邓 文，刘 巍，李清蓉

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

某型机主桨毂中央件疲劳试验中载荷调试异常的分析与探讨

邓 文，刘 巍，李清蓉

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

以某型机主桨毂中央件疲劳试验为对象，从试验夹具的安装，控制系统的精度，应变测量误差等方面进行分析，对试验载荷调试过程出现的载荷异常进行了综合分析，确定引起载荷调试异常的原因，提出改进措施，为提高中央件疲劳试验的精度和试验技术水平提供了指导。

主桨毂中央件；疲劳试验；载荷调试异常

0 引言

近年来，随着电子计算机技术广泛应用到疲劳试验的测试控制和裂纹监控、数据采集等过程中，疲劳试验的自动化水平不断提高，测量控制系统在电子技术的发展过程中不断改进和完善，测试操作更为简便，测试精确度也不断提高，促进了疲劳试验技术的快速飞跃发展，并对以前的试验技术、试验方法提出了创新与改进。

随着我国直升机技术的进步，型号研制呈现井喷式发展，多个型号的球柔性桨毂中央件急需进行疲劳试验验证。中央件是旋翼中重要的动部件，作为球柔性桨毂的核心部件之一，受力情况极其复杂，承受着桨叶传来的全部载荷，试验过程中不仅要考虑高周振动载荷引起的高周疲劳，而且还要考虑空地载荷为主的低周疲劳，即采取高周疲劳和低周疲劳的组合[1]。

1 中央件受力简介

中央件所受载荷多样，以主桨毂中心集中力给出的有：静态扭矩CS，静态升力PS，动态弯矩Mf，动态剪力Td；以6个支臂弹性轴承球心处给出的有：离心力Fc、摆振力Fa、挥舞力Fz。通过应变合成的旋转载荷有动态弯矩Mf、动态剪力Td，Mf、Td为绕中央件轴线的旋转载荷。由于作动器施加的载荷为单臂单点加载，所以其合成的旋转载荷还须验证。

在每个支臂上设计离心力加载点、摆振加载点、挥舞加载点、阻尼器力加载点，来实现载荷的施加，如表1所示，加载示意图如图1所示。

表1 中央件试验台所加24个载荷

图1 主桨毂中央件加载示意图

静态扭矩CS，动态剪力Td，通过6个支臂的摆振载荷合成；静态升力PS，动态弯矩Mf通过6个支臂的挥舞载荷合成。把集中载荷CS、Td、PS、Mf分解到各个支臂上，从而得到各个支臂的理论计算公式[2]：

(1)

(2)

(3)

(4)

2 试验过程中的载荷调试异常

在试验载荷调试过程中，试验件的安装误差，试验夹具的加工误差，控制系统的测量误差，应变片的测量误差等等，都会使理论计算的载荷与反馈出的合成载荷有一定的差距，理论值通常是一个指导值。通过施加各个工况中理论计算出的24个载荷，来指导载荷的调试。对于主桨毂中心动态载荷Mf、Td，由于空间和形状限制，无法布置弯矩和扭矩测量片，所以只能通过延伸出的旋翼模拟轴来测量载荷Mf、Td，即通过监控旋翼模拟轴上的应变值来计算主桨毂中心试验载荷是否达到了设计要求。旋翼模拟轴的一端固定，另一端(试验件安装端)加载，这种加载可简化成悬臂梁的形式，只要得到中间任意两点的弯矩，就可以得出其他位置的弯矩值。因此在旋翼模拟轴上选择两组正交剖面(定义为0°和90°剖面)，每个剖面的不同位置处分别布置3组弯矩应变片。0°剖面的应变片分别为 B01、B03、B05，90°剖面的应变片分别为B02，B04，B06，贴片图如图2所示。按照理论分析，处在轴上同一位置处的应变弯矩值B01与B02相等，B03与B04相等，B05与B06相等，两组测量片通过插值法计算出的Mf、Td不应有太大差异，误差应按设计要求控制到3%以内。

