谢梅莹，王道明，张晓星，习 娟

(1．中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001;2．陆军航空兵试飞大队，江西 景德镇 333001)

直升机桨叶铰链力矩改善方法研究

谢梅莹1，王道明2，张晓星1，习 娟1

(1．中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001;2．陆军航空兵试飞大队，江西 景德镇 333001)

直升机前飞时，周期变化的铰链力矩通过操纵系统传给机身，使驾驶杆抖动和机身振动，并容易引起相关构件的疲劳损伤，过大的铰链力矩将使直升机的飞行难以控制。结合直升机桨叶铰链力矩的计算方法，给出两种改善桨叶铰链力矩的工程实用方法。在动平衡台上进行铰链力矩调整试验，得出平衡配重和后缘调整片对桨叶铰链力矩的影响规律。对某单旋翼直升机桨叶装机试飞，通过移动平衡配重和改变后缘调整片折弯角，获得了较好的铰链力矩水平，最终使飞行员轻松控制了旋翼总距。

旋翼桨叶;铰链力矩;后缘调整片;试验;总距

0 引言

直升机桨叶铰链力矩是桨叶上各种载荷对其变距铰轴线扭矩的总和，是操纵系统载荷的主要来源。直升机飞行时，周期变化的铰链力矩通过操纵系统传给机身，使驾驶杆抖动，机身振动，并容易引起相关构件的疲劳损伤。过大的铰链力矩将使直升机的飞行难以控制，严重时可导致直升机失控。所以铰链力矩不仅直接关联着直升机的噪声、振动水平，而且对直升机的变距拉杆的强度设计、操纵系统设计、传动系统设计以及调整直升机的操纵环境和飞行安全等具有重要意义。

在20世纪70年代，文献［1］中采用NACA0012翼型和在后部20%处向下偏5°的同样翼型进行模型旋翼试验，结果发现，后行桨叶失速时，后缘修型的桨叶的操纵载荷要低于标准的NACA0012的。近年来，出现了主动后缘襟翼的智能桨叶概念［2］，这种智能桨叶是通过智能驱动材料来改变后缘襟翼的偏转角，使后缘襟翼所在部分的桨叶产生一个附加力矩，使桨叶发生弹性扭转，从而导致桨叶气动载荷的改变。西北工业大学的白俊强通过把G140翼型尾部变为平台段，达到了改变翼型力矩特性的目的［3］。

针对某单旋翼直升机在取证过程中试飞员反映的旋翼铰链力矩过大，模拟液压失效时(无助力条件下)不利于控制旋翼的总距，不能满足适航要求的问题，本文提出通过平衡配重和后缘调整片来改善桨叶铰链力矩的方法，并在动平衡台上进行方法验证，得出平衡配重和后缘调整片对旋翼铰链力矩的影响规律。通过不同方案装机试飞，解决了旋翼铰链力矩过大的问题。

1 铰链力矩改善方法

铰链力矩一般基于气动项、惯性项、轴承项和阻尼器四方面来考虑，计算公式如下:

因此，桨叶铰链力矩可以通过改变上述四项来改善。当旋翼桨叶打样设计完成后，模型已基本确定，因此，调整铰链力矩需要寻找能快速地为工程所用的方法。

1)平衡配重移动

在桨叶配重腔内布置平衡配重块，通过移动配重块来改变桨叶的弦向重心到变距轴线的距离，以此来改变桨叶的惯性矩，从而达到改变铰链力矩惯性项的目的。对于已经设计好的桨叶，桨叶配重块的重量和位置的可调范围有限，所以对铰链力矩的改善效果有限。

2)改变后缘调整片折弯角

在桨叶后缘设置调整片，通过改变后缘调整片的折弯角来改变桨叶的气动中心，从而达到改变桨叶铰链力矩气动项的目的。设置后缘调整片不改变桨叶翼型，是一种调整桨叶铰链力矩的工程实用方法。此外，为提高气动补偿效率，调整片中心应配置在气动敏感区域0．7R～0．8R处，后缘调整片的长度、宽度、角度根据所用翼型的气动力矩特性来确定。

2 方法验证及参数影响性分析

选用一套(3片)某型机主桨叶在动平衡台上进行铰链力矩调整试验，桨叶编号为B01、B02、B03。主桨叶设置有动平衡配重腔和后缘调整片，动平衡配重腔如图1所示，后缘调整片分布如图2所示。通过移动平衡配重块和调整后缘调整片折弯角，获得不同调整状态下的桨叶铰链力矩，分析平衡配重和后缘调整片对铰链力矩的影响。动平衡台上变距摇臂位于桨叶后缘，而主桨叶实际装机时变距摇臂位于桨叶的前缘，所以，桨叶低头或抬头时，动平衡台上测得的力矩与实际装机的铰链力矩方向是相反的。

