直升机桨叶结构载荷校准过程中的预扭角确定方法

王泽峰 寇福军

摘要：给出了一种直升机桨叶结构载荷校准过程中的预扭角确定方法。首先，介绍了试验原理，试验设计为在桨叶摆振方向小角度范围内加载，计算桨叶剖面在摆振方向加载时对应剖面的挥舞弯矩输出，在线弹性范围内，理论分析了挥舞弯矩电桥的输出结果与摆振竖直方向角度的线性关系；其次，以某型直升机桨叶为例，应用电阻应变计法，采用机载CAM500系列测试设备，完成了对其桨叶剖面预扭角的确定实践，验证了方法的正确性和准确性，为直升机桨叶结构载荷校准提供技术支持。

关键词：直升机；桨叶；预扭角；结构载荷；载荷校准

中图分类号：V216

文献标识码：A

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2018.01.042

直升机桨叶在旋转过程中，主要的运动有挥舞运动和摆振运动，挥舞和摆振本是两个方向的自由度，但在实际运动过程中，挥摆运动往往是耦合的，即挥舞运动与摆振运动互为影响，表现在结构上就是挥舞形变与摆振形变互为影响。反映在结构承载上就是挥舞弯矩和摆振弯矩互为影响，因此，挥、摆弯矩较难测量。直升机桨叶在进行结构载荷测量时，也是采用电阻应变计法，在地面完成载荷校准之后进行实测。而在载荷校准过程中，如何精准地确定校准剖面的预扭角是最为关键的第一步，其直接影响后续的载荷校准结果，因此，确定预扭角的方法研究非常有意义。国内外关于桨叶在载荷校准过程中的预扭角确定方法大多在理论阶段。本文结合某型直升机旋翼部件载荷测量，首先通过理论分析了一种试验原理，然后应用电阻应变计法，进行该型直升机桨叶的预扭角确定方法工程实践。

1原理介绍

图1为桨叶安装角示意图，其中，a为翼型剖面的弦線与桨毂平面的夹角，即为桨叶安装角。桨叶在设计时，考虑气动效率的原因，从桨根到桨尖部分，各剖面的安装角呈一定规律分布，总体趋势为桨根处安装角大于桨尖处安装角。桨叶在载荷校准之前需要确定的预扭角即为安装角。

对于现代复合材料桨叶而言，其承载大梁一般为距离翼型前缘1/4处，因此，测量挥舞弯矩的电阻应变计一般的贴片位置为距离前缘1/4处的桨叶上翼面和下翼面处，如图2所示。

预扭角确定的思路：将桨叶调整至竖直位置，即摆振方向，使桨叶弦向与竖直方向呈一定角度β0，在加载端加载后记录桨叶挥舞电桥的输出a0，加载示意图如图3所示。以一定增量依次改变β的角度，采用同样的方式，记录挥舞电桥的输出，绘出挥舞电桥随β的变化曲线，可得拟合曲线如下：

p=ka+b

（1）式中：k为拟合系数，b为拟合直线的截距。

当挥舞电桥的输出为0时，对应的角度β即为该剖面的预扭角，6为对应剖面的拟合预扭角。

该过程中有两个问题需要说明：

（1）实测得到的挥舞电桥输出a为该剖面挥舞弯矩产生的应变，由材料力学可知梁剖面的应变计算公式如下：式中：k为常量，M挥舞为弯矩，h为距离，I为惯性矩。可知在该加载过程中，挥舞电桥的输出a和挥舞方向的弯矩M为一一对应关系，当电桥输出为0时，意味着挥舞方向承载弯矩为O。

（2）假设桨叶加载端距离该挥舞电桥端的距离为r，加载端力的大小为F，由图3可以得到，在摆振方向加载时，实际加载产生的挥舞弯矩为F×r×sinB≈F×r×B（β≤1°），是为弯矩小量。同时，随着β的减小，挥舞弯矩同样减小，甚至可能等于O。其次，随着β以一定的增量△β变化，在小角度范围内，新加载产生的挥舞弯矩为F×r×（β+△β）。可以看出，加载得到的挥舞弯矩在小角度范围内与β呈线性关系。

综上所述，可以采用该方法进行桨叶载荷校准前的预扭角确定。

2应变计改装

某型直升机桨叶载荷测量剖面有两个，分别为r1，r2，r为距离桨根处的距离。加装电阻应变计前，首先确定径向位置；其次，以实际桨叶翼型尺寸为基准，量取并确定各剖面1/4弦线位置，最终确定电阻应变计粘贴位置，选取类型适合的应变计完成组桥。

3预扭角确定实践

以桨叶r1，r2剖面为例进行说明。

3.1测试准备工作

试验采用的测试设备为CAM500系列专用应变采集器，通道激励电压为10V，各通道的直接输出为码值，用以模拟应变输出量。根据具体测量位置的形变大小，可以调整各通道的模拟输出范围，以达到较为精确的测量结果。

试验开始前，将被试桨叶安装至专用工作台上，调整至摆振方向。首先完成测试通道与测试设备的连接工作，确认信号正常。其次进行预加载，主要用于确认测试通道初始设置的输出范围是否合适。预加载载荷大小不超过校准载荷最大值。

3.2预扭角确定

正式试验开始时，将桨叶调整至竖直方向-6°（方向可任意定，本次试验规定翼型弦线在竖直方向左侧为负，右侧为正），观察测试通道码值变化情况，待桨叶静止后，记录该时刻码值，竖直方向角度不变，加载端加载30kg砝码，待桨叶静止后，再记录该时刻码值，得到一组数据；按照一定步长，调整竖直方向角度至另一值，采用同样的步骤记录数据。最终得到试验结果数据见表1和表2。

按照原理介绍的方法，由码值增量和扭角拟合的结果如图4、图5所示。

由图4、图5可以看出，拟合直线的线性相关性非常好，分别为R2=0.998和R2=0.997，图4中直线的截距2.996，即为r1剖面的拟合预扭角，图5中直线的截距6.697即为r2剖面的拟合预扭角，与设计给出的设计预扭角进行比较，误差精度为3%。为进一步验证该拟合结果的准确性，分别将桨叶竖直方向的角度调整至2.996°和6.697°，在加载端进行逐次加载，加载过程中同时观察对应剖面挥舞电桥的输出。可以看出，在整个加载变换过程中，挥舞电桥的输出很小，基本为0，进一步说明拟合结果的准确性。

4结论

通过上述完整的试验过程，可以得到以下结论：首先，理论上分析了一种直升机桨叶预扭角确定的试验方法；其次，以某型直升机桨叶为例，采用上述方法，完成了该桨叶预扭角确定的实践工作，确认了该方法的可行性与准确性，为直升机桨叶载荷校准提供支持。