平尾損傷計算中特征載荷的算法研究

王玉合，吳艷霞，寧 遠(yuǎn)

(中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

在直升機(jī)研制階段，通過載荷試飛工作對直升機(jī)各主要部件的真實載荷情況進(jìn)行驗證。為保障試飛安全，試飛過程中需要不斷評估并統(tǒng)計直升機(jī)各主要部件的疲勞損傷情況，當(dāng)疲勞損傷累積達(dá)到100%時更換相應(yīng)部件。根據(jù)直升機(jī)的結(jié)構(gòu)特點，通常對主要承受高周疲勞載荷的直升機(jī)動部件進(jìn)行疲勞損傷累計工作，而機(jī)體結(jié)構(gòu)以低周疲勞載荷為主，不作為損傷累計工作對象。

直升機(jī)平尾也稱之為水平安定面，用來改善直升機(jī)的縱向穩(wěn)定性，是直升機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的主要部件之一，以承受飛行狀態(tài)改變和地-空-地循環(huán)形成的低周疲勞載荷為主[1]。然而，近幾年來，在我國多個型號直升機(jī)的研制試飛過程中，發(fā)現(xiàn)平尾存在高頻振動與耦合載荷。受主、尾槳的尾流影響，平尾所處的氣流環(huán)境十分復(fù)雜，對平尾動載荷的計算評估以及疲勞強(qiáng)度分析工作造成較大的技術(shù)困難[2]。至此，直升機(jī)平尾的高周疲勞問題成為了直升機(jī)疲勞強(qiáng)度工作的一個難點，并得到廣泛的關(guān)注。在研制試飛階段，平尾疲勞損傷累計分析也成為保障試飛安全的一項日常工作。

某型機(jī)外場試飛開展3個月后，平尾損傷累積達(dá)到60%。根據(jù)已有經(jīng)驗，短時間產(chǎn)生如此大的累計損傷，這一結(jié)果的真實性值得懷疑。通過對平尾載荷測試剖面的數(shù)據(jù)分析，結(jié)合平尾結(jié)構(gòu)的受載形式，發(fā)現(xiàn)原平尾外場損傷累計方法過于保守。在保障外場飛行安全的基礎(chǔ)上，為了得到更真實準(zhǔn)確的平尾損傷情況，本文根據(jù)平尾結(jié)構(gòu)的受載形式，提出了一種平尾特征載荷的新算法，用此特征載荷快速計算平尾損傷更準(zhǔn)確合理。

1 平尾載荷測試方法與數(shù)據(jù)分析

某型機(jī)平尾為對稱設(shè)計，如圖1所示，通過中心處的兩組前接頭與一組上接頭固定在機(jī)體垂尾上。

主要載荷包括沿航向方向的阻力載荷Fx以及垂直平尾方向的升力載荷Fz。載荷測試中，在左、右平尾兩側(cè)靠近前接頭剖面布置應(yīng)變片，并組橋測量由升力產(chǎn)生的彎矩Mx以及由阻力產(chǎn)生的彎矩Mz，如圖2所示。

通過平尾載荷實測數(shù)據(jù)分析平尾受載形式：左、右平尾的彎矩Mx、Mz主要相位相差約180°，平尾振動測試數(shù)據(jù)也表明平尾在阻力方向以及升力方向均存在反對稱模態(tài)；平尾彎矩Mx的頻率成分為21.5Hz，彎矩Mz含多種頻率成分，以21.5Hz為主。

圖1 平尾結(jié)構(gòu)及貼片位置示意圖

圖2 平尾實測載荷時域數(shù)據(jù)圖

平尾結(jié)構(gòu)薄弱部位在于平尾前接頭及相關(guān)連接部件，其特征載荷為前接頭連接螺栓力。由于大尺寸平尾受分布?xì)鈩虞d荷產(chǎn)生的彎矩Mx、Mz均通過前接頭傳遞給機(jī)體，而反相位載荷使跨度較小的平尾前接頭及相關(guān)連接部件承受較大支反力，即特征載荷螺栓力。

假設(shè)單側(cè)平尾蒙皮上承受的氣動載荷均勻分布，按雙支點外伸梁分析。

平尾中心擺振彎矩：

Mz0(i)=K1×Mzr(i)-K1×Mz1(i)

(1)

平尾中心航向載荷：

Fx0(i)=K2×Mzr(i)+K2×Mzl(i)

(3)

(4)

(5)

Fxr(i)=Fx(0)-Fxl(i)=

(6)

注：a—氣動力中心作點距離；L—彎矩應(yīng)變片位置；l—平尾左右前接頭距離；Mzr(i)—右平尾測試剖面擺振彎矩；Mzl(i)—左平尾測試剖面擺振彎矩；Fxr(i)—左側(cè)平尾前接頭連接螺栓力(航向方向)；Fxl(i)——右側(cè)平尾前接頭連接螺栓力(航向方向)。