在实际载荷调试过程中，在保证各个支臂的Fy和Fz相同的情况下，无论怎么调整，都无法减小两个剖面计算出的Mf和Td的相对误差，使两者数值的相对误差控制在3%之内。在以前的型号试验时，通常单独调整每个臂的Fy，调整每个臂的Fz，使两组剖面的应变B01B03B05和B02B04B06计算出的Mf、Td值相近，但此时每个臂的Fy或Fz相差较大，有些载荷相差达到30%。由于试验技术的发展和型号研制要求的提高，力求边界模拟更加真实，载荷加载更加准确，试验数据更加精确，所以要求对出现的问题进行排查，分析出现这种情况的原因。

图2 主桨毂中央件加载示意图

3 载荷调试异常的原因分析

通过对中央件疲劳试验台的安装、调试、加载、应变等方面进行分析，查找原因，大概可以归纳出以下几个方面的问题：

1)试验台安装位置不准，6个支臂的挥舞、摆振、离心力、阻尼器加载的角度存在误差，产生了分力，影响了载荷合成。

2)控制测量系统的误差，包括传感器的校准误差、系统通道的误差、加载系统的误差，累积误差可能达到了较大。

3)弯矩应变片的位置粘贴精度，测量精度是否达到要求。

4)应变数值的灵敏度对载荷合成是否影响很大，即微小的应变测量误差是否会对载荷合成产生较大的影响。

3.1 对试验台的安装、加载角度的分析

中央件疲劳试验台属于大型疲劳试验台架，占地面积广，夹具安装复杂，加载点众多。由于空间和结构的限制，测量的中心点要么被加载夹具包裹，要么安装了加载作动器。测量加载角度时，如果拆卸作动器和夹具，工作量将非常巨大。为了缩短试验周期，减小安装工作量，可以通过夹具上的各种平面延伸和转换，间接测量出各种角度。比如离心力的角度α，可以转换成在钢索拉紧的情况下两个夹具的平面夹角β，如图3所示。测量的角度首先是作动器自身与空间的水平度或竖直度，其次是相互之间的夹角。使用激光测量仪、电子水平尺，并设计了59.5°～60.5°和89.5°～90.5°的标准样板角度多个，对施加载荷的24个作动器方向进行了测量。

图3 测量角度转换示意图

首先确定了以1#支臂的离心力方向作为测量基准。在旋翼模拟轴的中心内孔上放置一个细轴，因为支臂的离心力加载中心与试验件中心的偏心距为29mm，所以在轴高出夹具的上部分加工出了一段直径58mm的圆。绕圆的切线方向引出一根线，另一端固定到作动器底部的中心点上，测量这条直线是否与安装作动器的台面垂直。经过标准角度测量，角度小于90°，为89.7°。作动器逆时针移20mm，再次测量，用直角尺靠上去后，线与台面垂直。以此确定了1#支臂离心力的方向，并以此方向作为基准测量其它的角度。测量的角度和调整后的角度如表2所示，序列1为离心力作动器的水平度；序列2为阻尼器作动器的水平度；序列3为摆振作动器的水平度；序列4为挥舞作动器的垂直度；序列5为离心力之间的相互夹角；序列6为离心力与摆振作动器的相互夹角。

表2 角度调整前后的数值对比

注: “/”表示角度未调整

测量结果表明，试验台所有角度的误差都在0.5°之内，符合设计要求，证明以前型号试验时安装角度没有问题。同时为了提高加载精度，微调了几个角度。微调角度之后对试验载荷进行了重新调试，前后调试结果并没有多大的变化。以高周1.3倍载荷调试为例，角度调整前后的试验数据如表3所示。

从表3中对比可以看出，角度调整前后的调试数据在正常范围内波动，说明安装角度正确，无异常。此时尽管两剖面的均值与目标值相符，但两个剖面分别计算出的合成载荷Td相对误差仍达到近13%。