2．1 试验方法及结果

桨叶初始状态的动平衡配重分布如表1，后缘调整片不做任何调整。总距变化范围为0°到9°。

表1 动平衡配重配置

测试结果见图3。

由图3可知，B03与B01和B02偏离较远，B01和B02铰链力矩基本一致，因B03可通过调整后缘调整片和动平衡配重达到与B01和B02基本一致，所以本文仅对B01和B02的测试结果进行分析。

1)调整状态1

动平衡配重分布如表2(后腔满配重状态)，后缘调整片折弯角全部调整为0。

表2 动平衡配重配置

测试结果见图4。

2)调整状态2

动平衡配重分布如表3(前腔满配重状态)，后缘调整片折弯角全部调整为0°。

表3 动平衡配重配置

测试结果见图5。

3)调整状态3

动平衡配重分布如表4(前腔满配重状态)，后缘调整片折弯角全部往下翼面折弯5°(调整片极限折弯角)。

表4 动平衡配重配置

测试结果见图6。

4)调整状态4

动平衡配重分布如表5(前腔满配重状态)，后缘调整片折弯角全部往下翼面折弯4°。

表5 动平衡配重配置

测试结果见图7。

5)调整状态5

动平衡配重分布如表6(前腔满配重状态)，后缘调整片折弯角全部往下翼面折弯3°。

表6 动平衡配重配置

测试结果图8。

2．2 参数影响性分析

1)平衡配重对桨叶铰链力矩的影响

在上述各测试状态中，调整状态1与调整状态2折弯角均为0，配重腔配置不同，对比调整状态1与调整状态2桨叶的铰链力矩，如图9和图10所示。

在图9和图10中，“1”代表调整状态1，“2”代表调整状态2，调整状态2相对于调整状态1平衡配重向前腔移动。由图可以看出，总距在0°到9°范围内变化时，调整状态2的抬头力矩要低于调整状态1，因此，平衡配重往前腔移动，可降低桨叶的抬头力矩。此外，动平衡配重的前后移动，可改变“总距－铰链力矩曲线”的最大值与最小值之差，即可使“总距－铰链力矩曲线”趋于平缓。

2)后缘调整片折弯角对铰链力矩的影响

在上述各测试状态中，调整状态3、4、5、6平衡配重配置相同，折弯角不同，对比分析这些状态，如图11和图12所示。

由图11和图12可以看出，总距在0°到9°范围内变化时，随着折弯角的增加(往下翼面)，“总距－铰链力矩曲线”向上平移，因此，后缘调整片往下翼面方向折弯，可降低桨叶的抬头力矩;反之，后缘调整片往上翼面方向折弯，使得桨叶的抬头力矩增大。通过后缘调整片折弯角的调整，可使“总距－铰链力矩曲线”上下平移。

3 型号试飞运用

将3片某型机主桨叶(B0018、B0020、B0021)进行不同方案的平飞阶段切断液压的试飞。配重腔分布如图13所示，主桨叶初始状态配重腔配重分布如表7所示。

表7 主桨叶初始状态配重分布(单位:g)

3．1 试飞方案

1)方案一

①将3片主桨叶后腔(5#、6#配重腔)的配重移往前腔，依次填满1#、2#、3#、4#配重腔，将剩余重量平均分配放置在5#和6#配重腔内;

②将所有后缘调整片(T1－T6)的角度调整为0°，然后再将所有后缘调整片往下折弯6°(如图14所示)。

③完成上述调整后，将3片桨叶安装到直升机上，完成旋翼锥体和动平衡调整，进行平飞阶段切断液压试验。

2)方案二

配重分布如方案一，将3片桨叶的后缘调整片(T1－T6)分别往下折弯到4°、4°、4°、4°、3°、2°，进行平飞阶段切断液压试验。

3)方案三

配重分布如方案一，将3片桨叶后缘调整片(T1－T6)分别往下折弯到3°、3°、3°、3°、3°、2°，进行平飞阶段切断液压试验。

4)方案四

配重分布如方案一，将3片桨叶的后缘调整片(T1－T6)分别往下折弯到2°、2°、2°、2°、2°、2°，进行平飞阶段切断液压试验。

5)方案五

在方案一到方案四中得到了一个比较理想的结果后，保持其后缘调整片的折弯角不变，将桨叶配重腔内的配重重新调整(如表8)，然后进行平飞阶段切断液压试验。

表8 调整后配重腔内的配重分布(单位:g)

