桨叶根部段静强度试验控制方法研究

陈淑平,曹发胜

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

桨叶根部段静强度试验控制方法研究

陈淑平,曹发胜

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

桨叶根部段静强度试验力控制方案中，由于各通道力载荷间存在交叉耦合现象，造成各方向作动器施加力载荷与试件实际受载情况不一致，试验过程中需要对各通道控制载荷进行修正计算，存在试验周期长，无法保证等比例加载等缺点。针对上述问题，选取某直升机复合材料桨叶根段结构，以其真实受载情况作为分析对象，以应变作为控制参数，在挥舞、摆振通道引入应变控制方式，提出力控制和应变控制相结合的联合控制方案。通过对两种控制方案进行对比试验，得出结论：新方案控制参数稳定可靠，可有效缩短试验周期，并能解决各级应变非等比例加载问题，可为以后同类型试验的控制工作提供参考。

桨叶根部段；静强度试验；耦合；应变控制；联合控制

0 引言

桨叶根部零组件较多、结构复杂，承担着将桨叶上所有载荷传递到桨毂上的任务，是桨叶受力状态最复杂的部位[1]，其静强度是直升机研制过程中必须要研究的问题。

桨叶根部自重较小，故载荷设计和试验时忽略其自身重力的影响，仅考虑离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩3种载荷[2]。现行力控制方案试验过程中，各通道施加的力载荷间存在交叉耦合现象，作动器施加载荷(载荷谱)与试件真实受载不一致，造成按理论力载荷谱加载时每级载荷下对应的实测应变与理论应变值误差较大。基于上述因素，结合各剖面应变与弯矩的关系，试验时应将应变(而非各通道施加的力载荷)作为弯矩考核的依据。而为达到应变测量要求，力控制方案需要对各载荷级数下的力控制载荷进行修正，以保证其对应的实测应变与理论应变接近或相等。针对上述问题，应寻求一种更有效的控制参数，该参数位于耦合效应终端，能反映试件的真实受载情况，且试验人员可以直接获取。应变控制以试件各方向应变桥路的输出结果作为控制参数，而应变值反映的是试件在当前载荷下的真实受载情况，因此有效避开了耦合效应对试验控制产生的困扰，且能保证按各级应变等比例加载。

1 试验概述

选取某型机复合材料桨叶根部段为研究对象，确定直升机桨叶根部段的使用载荷，考核剖面为0剖面[3]，各载荷方向定义见图1。

如图1所示，在桨叶根段规定剖面处粘贴挥舞、摆振测试应变片，同时在试件上沿轴线方向布置轴向力测试应变片，并对摆振测试应变片进行物理解耦。

图1中备用剖面应布置在桨叶根段最不易破坏的部位，且与加载夹具保持适当的距离，主要应用在联合控制方案中。

1.1试验标定

正式试验前，先进行挥舞、摆振弯矩标定，得出挥舞载荷-应变、摆振载荷-应变拟合曲线，其标定方程见表1。表1中，x为力，单位为N；y为应变，单位为με。

其中，试件挥舞、摆振方向的标定载荷应结合试件设计载荷和变形情况制定，标定方程则应根据对应通道的控制方式设置为力-应变或弯矩-应变。

表1 标定方程

1.2数学模型

根据梁弯曲时横截面上的正应力计算公式[4]，见式(1)，结合弹性范围内的应力-应变关系——胡克定律，见公式(2)，将式(2)带入式(1)可得出挥舞、摆振应变计算公式(3)。其中，E为材料的弹性模量。

对于某一被测剖面指定位置处粘贴的应变片，h、I为定值，结合公式(3)，可知其应变输出与弯矩成正比。因此，可依据某方向应变输出值检验对应方向弯矩是否达到指定值。

1.3试验判据

试验前，根据设计载荷、结合表1中的标定方程，计算出桨叶根段各剖面每级载荷下的挥舞、摆振理论应变值，并以1剖面的实测应变值达到理论应变值作为试验判据。

2 系统结构

桨叶根部段静强度试验系统主要由加载控制系统、液压伺服系统、载荷/应变传感器、测量系统、桨叶根部段等部分组成，原理框图如图2所示[5]。其中，加载控制系统主要包括主控计算机、控制单元和控制软件，具备参数设置、载荷谱编制、实时数据处理、多通道协调加载、试验安全保护等功能。