3.2 对控制测量系统的分析

控制测量系统通常包括主控计算机、加载控制系统、液压伺服系统等[3]，主要具有试验系统配置、载荷谱编制、多通道协调加载、实时数据处理、试验安全保护及响应等功能，其原理图如图4所示。在任何一种测量中，无论所用的仪器是多么的精密，方法是多么的完善，自动化程度如何高，试验者是多么的细心，所得的测量结果往往是不同的，每次相同的载荷不可能得到任何数据都相同的调试结果，只有通过各个环节尽可能减小误差，稳定测量值。

表3 角度调整前后的调试结果对比

图4 控制测量系统原理框图

控制测量系统作为一个闭环整体，整合了控制系统、测量系统、加载系统以及数模转换系统等。为了验证整体系统的正确性，在24个加载通道中随机挑选了一个挥舞加载点、一个摆振加载点、一个阻尼器加载点、一个离心力加载点进行检定，以检验施加在试验件上的标准载荷是否为控制系统输出值。通过施加标准载荷于传感器上，检查显示在控制测量系统上的值是否在误差范围之内。检定的程序是把连接好的载荷传感器固定于10T标准材料试验机上(该试验机在检定有效日期内)，在试验机上逐级加载拉向载荷0、20kN、40kN、60kN、80kN、60kN、40kN、20kN、0，并记录试验机上的载荷与控制测量系统上显示的载荷。选择了四组数据中一组最差的数据相比较，其平均相对误差为1.09%，如表4所示。说明试验台的控制测量系统完好，符合试验要求。

3.3 对应变测量的精确度的分析

应变测量可以根据实际情况的需要进行各种方式的组桥。恰当的组桥方式，不仅可以消除因载荷偏心造成的影响，也可以消除由于温度变化而带来的影响，提高测量精度。旋翼模拟轴上的每组弯矩应变片通过组成全桥，消除温度变化带来的误差，测量轴上不同位置的弯矩。应变值是计算主桨毂中心动态弯矩、动态剪力的原始数据。应变片的特性不好，粘贴固化处理不好，粘贴位置有误差或胶层过厚等，都会造成应变片不完全服从胡克定律从而稳定性差，直接影响到试验载荷。

表4 标准值与测量值相比较

首先对6组弯矩片的位置进行了复查，应变片的位置符合要求。通过应变理论公式计算如下：

(5)

其中，α=d/D，D=250mm，d=60mm。

计算出弯矩应变片在理想状态下的应变系数(με/kNm)为3.11，除B06与理论相差1.4%外，其他测量出的应变系数与理论相差在1%之内，如表5所示。说明应变片的标定结果与理论结果一致性较好，能达到测量要求。

表5 标定结果与理论计算结果相比较

3.4 对原始数据的灵敏度的分析

应变值的误差是客观存在的，不可能消除，但这个误差会对载荷合成造成多大的影响还有待验证。以高周1.3的调试过程为例，在初始调试过程中，以每个支臂的摆振Fy、挥舞Fz相同为基础，调整Fy、Fz的大小，使得两个剖面计算出的合成载荷的平均值与目标值相符，此时两个剖面值的相对误差达13%。通过两组数据对比，可以发现B05、B06的数据差异性较大，假设调整B06的弯矩幅值，减小B06的弯矩值1kNm，就可以发现数据得出的结果改变很大，与0°剖面的值很接近，见表6中的假设剖面及图5中的插值曲线，结果符合设计要求。同样，无论增加或减小任意剖面的任意弯矩幅值1kNm，得出的结果均变化很大。这说明应变数据的灵敏度对Mf、Td影响很大，应变误差的大小直接影响到调试结果，应变数据1%的误差可以带来10%以上的载荷误差。

