推进式螺旋桨振动应力特性飞行试验与分析

牛宏伟, 郭海东, 张永峰

(中国飞行试验研究院，西安 710089)

飞机螺旋桨是将发动机输出功率转换为拉力的关键部件，螺旋桨振动应力由飞行中的稳态载荷和交变载荷共同引起，是造成高周疲劳损伤的主要载荷，一旦发生疲劳断裂，将造成灾难性后果[1-2]。螺旋桨振动应力受飞机和发动机结构影响很大，目前尚无合理的理论模型，飞行实测是首选的确定方法[3]。中国民航规章《运输类飞机适航标准》(CCAR-25-R4)[4]和《航空燃气涡轮动力装置飞行试验要求》(GJB 243A-2004)均对此提出明确要求[5]。

美国国家航空咨询委员会(NACA) Langly实验室是最早开始螺旋桨振动应力研究的机构。等测量了来流马赫数0.95条件下一种超声速螺旋桨弯曲和扭转应力，并研究了不同数量桨叶的失速颤振现象[6]。汉密尔顿标准公司的Richard开发了16通道感应供电遥测系统，使用自温度补偿的应变计，同时还测量了高度和空速等参数[7]。美国国家航空设备试验中心(NAFEC)的Marvin分别对M20E、PA31飞机螺旋桨进行地面和飞行中的振动应力测量试验，研究了相似构型螺旋桨-发动机结构振动应力影响因素的共性与差异[8]。随后学者的关注点逐渐转移到桨扇上来。美国国家航空航天局联合技术研究中心(NASA UTRC)开展SR5先进涡桨叶片试验项目以建立后掠螺旋桨叶片的结构动力数据库，通过真空旋转试验和UTRC数据缩减模型来获取转子集成结构的变形、模态、和频率[9]。NASA Lewis研究中心针对桨扇结构动力特性进行了大量研究。Prem通过三种进气道模型风洞试验研究了发动机进气道对SR-3桨扇叶片振动应力的影响[10]；Mehmed等[11]在风洞中测量了桨扇在非轴向来流失谐下两个对称叶片的振动应力，表明人为构造失谐可有效改善桨扇转子气动弹性响应，而固有失谐会引起无法直观预测的大幅振动；文献[12-13]在湾流GⅡ载机平台上开展SR7桨扇结构完整性和噪声验证试验，表明弯曲应力主要是空速的函数，同时受短舱倾斜角及临界转速的影响；屈玉池等[14]提出一种通过监测叶尖振动来获取螺旋桨振动应力的间接方法；孙瑞杰等[15]提出了一种利用复合疲劳试验和外场故障数据反推叶片实际振动应力的方法；田傲等[16]通过测试表明某通用飞机螺旋桨各部位振动应力小于许用值；赵冲等[17]在低速风洞开展实验，研究了低雷诺数情况下螺旋桨振动对自身气动性能的影响规律。

目前，对螺旋桨振动应力研究还不够充分，尤其是在飞行条件下振动应力试验方法和变化规律尚不明确。为此，根据某型飞机单发推进式螺旋桨结构与载荷特征，利用有限元静应力分析和模态分析确定振动应力测点，设计和研制无线电遥测系统，开展不同飞行状态、发动机和螺旋桨状态的飞行试验，获得螺旋桨振动应力变化规律，并分析了螺旋桨在旋转状态的共振特性，能够促进该型螺旋桨结构动力特性设计优化，并为航空螺旋桨的产生机理和评估方法研究提供基础。

1 试验方法

对航空螺旋桨等高速旋转件，应力测量的关键是实现信号从转子到静子部件的传输，表1为主流测试方法及其优缺点。

表1 旋转件参数测量方法Table 1 Parameter measurement method of rotating parts

考虑对高频响应和精度的要求，采用无线电遥测方式进行测量，试验流程如图1所示，通过有限元分析确定测点，研制专用无线电近距遥测系统，在飞机上进行一系列测试改装和验证试验，最终开展飞行试验和分析。

图1 试验方案流程Fig.1 Test program flow chat

1.1 测点确定

螺旋桨振动应力是典型的疲劳载荷，由静应力σs和动应力σd组成，通过桨叶有限元静应力分析和模态分析综合确定振动应力危险部位。某螺旋桨为3叶正向自动变距螺旋桨，可调转速和顺桨，图2 为桨叶网格模型，采用二阶四面体单元划分网格，模型包含146 497个单元，244 801个节点，在桨根相应接触部位根部位施加与装机结构相同的位移约束。桨叶材料为LY11，杨氏模量E=72 GPa，泊松比ν=0.31，密度ρ=2 800 kg/m3。螺旋桨最大转速为2 200 r/min，气动力分布根据计算流体力学(computational fluid dynamics，CFD)计算结果给出，如图3所示，采用无量纲化的参数，r/rmax为相对半径，Fa/ΣFa为该半径处微元段所受气动力与桨叶总气动力的比值，沿叶高方向积分为1。