3．2 试飞结果分析

1)方案一

后缘调整片往下折弯6°时，速度70kt、高度1000ft的飞行状态下，切断液压，总距杆向上操纵力大，驾驶杆操纵力大，不能维持速度 70kt、高度1000ft的平飞状态，保持飞行状态只能维持2 min。

2)方案二

后缘调整片角度往下折弯4°时，速度70kt、高度1000ft的飞行状态下，切断液压，总距杆向上操纵力比后缘调整片往下折弯6°时有较大调整，能维持速度70kt、高度1000ft的平飞状态，但是保持直升机状态依然有难度。

3)方案三

后缘调整片角度往下折弯3°时，速度70kt、高度1000ft的飞行状态下，切断液压，总距杆和驾驶杆的操纵力相比后缘调整片往下折弯4°时有所调整，但操纵的主观感受仍不满意。

4)方案四

后缘调整片角度往下折弯2°时，速度70kt、高度1000ft的飞行状态下，切断液压，总距杆的操纵力相比后缘调整片往下折弯3°时大，驾驶杆力可以接受，可以保持飞行状态。

5)方案五

后缘调整片角度往下折弯3°并调整桨叶配重后，速度70kt、高度1000ft的飞行状态下，切断液压，驾驶杆力和总距杆力可以接受，保持平飞较轻松。

通过试飞结果可以得出某型机主桨叶在原状态下，做如下调整后可解决铰链力矩偏大的问题:

①后缘调整片T1－T6分别往下折弯3°、3°、3°、3°、3°、2°;

②将主桨叶5#、6#配重腔内的配重分别往3#、4#配重腔移动50g。

按上述调整后，平飞阶段切断液压时，飞行员能轻松地操纵总距杆，并能安全着陆。因此，结合平衡配重的移动和调整后缘调整片折弯角两种方法，可以有效改善桨叶铰链力矩，获得理想的操纵效果。

4 结论

本文提出通过平衡配重和后缘调整片来改善桨叶铰链力矩的两种方法，并通过动平衡试验和型号试飞，得出平衡配重和后缘调整片对铰链力矩的影响规律，解决了某型机平飞阶段切断液压时桨叶铰链力矩过大、总距杆操纵困难的问题，同时可以得到如下结论:

1)平衡配重移动可以改变旋翼铰链力矩，通过平衡配重移动可使“总距 －铰链力矩曲线”趋于平缓;

2)后缘调整片可使“总距－铰链力矩曲线”上下平移，且对铰链力矩的影响效果明显;

3)结合两种方式可以获得理想的铰链力矩水平，降低操纵难度;

4)两种方法可用于各型机桨叶铰链力矩的调整。

［1］ Niebanck C F．Model Rotor Test Data for Verification of Blade Response and Rotor Performance Calculations［R］．USAAMRDL TR－74－29，1974．

［2］ Koratkar N A，Chopra I．Wind Tunnel Testing of a mach－Scaled rotor Model With trailing－edge flaps［J］．Smart Materials＆Structures，2001，10(1):1－14．

［3］ 白俊强．翼型的力矩特性调整技术研究［J］．西北工业大学学报，2007，25(6):763－767．

The Study of Improving Helicopter Blade Hinge Moment

XIE Meiying1，WANG Daoming2，ZHANG Xiaoxing1，XI juan1
(1．China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China; 2．Army Aviator Flight Test Team，Jingdezhen 333001，China;)

During forward flight，time－periodic hinge moment acting on the fuselage of the helicopter through the operating system could result in stick column tingling，airframe vibrating and is likely to cause fatigue damage to relevant structural components．Excessive hinge moment could even make it difficult to control the flight．In combination with the calculation method of helicopter blade hinge moment，two methods for engineering applications that could improve the helicopter blade hinge moment without changing the helicopter blade airfoil were proposed．Hinge moment adjustment tests were conducted on dynamic balance bench and the effects of mass－balance and trailing edge tabs on blade hinge moment were obtained．The efficacy of the proposed adjusting plan was tested on certain type of single rotor helicopter，better hinge moment level was obtained by moving mass－balance weight and changing trailing edge tabs，which enable the pilots to control rotor collective pitch easily．

rotor blade;hinge moment;trailing edge tabs;test;collective pitch

V211．52

A

1673-1220(2017)02-010-06

2016－10－16

谢梅莹(1989－)女，江苏徐州人，硕士，助理工程师，主要研究方向为气动载荷计算及桨叶外形设计。