基于关键动部件疲劳损伤计算的直升机试飞安全监控方法

2018-01-24王泽峰胡晓庆

科技创新与应用 2018年3期

王泽峰+胡晓庆

摘要：文章从某型直升机试飞安全的角度出发，首先选取了直升机上的关键动部件，并对关键动部件上的表征载荷进行飞行实测；其次，依据疲劳损伤理论和载荷实测结果，对测载部件进行了疲劳损伤累计计算，最终实现了直升机试飞过程中对部件结构完整性安全监控的目的，为后续试飞进行技术积累。

关键词：直升机；试飞；动部件；疲劳损伤

中图分类号：V215.5 文献标志码：A 文章编号：2095-2945（2018）03-0065-02

Abstract： In this paper， from the point of view of flight test safety of a certain type of helicopter， the key moving parts of the helicopter are first selected， and the flight measurement of the token load on the key moving parts is carried out. Secondly， according to the fatigue damage theory and load measurement results， the fatigue damage accumulative calculation of the load-measuring parts is carried out. Finally， the purpose of monitoring the structural integrity of the components in the helicopter flight test process is realized， so as to accumulate technology for subsequent flight testing.

Keywords： helicopter； flight test； moving parts； fatigue damage

直升机在飞行过程中，由于桨叶运动时，存在气动载荷扰动源，使得动部件载荷呈交变形式，周期性明显，很多静部件载荷也呈明显的周期性。从疲劳的角度来讲，交变载荷会给部件带来损伤，严重的交变载荷甚至会导致结构破坏。从飞行安全的角度考虑，非常有必要对直升机关键动部件的结构损伤情况进行监控。

本文实测直升机关键部件[1]飞行载荷，结合疲劳损伤理论，计算了其疲劳损伤结果。

1 关键动部件

1.1 关键动部件的选定

直升机关键部件，是指其承受的交变载荷较大，其破坏会导致灾难性事故的直升机零部件。主要包括：主、尾桨叶，主、尾桨，变距拉杆、助力器和自动倾斜器，旋翼轴、尾桨轴、传动轴、主、尾减速器等。

1.2 表征载荷

直升机结构一般承受多种类型的疲劳载荷，在确定结构的疲劳载荷谱、疲劳特性（S-N曲线）和疲劳寿命计算时，往往采用一个具有代表意义的载荷，称为表征载荷。例如，桨叶在使用中承受的载荷包括离心力、挥舞弯矩、摆振弯矩等，上述挥舞弯矩、摆振弯矩及离心力都称为桨叶的表征载荷。

2 疲劳理论

描述载荷-时间变化关系的图称为载荷谱[2]，载荷谱由若干个载荷循环周期组成。实测的载荷谱形态往往复杂的多。

描述载荷量级和循环次数的即为S-N曲线，如图1所示。

Miner损伤理论原理如下[3]：

若构件在某恒幅载荷水平S作用下，循环至破坏的寿命为N，则可以定义其在经受n次循环时的损伤为D=n/N。显然，在恒幅载荷水平S下，若n=0，则D=0，构件未受到疲劳损伤；若n=N，则D=1，构件发生疲劳破坏。

构件在载荷水平Si作用下，经受ni次循环的损伤为Di=ni/Ni。若在k个载荷水平Si作用下，各经受ni循环，则可定义其总损伤为：

破坏准则为

（2）

利用Miner理论进行疲劳分析的一般步骤为：

（1）确定构件在设计寿命期的载荷谱。

（2）选用适合构件使用的S-N曲线（通常需要考虑构件的具体情况，对材料的S-N曲线进行修正而获得）。

（3）由S-N曲线计算其损伤，Di=ni/Ni，同时计算总损伤。

（4）判断：若在设计寿命内的总损伤D<1，则结构可用。

3 实例计算

某型直升机在试飞[4][5]过程中，对主桨叶、尾桨叶、主桨变距拉杆、主桨摆振阻尼器、旋翼轴、减速器、全动平尾等新研关键部件进行表征载荷测量，并对上述关键动部件的疲劳损伤进行计算和累积。以主桨变距拉杆为例，进行损伤计算说明。

3.1 实测载荷分析

主桨变距拉杆表征载荷为轴向力，对其进行轴向力载荷的飞行实测，采样率为512Hz。将实测得到的载荷信号进行傅里叶变换，结果如图2所示。

可以看出，离散载荷信号等效于一个谐波信号，即一个直流分量和若干三角函数信号的叠加，其中三角函数的频率为？棕0、2？棕0、3？棕0，？棕0=4.3Hz。统计不同飛行动作下的部件载荷谱，分别进行频谱分析，可以看出，其载荷信号都可以等效为上述谐波信号，区别在于，不同的飞行动作下，三角函数信号的振幅不同。基于上述事实，对该部件进行地面疲劳试验，施加载荷为静载荷和不同振幅下，频率适中的三角函数信号叠加的载荷。最终可以得到飞行谱范围内，不同动载荷情况下部件载荷（S）-循环次数（N）估计模型，如表1所示。

3.2 损伤计算

步骤如下：

（1）计算实测信号一个周期内记录的点数；计算循环周期数。endprint

（2）计算每个周期内的动载荷。

（3）计算每个架次的疲劳损伤结果。

（4）累积每个架次的疲劳损伤结果。

（5）判断：原则上，如果总损伤远小于1，则该部件可用；如果总损伤接近1，则应对部件进行损伤检查，确定其结构完整性。

选取某一飞行架次数据进行计算。直升机起飞重量M kg，正常重心。试飞内容包括近地面悬停、爬升、平飞、水平转弯、下降等动作。累计飞行1h30min。计算主桨变距拉杆全程疲劳损伤结果为1.5e-005。

同理，可以计算每个飞行架次主、尾桨叶、变距拉杆、阻尼器、旋翼轴、减速器、平尾等部件疲劳损伤结果，并对每个架次的损伤结果进行累积，即可以实现在试飞过程中，对直升机关键动部件的结构损伤情况进行安全监控的目的。

4 结束语

通过miner损伤理论和飞行实测载荷，计算得到了直升机关键动部件的疲劳损伤结果，监控了直升机试飞过程中的关键动部件结构完整性的同时，完善了试飞安全监控方法。

参考文献：