整个试验系统的工作过程为：主控计算机按照编制好的试验载荷谱对控制系统发出控制命令，加载控制系统将控制命令和载荷/应变传感器反馈值进行比较，控制单元根据该比较结果输出相应的电流值驱动液压伺服系统对试验件进行加载，载荷应变传感器再将当前值反馈到控制系统端，该过程重复进行，直至控制命令与传感器反馈值接近或相等。

3 力控制方案

每个控制通道均采用力控制模式，即在控制系统中将离心力、挥舞、摆振三个通道的反馈信号均设置为力传感器信号。

3.1方案描述

力控制方案中，桨叶根段受载情况原理框图见图3。图中，Fx,Fy,Fz为作动器在对应通道施加的载荷；FLXL、FHW、FBZ是桨叶根段在对应方向的实际受载。εx、εy、εz分别为1剖面离心力、挥舞、摆振方向应变桥路输出值，vx、vy、vz则为这三个方向对应的位移输出值。

各通道间耦合关系见式(4)，式中，λij(i=x…z，j=x…z)为Fi载荷在j方向的耦合影响系数，该值会随试件变形的改变而变化。

因离心力载荷较大，试验时忽略挥舞、摆振载荷对它的影响，仅在挥舞、摆振两个方向考虑耦合现象。结合式(3)，可得出挥舞、摆振方向输出应变与各通道施加载荷间的对应关系，见下式。

由式(5)可知，力控制方案中，各考核剖面挥舞、摆振桥路输出应变与对应通道施加载荷并非呈一次线性，而是与各通道载荷均相关。

3.2试验实施与载荷修正

由于交叉耦合效应，挥舞、摆振方向各级理论力载荷下的实测应变与理论应变存在较大误差，试验过程中需要对该两方向的力载荷进行修正。基于公式(5)中λ值为变值，现阶段载荷修正计算方法很大程度上是凭工程经验确定，采用如下步骤④的方法。力控制方案中，试验实施与载荷修正过程如下：

① 按照试验要求，根据使用载荷、设计载荷编制理论力载荷谱；

② 结合理论力载荷谱，根据各剖面挥舞、摆振标定方程计算出各剖面理论应变谱；

③ 按照力载荷谱进行相应工况试验；

④ 根据现有数据得出挥舞(摆振)力-应变(F-ε)一次、二次线性拟合方程，并配以一定的加权系数λ1、λ2，得出载荷修正公式，如式(6)所示。式中，λ1与λ2之和为1，ε为理论应变。

根据公式(6)，将修正后的挥舞、摆振力载荷值F′录入控制载荷谱，重复步骤③、④，直至考核剖面各级载荷下的挥舞、摆振桥路实测应变与理论应变接近或相等。

4 力控制与应变控制联合控制方案

4.1方案描述

因离心力载荷>>挥舞(摆振)载荷，试验时忽略挥舞、摆振通道及试件变形的影响，其控制方式仍设置为力控；挥舞、摆振通道采用应变控制方式。

图4所示为应变控制方式下挥舞、摆振通道工作原理框图。如图中所示，挥舞、摆振控制通道均设置3路输入信号，2路为应变信号，1路为力信号。应变信号设置2路的目的是当1剖面应变桥路输出信号异常时，可以将反馈信号及时切换到备用剖面相应桥路输出，以最大程度地避免因控制信号异常而引起的系统失控。力信号设置的主要目的为监控当前力载荷，并便于通过力控进行试验安装和试验调试，正式试验时采用应变控制。

试验前，先进行试验标定，得出挥舞弯矩-应变、摆振弯矩-应变、1剖面应变-备用剖面应变线性拟合方程，并将备用剖面应变根据拟合方程换算至1剖面相同位阶。

4.2可行性分析

相较于力传感器信号，应变信号更易受外界因素影响，一旦应变输出信号异常，控制系统必须具备相应的异常信号检测及处理功能，否则将会引起系统失控。因此，必须对应变控制方式进行可行性分析，并制定详细的试验执行方案。下面主要从应变片粘贴和试验安全保护两个方面对应变控制的可行性进行分析。