表6 应变数据的变化对载荷合成的影响

图5 剖面插值法计算Td、Mf

4 引起载荷调试异常的原因的理论分析及改进措施

插值计算法是函数逼近的一种很简单但又十分重要的方法，该方法是通过函数在有限个点处的取值状况估算出该函数在其他点处的值。故在轴上三处(210mm、340mm、470mm)选取了三个应变点进行测量，再插值计算弯矩中心(870mm)处的动态弯矩和动态剪力。由于插值点选取得不多，三个点中的任何一个点出现了较小的偏差，反映到插值的曲线上就会出现较大的变化，所以两个剖面的合成载荷相对误差较大。

为了改善结果，可以考虑在轴上尽量选取较多的点进行测量，但由于结构和长度限制，测量点并非越多越好，可以考虑将三个点扩展成四个点或者五个点进行测量，这样拟合出的直线更接近真实值，也就可以缩小两个剖面的相对误差。

其次，由于轴上的抗弯曲强度太大，应变系数太小，只有3.11με/kNm。即1kNm的弯矩只输出3.11个微应变， 1kNm的弯矩变化对载荷合成的影响在三点插值的情况下可以带来10%的载荷误差，而1kNm所对应的3.11个微应变对弯矩测量片来说却很微小。虽然调试开始前会对应变进行清零，但试验调试加载过程中的零漂不可避免，有可能带来几个微应变，难以控制。因此可以考虑改进旋翼模拟轴的结构，在强度允许的情况下，增加轴的内径，减小轴的外径，减小轴的抗弯强度。比如，把原来的外径D从250mm设成235mm,内径d由60mm改成80mm,应变系数从3.11με/kNm增加到了3.79με/kNm，应变输出增大了20%。此时轴的最大弯矩应力为：

(6)

在最大许用弯曲应力范围内，安全可靠。

5 结论

从试验台架的安装角度、控制系统、应变测量这几个方面对载荷调试的结果进行了分析，得出以下结论：

1)试验台架的安装角度正确，无异常，安装角度微调对调试结果影响微小。

2)控制测量系统无异常，加载测量值与实际值在允许的误差范围内，加载过程平稳。

3)应变片的粘贴位置正常，功能完好，应变系数的理论值与实测值接近。

4)应变误差对调试结果影响较大，微小的应变误差可能会带来较大的载荷变化。

鉴于应变值的异常灵敏，可以从以下两个方面进行改善：

1)改进旋翼模拟轴的结构尺寸，在轴的弯曲强度允许的情况下，减小抗弯截面模量，增大应变输出值，降低应变值对载荷合成的灵敏度。

2)增加应变测量片，由以前离端面210mm、340mm、470mm的三组测量片改为离端面200mm、290mm、380mm、470mm四组测量片进行测量，增加原始数据，以减小插值后的载荷合成误差。

[1] 姚海涛，刘 巍.主桨毂中央件疲劳试验技术研究[J].直升机技术，2008(2)：51-54.

[2] 李艳艳.直XX直升机主桨毂中央件疲劳试验大纲[Z].中国直升机设计研究所，2014.

[3] 李 健,等.结构疲劳控制系统关键技术[J].测控技术，2013,32(12):83-86.

Analysis and Discussion of the Abnormal Load Debug of One Type Helicopter Main Rotor Hug Fatigue Test

DENG Wen, LIU Wei, LI Qingrong

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China)

Based on one type helicopter main rotor hug fatigue test, through the installation of the test fixture, the precision of the control system, the strain measurement error, abnormal Load debug was analyzed. This aim was to determine the causes of the abnormal Load debug and give the improvement measures, in order to advance the accuracy of the main rotor hug fatigue test and test technology provides。

main rotor hug；fatigue test；abnormal Load debug

2016-01-21 作者简介：邓 文(1985-)，男，江西奉新人，硕士，工程师，主要研究方向：直升机疲劳试验技术。

1673-1220(2016)02-050-06

V216.3

A