（中国直升机设计研究所，江西景德镇 333001）

0.引言

近年来，在我国综合国力快速增强的背景下，我国直升机型号研制呈现井喷式发展，涌现出了以球柔性旋翼直升机为主要代表的诸多种新机型[1]，促使直升机疲劳试验技术发展更上新台阶。球柔性旋翼与传统铰接式旋翼最大的区别在于前者采用弹性铰代替了由金属轴承构成的挥舞铰、摆振铰和变距铰[2]，弹性铰的应用使得球柔性桨毂具备了结构简单、可靠性高、免润滑、视情维护、寿命长等优点[3]。而刚性旋翼直升机的旋翼取消了挥舞和摆振铰，只保留了变距铰，且桨叶根部刚性地固结在桨毂上，因此，其动力学特性与球柔性旋翼有较大不同[4]。

桨毂连接件是直升机旋翼系统中的典型复杂动部件[5]，由桨叶传过来的复杂载荷通过连接件传递到桨毂上，其受力情况非常复杂，承受着桨叶传来的全部载荷，疲劳破坏为主要的失效模式[6]。在刚性桨毂连接件疲劳试验中，离心力有多种加载方式，本文针对直升机刚性桨毂连接件疲劳试验的载荷特点，探究了两种离心力加载方法，并通过试验设计和安装调试，对比研究了两种离心力加载方式对桨叶对接面中心挥舞和摆振弯矩的影响。

1.试验概况

刚性桨毂连接件受力情况和载荷坐标系如图1所示，坐标系OXYZ为右手笛卡尔直角坐标系，原点位于桨叶对接面中心，X轴正方向指向翼尖，Y轴正向指向变距拉杆耳片一侧。试验包含6个载荷：（1）离心力Fc，作用在桨叶对接面中心，沿X轴正方向；……