应变片粘贴：为保证应变片桥路输出信号稳定可靠，应按应变片粘贴规范对应变片粘贴质量提出严格要求，并对应变片与测试导线连接点进行焊接固定。

试验安全保护：为保证试验安全，当用作反馈信号的应变桥路出现异常时，应先判断试件是否破坏，并根据判断结果分别执行如下动作：

1) 试件破坏，破坏瞬间力载荷会发生较大变化，会直接触发系统力载荷误差保护事件：Station Interlock，卸载系统压力并将载荷卸载至0；

2) 试件未破坏，而仅仅是该桥路中的应变片损坏，此时应变片桥路输出异常，输出为满量程值或变化幅度较大的应变信号，会直接触发系统相应的通道应变极限保护或误差保护事件:Mode Switch,将其反馈信号由1剖面切换至备用剖面对应桥路。同时，应在上述异常信号处理方案的基础上采取人工干预，根据当前载荷状态选择不同的应对方案：①当前载荷≤使用载荷时，应执行载荷卸载命令，修复或替换1剖面损坏应变片；②当前载荷≥设计载荷时，应继续加载直至考核载荷或试件破坏。

综合以上内容，通过控制应变片粘贴质量和采取合理的异常信号处理方法，该方案切实可行。

5 试验结果对比

表2、表3分别为挥舞、摆振方向在两种控制方案下的试验结果。表中，挥舞力、摆振力为作动器在对应方向施加的载荷。

表2 两种控制方案下挥舞载荷及应变输出

表3 两种控制方案下摆振载荷及应变输出

通过分析两表中的数据可知，力控制方案中，虽对挥舞、摆振控制载荷进行了修正，其各级载荷下的实测应变与理论应变仍存在一定误差，该误差随试验载荷的加大而加大，且各级载荷下的应变输出非等比例。同时，力控制方式时，需在离心力达到考核目标值后保载，同时对该两通道的挥舞、摆振载荷进行手动修正(序号7以后)，直至其对应的实测应变与理论应变接近或相等。而应变控制方案中控制参数为应变，能较好地将每级载荷中的应变控制在误差范围内，且能保证按各级应变等比例加载，满足试验控制要求。

6 结论

通过对两种控制方案试验结果进行对比分析可知，对挥舞、摆振通道采用应变控制方式，能较大程度地简化试验过程，提高应变控制精度，且解决了力控制方案中各级应变间非等比例加载问题，符合试验考核要求，能应用于各型号直升机同类型试验的控制工作。

[1] 刘达经，方永红,等.大型复合材料桨叶根部段抗疲劳设计研究[J].直升机技术，2007,(3):62-64.

[2] 程小全，高宇剑.含穿透损伤复合材料桨叶结构静强度分析[J].失效分析与预防，2011,6(1):25-26.

[3] 赵 丽.某型机主桨叶根部段静强度试验报告[Z].中国直升机设计研究所，2011:2-5.

[4] 范钦珊，殷雅俊.材料力学[M].北京：清华大学出版社，2014:108-112.

[5] 李 健，赵俊杰.结构疲劳试验控制系统关键技术[J].测控技术，2013,32(12):83-86.

StudyofControlMethodforBladeRootStaticTest

CHEN Shuping，CAO Fasheng

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

In the process of blade root static test force control method,cross coupling exists in each channel;the load imposed on test part by actuator in every direction is not equal to the real load in that direction.Therefore,it is necessary to recalculate the load of each control channel,the test process is so complex that it needs a long time to accomplish the test task.To solve this problem,selected the blade root as the test object and analyzed its structure during test process.Strain control modes were adopted in flap and lag control channels,force control mode reserved in control channel of axial force.Contrasted the two control methods,the combination control method could shorten the test period,ensured the load process in geometric proportion and served as a reference for later similar tests.

blade root;static test;cross coupling;strain control;combination control

2016-11-02

陈淑平(1985-)，女，山东泰安人，硕士，工程师，主要研究方向：直升机静力试验技术。

1673-1220(2017)03-055-05

V216.1+2

：A