图2 桨叶有限元网格模型Fig.2 Finite element model of the blade

图3 气动力沿叶高分布Fig.3 Distribution of dynamic force along blade height

选取起飞状态的气动载荷和转速作为模型输入，此时螺旋桨处于最大功率状态，图4为径向静应力云图，叶盆以拉应力为主，叶背以压应力为主。

图4 桨叶径向静应力云图Fig.4 Static stress contour of the blade in radial direction

图5为径向模态应力云图，一阶模态为一弯，固有频率56.60 Hz，二阶模态为二弯，固有频率 111.91 Hz，根据螺旋桨工作转速范围，主要考虑前两阶模态应力。静应力和模态应力的危险区域均位于叶型截面最大厚度附近。

图5 桨叶前两阶模态径向应力云图Fig.5 First two order modal stress contour of the blade in radial direction

通过频率测定试验验证有限元计算的准确性，试验现场如图6所示，通过扫频测得桨叶1阶静频为25.3 Hz，有限元计算值为24.7 Hz，相对误差仅为-2.37%。

图6 桨叶频率测定试验Fig.6 Frequency measurement test of the blade

综合静应力和模态应力计算结果，共设置4个振动应力测点，如表2所示，r=487 500 562 mm测点各有1通道备份，r=900 mm测点有2通道备份。

表2 振动应力测点设置Table 2 Vibratory stress measuring point setting

1.2 测试方法

在桨叶上加装应变片，组成1/4桥，采用B-711胶粘贴应变片，表面涂覆101胶对应变片和线缆进行防护，并在关键部位用织物加固，考虑到推进式螺旋桨受发动机尾气加热，对改装后的桨叶进行温度试验，如图7所示，温度范围为-40～80 ℃，试验过程中各通道应变输出正常，线缆线路和防护胶固定牢靠。

图7 桨叶温度试验Fig.7 Temperature test of the blade

设计研制无线近距遥测系统，实现应变信号的转静传输，测试原理如图8所示。应变信号进入遥测盘进行调制和混频，进入发射天线进行发射，由安装在发动机机匣端面上的接收天线接收，再通过遥测接收机解调，转换为模拟信号输出，图9为测试系统硬件图，遥测盘与发射天线结构采用一体化设计。

图8 振动应力测试原理Fig.8 Vibratory stress test principle

图9 测试系统硬件Fig.9 Test system hardware

遥测盘与螺旋桨一起高速旋转，还兼顾有固定桨帽的作用，其结构复杂，含有较多的小曲率圆角、凹槽和圆孔，须进行强度考核，采用循环对称有限元模型计算危险点应力。建立遥测盘和桨帽1/3扇区有限元模型，如图10所示，遥测盘材料为7075变形铝合金，弹性常数与桨叶基本相同，屈服极限σs=400 MPa。在模型上施加循环对称边界条件、离心载荷、螺栓孔边约束和模块产生的离心力。

图10 桨帽-遥测盘1/3扇区有限元模型Fig.10 Finite element model of the propeller fairing and telemetry disk

图11为100%转速下Von-Mises应力云图，遥测盘端面凸出结构根部存在明显应力集中，最大应力65.74 MPa。设计安全系数为材料屈服应力除以实际最大应力，即ns=σs/σmax，螺旋桨部件的通用设计准则为许用安全系数[n]>2，根据有限元计算结果，ns=6.08，遥测盘静强度满足要求。

图11 遥测盘应力云图Fig.11 Stress contour of the telemetry disk

通过旋转试验验证强度考核结果，如图12所示。在设计最大转速(2 200 r/min)和2倍离心应力转速(141%超转，3 100 r/min)分别稳定旋转30 min，试验前后均进行磁粉探伤，未出现裂纹。

图12 遥测盘旋转试验Fig.12 Rotation test of the telemetry disk

1.3 试飞科目

适航条款中“任何正常的使用条件”是指在飞行包线内可能出现的所有状态，但实际中不可能对所有状态充分遍历，根据咨询通告AC20-66B，螺旋桨振动应力来源如表3所示，影响因素主要包含外部大气条件、飞机状态、发动机和螺旋桨状态等。结合飞机飞行包线和发动机工作包线，设计飞行试验科目，主要包括起飞爬升、不同高度稳定平飞与盘旋、不同发动机状态平飞、下滑着陆等，如表4所示。

