直升机飞行状态下传动系统载荷测试研究

直升机飞行状态下传动系统载荷测试研究

温洪雷,崔秀娟,葛新

哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 黑龙江省哈尔滨市150066

摘要：为实测及研究飞行状态下的直升机旋翼轴弯矩、扭矩及拉力，提出一种旋翼轴飞行载荷测量方法。首先对旋翼轴应变电桥的布局进行分析，解决弯矩、扭矩及拉力应变电桥耦合的问题；然后通过载荷地面标定试验及飞行试验，动态同步实测不同飞行状态下的旋翼轴载荷，并对飞行数据的有效性进行验证；最后根据实测的试飞数据，对旋翼轴受载严重的试飞科目平飞、斜坡着陆、俯冲拉起进行分析。结果表明：旋翼轴拉弯扭应变电桥的解耦方案可行，旋翼轴飞行载荷测量方法可靠，实测数据准确，旋翼轴载荷的分析可为旋翼轴载荷谱的编制、结构改型及寿命评估提供依据。

关键词：直升机传动系统；飞行试验；载荷应变测量  

为了提高航空发动机和传动系统的寿命、可靠性和维修性，根据有关规范的规定，研制的发动机和传动系统或它的部件，需要进行数十项的静力试验与疲劳试验。在这些试验过程中不可避免地要进行应变测试分析。在直升机试飞中测量各零部件的载荷，以分析系统的可靠性、安全性，是飞机实际使用前必须进行的一个重要环节。目前国内主要开展了地面试验状态下的旋翼轴载荷测量研究，对于在真实大气环境下的飞行测试，尤其是旋翼轴拉力、扭矩、弯矩同时测量还是缺少相关研究。

一、慨述

对于直升机来说，旋翼、尾桨、发动机、传动系统等部件工作时都会产生动态的激振力，对尾减速器传动系统来说，尾桨是其主要的振源之一。由于尾桨各片桨叶的重量静矩、惯性矩、桨叶安装角、预扭角、气动外形、调整片角度等不可能完全相同，所以在对称气流中形成气动力和惯性力的不平衡，从而使得尾桨每转一次都会产生激振力，但是这些导致尾桨产生动态激振力的各种因素在生产过程中都是可以通过生产工艺的改进进行调整和控制的，这些因素并不是尾旋翼振动的主要振源。

二、直升机飞行状态下传动系统载荷测试

1、旋翼轴载荷分析。直升机在飞行过程中，由于旋翼旋转，旋翼轴产生扭矩，旋翼的气动升力通过旋翼轴对机体产生拉力，旋翼轴还承受旋翼的纵向、侧向力及桨毂力矩（水平铰外移量不等于零时）。旋翼轴一般在主减速器内用两个轴承固定，从受力形式上说相当于一个带悬臂段的双支点梁，在外伸段的端点上承受集中力矩及剪力，引起弯矩，对于固定坐标系，力矩及剪力方向是固定的，但对于旋转的旋翼轴却是每转变化一次的交变载荷。旋翼轴的疲劳强度也就主要取决于这个交变载荷。在不同的飞行状态下切向力及桨毂力矩是不一样的，计算及试验也就必须按一定的载荷谱进行。由于安装误差、机体变形、桨叶制造误差也会使旋翼轴承受弯矩。对于旋转的旋翼轴来说，这也是一个交变弯矩，影响它们的疲劳强度。如图所示。

2、试飞与测试方法

（1）拉弯扭应变电桥的布局及解耦。旋翼轴工作时同时承受着扭转、弯曲和拉伸力。为了得到只测量其中某一成分如扭矩、弯矩或轴力，需要利用电桥特性，采用适当的应变片布置方式与组桥方法进行解耦。

如图所示，E为电源，UBD为电桥BD两端之间的电势差。根据欧姆定律，可以得出：

如果R1R3=R2R4，则电桥两端输出电压UBD为0，此时电桥处于平衡状态。当某个桥臂电阻的阻值因受力而产生变化时，电桥BD两端之间将产生电势差。

（2）旋翼轴的静载标定。为了建立应变电桥输出电压与载荷的线性方程，进行旋翼轴载荷地面标定试验。所用的试验件是直升机飞行测试所用的旋翼轴真实件。旋翼轴与测试设备一起进行联合标定，减少了系统误差。标定时首先将旋转轴安装在专用的标定台上，试件的固定尽量模拟真实装机状态，并采用专用的加载工具给旋翼轴加载。标定时进行综合加载，分别产生弯矩、拉力和扭矩。

