56平飞状态下旋翼桨叶挥舞弯曲载荷试飞的研究-郑甲宏.docVIP

第二十八届（2012）全国直升机年会论文引起很大的挥舞弯矩。高速旋转的桨叶，由于旋翼锥角的存在，桨叶的离心力也产生挥舞弯矩。 假定旋翼旋转角速度为常值。桨叶在垂直于桨榖平面方向上的变形为挥舞内的弯曲变形，对于非均匀桨叶，弯曲刚度、质量及离心力是的函数。取桨叶微段作为分离体，如图1所示，作用在微段上的力有：剪力，弯矩，离心力和分布载荷。 由气动力和惯性力组成。即。由方向力的平衡条件（假定轴正向为正）可得 （1） 对微段左端取力矩平衡（假定逆时针方向为正），可得 图1 桨叶挥舞弯曲载荷受力分析 图2 桨叶应变电桥测点位置图 （2） 将公式（1）及（2）联立，并进行微积分变换，可得桨叶的弯曲运动方程 （3） 2 试飞与测试方法 测试方法 桨叶应变测量采用应变片测试技术，按照理论计算的桨叶应力分布结果选择6个关键剖面，分别在桨叶的上表面和下表面粘贴应变片，组成全桥，并保证桨叶最大应力区域和危险应力区域贴有应变片。贴片位置如图2所示。 由于桨叶为复合材料，其机械特性（弹性模量等）难以确定，为此进行载荷测量地面静标定，给出载荷与电压的对应关系——即标定方程，再进行实测载荷数据的换算。 桨叶在工作中不停的旋转，因此专门设计了旋翼采集器安装在桨毂上边进行数据信号的采集。采用GPS时码发生器作为时间基准，机身同时采集机载总线数据和飞行性能、传感器参数等。 2.2 试飞方法 试验直升机严格按试飞大纲要求进行，直升机以正常重心位置，最大起飞重量垂直起飞，分别爬升到气压高度500m、2000m，3000m，在各个高度上分别以不同的飞行速度点进行稳定平飞，各个速度点动作保持时间不小于1min，其中3000m平飞时每个速度点沿着顺逆风方向各执行一次。 3 试验测量结果分析 从上述桨叶挥舞载荷的分析可知飞行实测的桨叶载荷是气动载荷及离心力载荷而引起桨叶挥舞弯矩的综合值。桨叶载荷的静态值（测量平均值）被证实是不真实的，因此根据所测量的载荷信号的特性，采用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。然后根据信号处理结果，研究得到直升机在平飞状态下桨叶各剖面挥舞动载荷随飞行速度、风向及测点位置的变化规律。 3.1 典型状态时间历程及频谱分析 图3所示为直升机以最大起飞重量，正常重心位置，在气压高度2000m，表速160km/h稳定平飞状态下，桨叶各剖面载荷时间历程。从时域波形图中可以清楚地看出，波形工整、周期性好、规律性强，符合桨叶挥舞载荷变化的机理，同时也反映了数据的真实有效性。另一方面，从直升机整个起落的时域波形图可以看到，动载荷的变化有很大的差距，这与直升机的飞行状态有着直接的关系。 图4所示为上述相应状态下，桨叶在r=5570剖面上的频谱分析图。从分析的频谱图中可以看出波形图阶次分明，主要出现在1阶、2阶和3阶分量，基频（1阶频率）等于旋翼转速，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，其它阶次的幅值很小，符合理论的分析，同样也反映了数据的真实有效性。 图3 平飞状态桨叶各剖面挥舞载荷时间历程 图4 平飞状态桨叶r=5570剖面挥舞载荷频谱 3.2 桨叶挥舞载荷随平飞速度变化分析 桨叶各剖面挥舞动载荷在气压高度500m，3000m随平飞速度变化曲线如图5、图6所示，从曲线可得在各飞行高度上均有如下规律： 图5 500m高度下桨叶挥舞动载荷随平飞速度变化 图6 3000m高度下桨叶挥舞动载荷随平飞速度变化 （1）桨叶各剖面挥舞动载荷随着直升机平飞速度的增大先减少后增加，在经济速度周围达到最小值。这是因为小速度平飞时，废阻功率较小，诱导功率很大，总的平飞需用功率很大，这时桨叶挥舞载荷较大。在一定速度范围内，随着平飞速度的增加，由于诱导功率急剧下降，而废阻功率的增量不大，总的平飞需用功率随平飞速度的增加下降的比较明显，因而桨叶挥舞载荷随着速度的增加而减小，另外由于旋翼左右相对气流的不对称性随着速度增加而增加，故桨叶挥舞动载荷随速度增加逐渐减缓。随着速度继续增加则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，故桨叶挥舞载荷随速度的变化呈上升趋势，而且变得越来越明显。 （2）桨叶各剖面挥舞载荷在过渡速度周围比其它速度下所对应的载荷大。这主要是因为直升机从悬停开始增速时，此时旋翼产生的下洗流由