宋云，孙云伟，夏国旺

(航空工业直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

0 引言

尾桨作为直升机的一个重要部分，主要用来平衡反向力矩和控制直升机在飞行过程中的航向。因飞机在飞行过程中受到空气阻力、离心力等作用，会对尾桨叶翼型段产生挥舞和摆振力矩。通过疲劳试验可以有效考核尾桨叶翼型段[1-2]。目前对直升机尾桨叶翼型段疲劳试验中载荷的分布状况，国内外相关研究文献较少。本文为了研究挥舞弯矩载荷分布关系，首先对尾桨叶翼型段进行贴片和标定，标定完成后进行尾桨叶翼型段安装和调试，得到挥舞和摆振弯矩分布；再对挥舞弯矩分布进行研究，得到弯矩分布拟合函数，最后基于拟合函数判定挥舞载荷弯矩偏差的大小，以保证后续尾桨叶翼型段疲劳试验正确性。

1 试验贴片和标定

直升机尾桨叶翼型段疲劳试验中试验件的贴片位置和监控剖面如图1所示。图中1#、3#、5#、7#、9#为挥舞片，2#、4#、6#、8#、10#为摆振片。

图1 尾桨叶翼型段贴片示意图

在疲劳试验前需按图1对试验件进行贴片，采用文献[3-5]中的标定方法，得到直升机尾桨叶翼型段疲劳试验中标定系数即弯矩载荷与应变的线性关系，文中不再赘述标定方法和标定系数。

2 挥舞载荷弯矩分布

2.1 试验加载和安装要求

在尾桨叶翼型段疲劳试验中，试验件安装及加载示意图如图2所示。

图2 尾桨叶翼型段加载示意图

图2中P表示试验所需的加载载荷，Fc表示尾桨叶翼型段所需的离心力，其中载荷P距离桨叶根部衬套处750mm，试验监控剖面为670mm剖面。……