果見表8。

表8 優(yōu)化調整后的共軸旋翼無人直升機中央件疲勞試驗試驗頻率及載荷精度統(tǒng)計結果Tab.8 Statistical results about test frequency and loading accuracy in main rotor hub fatigue test for coaxial rigid rotor

4 結論

本文基于2 種不同旋翼構型無人直升機中央件的結構形式和承載特點，介紹了當前國內現(xiàn)代無人直升機中央件疲勞試驗加載技術。同時，通過分析不同構型槳轂中央件疲勞試驗中存在的問題，提出改進措施，并得到以下結論。

1）單旋翼式構型無人直升機中央件疲勞試驗中，遠端加載模式下，離心力對揮舞力的卸載影響較大，揮舞力理論值與實際施加值偏差較大，往往需要施加更大的揮舞力載荷才能達到中央件支臂對接面的揮舞彎矩載荷要求。

2）共軸旋翼構型無人直升機中央件疲勞試驗中，雖然近端加載模式下，消除了離心力對揮舞力的卸載影響，但受旋翼槳轂結構、試驗加載模型及液壓控制設備等因素影響，揮舞力方向位移較大，支臂對接面試驗載荷誤差較大，小載荷大位移使得載荷精度不易控制。此外，較大的揮舞力加載位移，致使中央件支臂端安裝軸承和螺栓等陪試部件頻繁被破壞，部件更換工作也嚴重影響了試驗運行的連續(xù)性和平穩(wěn)性。

3）在單旋翼中央件疲勞試驗中，關于離心力對揮舞力的卸載影響，可考慮在離心力加載端設計隨動補償裝置，來優(yōu)化抵消離心力卸載角θ。在共軸旋翼中央件疲勞試驗中，可通過定期提前更換性能強化的軸承和螺栓，減少陪試件破壞頻次，來保證試驗的連續(xù)性和平穩(wěn)性。另外，可通過降低試驗頻率、調節(jié)控制軟件PID 參數及更換可提供穩(wěn)定油源的液壓設備等措施來保證載荷的穩(wěn)定施加，從而提高試驗載荷精度。