（3）试飞数据的采集。旋翼轴是高速旋转轴，如何采集应变信号，而又不影响飞行安全是旋翼轴载荷测量的难点，为此专门设计了旋翼轴应变测试设备，安装在旋翼桨毂的顶端，与旋翼桨毂动态同步旋转，采集的应变测量信号通过无线传输，传到机舱位置。直升机通过KAM500采集器同时采集飞行速度、高度、加速度、过载等飞行参数，并通过GPS授时，使飞参与旋翼轴应变测试设备保持同步。试验直升机以不同的速度高度进行平飞、俯冲拉起、斜坡着陆试飞。

3、旋翼轴飞行载荷分析。从测量的信号中分离出动、静载荷是旋翼轴疲劳谱编制及寿命评定依据的关键。采用时域平均分析法给出静载荷测量值，通过非循环计数法进行载荷循环统计，得出动载荷（半幅值）测量值，并对动载荷和静载荷进行了归一化处理。

（1）旋翼轴载荷频谱分析。直升机在悬停状态下旋翼轴扭矩、拉力、弯矩的频谱图。从分析的频谱图中可以看出波形图阶次分明，旋翼轴拉力和弯矩谐波主要出现在1阶、2阶和3阶分量，谐波幅值随着阶数的增大而减小，而且谐波幅值主要以一阶为主，其他阶次的幅值很小。这是因为旋翼轴在旋转的过程中，不可避免地存在着振动，振动载荷是一个基频（1阶频率）等于旋翼转速，并具有2阶、3阶及高频分量的交变动态量。低阶谐波成分，如1阶、2阶是严重的旋翼轴疲劳问题的主要根源，而高阶谐波是旋翼轴振动载荷的主要来源。旋翼轴的扭矩谐波幅值主要以5阶为主，其次是1阶幅值，分析认为旋翼产生的弹性振动作用到主轴上的扭矩频率是桨叶的整数倍。

（2）旋翼轴载荷随飞行速度变化分析。旋翼轴扭矩、拉力、弯矩动载荷随平飞速度变化分析，旋翼轴的载荷与直升机的需要功率紧密相关。在悬停状态下旋翼轴动载荷较大，这是因为旋翼轴在该状态下的诱导功率较大，总的需要功率较大。直升机从悬停开始增速时，此时旋翼产生的下洗流由大体垂直向下变为向后移动，从而产生激振力使直升机强烈抖动，旋翼轴载荷急剧增加。当直升机越过这个速度范围，旋翼就会脱离自身产生的涡流，进入相对未扰动的气流，故旋翼轴载荷会随之减小。当直升机在经济速度附近时，直升机的平飞需用功率最小，此时旋翼轴动载荷较小。随着速度继续增加，由于废阻功率随平飞速度增加急剧增加，总的平飞需用功率增加，而且旋翼左右相对气流的不对称性也进一步加剧，故旋翼轴载荷随速度的变化呈上升趋势，而且变得越来越明显。当直升机处于大速度状态时，直升机振动急剧增大，此时旋翼轴动载荷很大。

（3）斜坡起降旋翼轴载荷分析。直升机斜坡着陆是一种较恶劣的使用状态，也是旋翼轴受载严重的状态，直升机在实施逆坡起降时，旋翼轴拉力、扭矩、纵向弯矩的时间历程图，直升机在斜坡着陆阶段，旋翼轴拉力和扭矩降低，这是因为直升机通过降低桨距减少升力实施着陆。桨距减少，旋翼轴的拉力降低。桨距降低，功率降低，扭矩降低。斜坡起飞则是桨距增加的过程，所以旋翼轴拉力、扭矩增加。旋翼轴的弯矩在着陆阶段则急剧增加。这是因为着陆时要求机身与斜坡大致平行，旋翼拉力竖直向上，桨盘平面要保持水平，旋翼轴前倾。同时，直升机在斜坡上通过桨盘往前倾斜，旋翼提供前向力来防止直升机下滑，所以旋翼轴纵向弯矩受载严重。直升机在左横坡、右横坡着陆时，为了防止侧翻，通过桨盘侧向倾斜，旋翼提供侧向力来防止直升机下滑，旋翼轴横向弯矩受载严重。通过试飞数据的分析，旋翼轴横向弯矩随斜坡角的增加而增大，顺坡、逆坡时，旋翼轴的俯仰弯矩随斜坡角的增加而增大。

结论：

1）旋翼轴拉弯扭应变电桥的解耦方案可行，旋翼轴载荷测量方法可靠，数据准确，实测的旋翼轴动静应变幅值可供旋翼轴载荷谱的编制、结构改型及寿命评估采用。

2）旋翼轴的扭矩谐波幅值主要以5阶（1倍桨叶片数）为主，其次是1阶幅值。旋翼轴拉力和弯矩谐波幅值主要以1阶为主，谐波幅值随着阶数的增大而减小。

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