平尾损伤计算中特征载荷的算法研究

王玉合，吴艳霞，宁 远

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

0 引言

在直升机研制阶段，通过载荷试飞工作对直升机各主要部件的真实载荷情况进行验证。为保障试飞安全，试飞过程中需要不断评估并统计直升机各主要部件的疲劳损伤情况，当疲劳损伤累积达到100%时更换相应部件。根据直升机的结构特点，通常对主要承受高周疲劳载荷的直升机动部件进行疲劳损伤累计工作，而机体结构以低周疲劳载荷为主，不作为损伤累计工作对象。

直升机平尾也称之为水平安定面，用来改善直升机的纵向稳定性，是直升机机身结构的主要部件之一，以承受飞行状态改变和地-空-地循环形成的低周疲劳载荷为主[1]。然而，近几年来，在我国多个型号直升机的研制试飞过程中，发现平尾存在高频振动与耦合载荷。受主、尾桨的尾流影响，平尾所处的气流环境十分复杂，对平尾动载荷的计算评估以及疲劳强度分析工作造成较大的技术困难[2]。至此，直升机平尾的高周疲劳问题成为了直升机疲劳强度工作的一个难点，并得到广泛的关注。在研制试飞阶段，平尾疲劳损伤累计分析也成为保障试飞安全的一项日常工作。

某型机外场试飞开展3个月后，平尾损伤累积达到60%。根据已有经验，短时间产生如此大的累计损伤，这一结果的真实性值得怀疑。通过对平尾载荷测试剖面的数据分析，结合平尾结构的受载形式，发现原平尾外场损伤累计方法过于保守。在保障外场飞行安全的基础上，为了得到更真实准确的平尾损伤情况，本文根据平尾结构的受载形式，提出了一种平尾特征载荷的新算法，用此特征载荷快速计算平尾损伤更准确合理。

1 平尾载荷测试方法与数据分析

某型机平尾为对称设计，如图1所示，通过中心处的两组前接头与一组上接头固定在机体垂尾上。

主要载荷包括沿航向方向的阻力载荷Fx以及垂直平尾方向的升力载荷Fz。载荷测试中，在左、右平尾两侧靠近前接头剖面布置应变片，并组桥测量由升力产生的弯矩Mx以及由阻力产生的弯矩Mz，如图2所示。

通过平尾载荷实测数据分析平尾受载形式：左、右平尾的弯矩Mx、Mz主要相位相差约180°，平尾振动测试数据也表明平尾在阻力方向以及升力方向均存在反对称模态；平尾弯矩Mx的频率成分为21.5Hz，弯矩Mz含多种频率成分，以21.5Hz为主。

图1 平尾结构及贴片位置示意图

图2 平尾实测载荷时域数据图

平尾结构薄弱部位在于平尾前接头及相关连接部件，其特征载荷为前接头连接螺栓力。由于大尺寸平尾受分布气动载荷产生的弯矩Mx、Mz均通过前接头传递给机体，而反相位载荷使跨度较小的平尾前接头及相关连接部件承受较大支反力，即特征载荷螺栓力。

假设单侧平尾蒙皮上承受的气动载荷均匀分布，按双支点外伸梁分析。

平尾中心摆振弯矩：

Mz0(i)=K1×Mzr(i)-K1×Mz1(i)

(1)

平尾中心航向载荷：

Fx0(i)=K2×Mzr(i)+K2×Mzl(i)

(3)

(4)

(5)

Fxr(i)=Fx(0)-Fxl(i)=

(6)

注：a—气动力中心作点距离；L—弯矩应变片位置；l—平尾左右前接头距离；Mzr(i)—右平尾测试剖面摆振弯矩；Mzl(i)—左平尾测试剖面摆振弯矩；Fxr(i)—左侧平尾前接头连接螺栓力(航向方向)；Fxl(i)——右侧平尾前接头连接螺栓力(航向方向)。

