李清蓉，喻溅鉴，史斯佃，徐 新

(1.南京航空航天大学，江苏南京 210016;2.中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

0 引言

支臂是直升机球柔性桨毂中的典型复杂动部件，桨叶传来的载荷通过折叠接头、连接件、弹性轴承传递到中央件上，同时平衡阻尼器力和变距拉杆力［1］。其受力情况复杂，疲劳破坏为主要的失效模式，其工作可靠性直接影响直升机的飞行安全。

某支臂疲劳试验为多动部件组合试验，考核的主要动部件有连接件、折叠接头、变距摇臂、弹性轴承大接头、桨叶销、连接件折叠接头连接、连接件阻尼器连接、连接件变距摇臂连接、连接件弹性轴承连接等［2］。本文针对支臂试验结构及载荷的特点进行了疲劳试验验证设计，讨论了试验方案设计、试验实施方案设计及试验数据分析等内容和方法。该设计方法解决了传统“共振法”存在的不足，在型号研制中得到了成功的运用。

1 疲劳试验方案设计

支臂所承受的力系如图1所示。根据其结构和载荷的特点确定疲劳试验的约束和加载要求:

1)在弹性轴承中心处进行铰支约束;

2)在桨叶侧施加载荷模拟支臂桨叶对接面6力素;阻尼力和变距拉杆力直接施加;桨叶对接面不能直接进行弯矩测量，根据主桨叶的特点(考虑与飞行实测载荷截面一致)，挥舞、摆振弯矩监控截面确定为桨叶销外200 mm截面(R200 mm);

3)采用约束控制支臂力系中的以下6个力:弹性轴承中心处3个力、R200 mm截面的扭矩和剪力FY、FZ;支臂力系中的其它力采取载荷监控。……