同理，平尾前接頭連接螺栓力(升力方向)的公式如下：

(7)

(8)

平尾前接頭連接螺栓合力：

(9)

(10)

(11)

即特征載荷螺栓力可簡化為：

(12)

(13)

2 損傷累計方法

2.1 損傷計算方法介紹

旋翼部件根據(jù)每個旋轉(zhuǎn)周期中動載荷及其出現(xiàn)的頻率進(jìn)行損傷計算。對單個特殊載荷，旋翼每旋轉(zhuǎn)一周后采集一次方位角信號，在兩次方位角信號內(nèi)，識別最大值Smax與最小值Smin(如圖3)，則動載荷為(Smax-Smin)/2。

圖3 時域數(shù)據(jù)示例圖

部件的損傷計算公式[3]：

(14)

式中：D—總損傷累計值；Ni—在第i級動載荷作用下的循環(huán)次數(shù)，即S-N曲線上的對應(yīng)循環(huán)次數(shù)；ni—第i級動載荷作用下的實際循環(huán)次數(shù)。

2.2 簡化特征載荷損傷計算

平尾采用簡化特征載荷進(jìn)行損傷計算，其方法與旋翼部件類似，且相對簡單：僅需將4個載荷測試通道(左、右平尾彎矩Mx、Mz)各自進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，取出最大彎矩動載，并按公式(12)、(13)進(jìn)行(14)式損傷計算。

2.3 特征載荷改進(jìn)后損傷計算

采用簡化特征載荷可能造成平尾損傷計算結(jié)果偏大，但若對平尾特征載荷考慮螺栓真實受載情況，須采用公式(1)-(8)計算平尾前接頭連接螺栓力。而公式(9)、(10)則表明平尾前接頭連接螺栓力合成載荷在運(yùn)算后，其相位出現(xiàn)的均為正值，顯然與真實的載荷情況不符。為得到更真實的合成彎矩，有如下兩種處理方法：

a)將彎矩Mx差值的符號賦給合成彎矩

其中，

存在的問題是：當(dāng)平尾總彎矩Mx的絕對值小于平尾總彎矩Mz的絕對值時，擺振彎矩相位變化無法體現(xiàn)，出現(xiàn)失真。

b)將彎矩Mx差與彎矩Mz差中較大的一項符號賦給合成彎矩

其中，

兩種數(shù)據(jù)處理方法結(jié)果基本一致，僅在部分彎矩Mx差值小于彎矩Mz差值時，波形方向相反，根據(jù)對數(shù)據(jù)圖形(圖4所示)的分析，方法b更佳。

圖4 a)方法處理結(jié)果(點)，b)方法處理結(jié)果(線)

將處理完成的數(shù)據(jù)進(jìn)行靜動分離，根據(jù)結(jié)構(gòu)或材料的S-N曲線與疲勞極限進(jìn)行損傷計算。

2.4 對比分析

為驗證上述兩種特征載荷算法的差異，隨機(jī)選擇某型機(jī)三個架次的試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行損傷計算，表1為不同特征載荷算法下各架次的損傷計算對比情況。

表1 兩種平尾特征載荷算法下的損傷計算結(jié)果

分析：

1)采用平尾簡化特征載荷開展外場損傷計算工作相對簡單，計算快速，符合外場數(shù)據(jù)處理的特點，但是在數(shù)據(jù)處理中均采用最大動載，計算結(jié)果相對保守；特征載荷改進(jìn)后損傷計算方法在兼顧外場數(shù)據(jù)處理特點的同時，大大提高了平尾損傷計算的準(zhǔn)確性。

2)兩種損傷計算方法的差異越大，則說明左、右平尾載荷幅值差異較大，使得通過公式(11)得到的螺栓力過于偏離螺栓真實載荷。

3 結(jié)論

外場常用的損傷計算方法適用于特征載荷單一的部件，而平尾載荷受氣動干擾、耦合等因素影響，載荷較為復(fù)雜。采用常用的簡化特征載荷進(jìn)行損傷計算雖然能提高計算效率，但由于過于保守，將導(dǎo)致平尾更換頻繁。

平尾特征載荷改進(jìn)算法則從平尾結(jié)構(gòu)受載形式出發(fā)，優(yōu)化了平尾載荷實測數(shù)據(jù)的處理方法，得到了更為真實的平尾損傷。外場在完成3個月載荷試飛工作后，平尾損傷累計值由原來的60%左右下降到6%左右，該型機(jī)在未更換平尾結(jié)構(gòu)的情況下，開展了后續(xù)20個月的試飛，并在例行檢查中未發(fā)現(xiàn)異常情況。

平尾特征載荷改進(jìn)算法已經(jīng)普遍用于外場平尾損傷計算，在保證了外場飛行安全的同時，也緩解了平尾更換壓力。