同理，平尾前接头连接螺栓力(升力方向)的公式如下：

(7)

(8)

平尾前接头连接螺栓合力：

(9)

(10)

(11)

即特征载荷螺栓力可简化为：

(12)

(13)

2 损伤累计方法

2.1 损伤计算方法介绍

旋翼部件根据每个旋转周期中动载荷及其出现的频率进行损伤计算。对单个特殊载荷，旋翼每旋转一周后采集一次方位角信号，在两次方位角信号内，识别最大值Smax与最小值Smin(如图3)，则动载荷为(Smax-Smin)/2。

图3 时域数据示例图

部件的损伤计算公式[3]：

(14)

式中：D—总损伤累计值；Ni—在第i级动载荷作用下的循环次数，即S-N曲线上的对应循环次数；ni—第i级动载荷作用下的实际循环次数。

2.2 简化特征载荷损伤计算

平尾采用简化特征载荷进行损伤计算，其方法与旋翼部件类似，且相对简单：仅需将4个载荷测试通道(左、右平尾弯矩Mx、Mz)各自进行数据处理，取出最大弯矩动载，并按公式(12)、(13)进行(14)式损伤计算。

2.3 特征载荷改进后损伤计算

采用简化特征载荷可能造成平尾损伤计算结果偏大，但若对平尾特征载荷考虑螺栓真实受载情况，须采用公式(1)-(8)计算平尾前接头连接螺栓力。而公式(9)、(10)则表明平尾前接头连接螺栓力合成载荷在运算后，其相位出现的均为正值，显然与真实的载荷情况不符。为得到更真实的合成弯矩，有如下两种处理方法：

a)将弯矩Mx差值的符号赋给合成弯矩

其中，

存在的问题是：当平尾总弯矩Mx的绝对值小于平尾总弯矩Mz的绝对值时，摆振弯矩相位变化无法体现，出现失真。

b)将弯矩Mx差与弯矩Mz差中较大的一项符号赋给合成弯矩

其中，

两种数据处理方法结果基本一致，仅在部分弯矩Mx差值小于弯矩Mz差值时，波形方向相反，根据对数据图形(图4所示)的分析，方法b更佳。

图4 a)方法处理结果(点)，b)方法处理结果(线)

将处理完成的数据进行静动分离，根据结构或材料的S-N曲线与疲劳极限进行损伤计算。

2.4 对比分析

为验证上述两种特征载荷算法的差异，随机选择某型机三个架次的试飞数据进行损伤计算，表1为不同特征载荷算法下各架次的损伤计算对比情况。

表1 两种平尾特征载荷算法下的损伤计算结果

分析：

1)采用平尾简化特征载荷开展外场损伤计算工作相对简单，计算快速，符合外场数据处理的特点，但是在数据处理中均采用最大动载，计算结果相对保守；特征载荷改进后损伤计算方法在兼顾外场数据处理特点的同时，大大提高了平尾损伤计算的准确性。

2)两种损伤计算方法的差异越大，则说明左、右平尾载荷幅值差异较大，使得通过公式(11)得到的螺栓力过于偏离螺栓真实载荷。

3 结论

外场常用的损伤计算方法适用于特征载荷单一的部件，而平尾载荷受气动干扰、耦合等因素影响，载荷较为复杂。采用常用的简化特征载荷进行损伤计算虽然能提高计算效率，但由于过于保守，将导致平尾更换频繁。

平尾特征载荷改进算法则从平尾结构受载形式出发，优化了平尾载荷实测数据的处理方法，得到了更为真实的平尾损伤。外场在完成3个月载荷试飞工作后，平尾损伤累计值由原来的60%左右下降到6%左右，该型机在未更换平尾结构的情况下，开展了后续20个月的试飞，并在例行检查中未发现异常情况。

平尾特征载荷改进算法已经普遍用于外场平尾损伤计算，在保证了外场飞行安全的同时，也缓解了平尾更换压力。