表3 螺旋桨振动应力来源Table 3 Source of propeller vibratory stress

表4 飞行试验科目Table 4 Flight test subject

2 试验结果分析

经过3架次飞行试验，完成所有规划的试验科目，总飞行时间9 h 44 min，螺旋桨振动应力采样频率为4 kHz，分别从振动应力的变化规律以及螺旋桨共振特性两方面对试验结果进行分析评估。

2.1 振动应力变化规律

起飞初始阶段1#和3#测点振动应力波形如图13 所示，取数据段的统计均值为σs，上下包络线最小距离的1/2为σd，在短至1 s的时间内σs稳定，在此基础上叠加振幅，符合螺旋桨振动应力的物理规律。

图13 不同测点振动应力时域波形Fig.13 Vibratory stress waveform of different measuring points in time domain

选取4个典型飞行状态，对比不同位置测点σs和σd分布规律，如图14所示。不同测点σs差异较大，在速度Vi=180、200 km/h平飞状态4#测点(r=500 mm)应力最大，而在爬升和Vi=250 km/h平飞状态2#测点(r=562 mm)应力最大；对于动应力σd，桨叶中部的1#、3#、4#测点应力水平相当，1#测点应力最大，桨尖2#测点应力较小。

图14 桨叶不同位置应力分布规律Fig.14 Stress distribution rule of the blade in different location

由于测点数较多，因此以较为危险的4#测点为代表，研究飞行参数对应力的影响。图15为应力随高度变化曲线。由图15可知，给定不同速度的情况下，静应力随高度增加而显著增大，动应力增大幅度较小。

图15 应力随高度变化曲线Fig.15 The curve of stress changing with altitude

图16为应力随速度变化曲线。由图16可知，在相同高度，静应力和动应力均随速度增加均有明显增大趋势。

图16 应力随速度变化曲线Fig.16 The curve of stress changing with velocity

图17为应力随滚转角变化曲线，由图17可知，在高度 3 000 m，静应力随滚转角增大明显增大，在高度5 000 m，静应力出现反复甚至下降；在不同高度和速度，动应力均随滚转角增大而小幅增大。

图17 应力随滚转角变化曲线Fig.17 The curve of stress changing with roll angle

2.2 螺旋桨共振特性

结合螺旋桨振动应力实测数据和固有频率计算结果，评估螺旋桨在不同转速的共振特性。螺旋桨常用工作转速有：1 360 r/min(慢车)、2 000 r/min(巡航)、2 200 r/min(最大)，通过快速傅里叶变换(FFT)对典型稳态数据进行频谱分析，图18为针对图13数据的分析结果，1#测点最主要频率成分为转速基频(36 Hz)和2倍频，3#测点为转速基频及其2、3、4倍频。

图18 不同测点频谱分析结果Fig.18 Spectrum analysis results of different measuring points

对典型转速各测点频谱进行统计，如表5所示，不同桨叶上相同位置测点数据基本一致。各所有测点特征频率全部为转子前6倍频，桨叶中部 1#、2#、4#测点频率成分单一，时域曲线接近对称循环应力，桨尖3#测点包含转速的多阶倍频，这是由于桨叶为窄弦细长叶片，厚度自桨根至桨尖递减，桨尖柔性较大，更容易受到不同频率外力激振。

表5 各测点特征频率Table 5 Typical frequency of each measuring point

基于1.1节有限元模态分析，得到桨叶前5阶动频，如表6所示。随着转速增加，桨叶应力刚化效应明显，从0到最大转速，前3阶动频分别增加了127.38%、40.57%、14.20%。

表6 桨叶动频计算结果Table 6 Dynamic frequency calculation of the blade

根据频谱分析和动频计算结果，作出Compell图(图19)。由图19可知，当倍频线与动频点较为接近时，即存在共振可能性。图19中有两处较为接近：①慢车1阶动频与转子2倍频接近；②最大转速2阶动频与转子3倍频接近。针对这一现象，选取其他相同状态4#测点数据进行频谱检查，如图20、图21所示。3次慢车状态频谱中均出现了2倍频，幅值超过了1倍频，成为最主要的频率成分，存在共振危险，建议适当增大慢车转速，使动频点右移，同时倍频线斜率增大，减小共振可能性。最大转速状态频谱中未出现3倍频成分，表明该高阶振型难以激起，不构成共振危险。

图19 桨叶Compell图Fig.19 Compell diagram of the blade

图20 慢车状态频谱检查Fig.20 Spectrum inspection of idle state

图21 最大转速状态频谱检查Fig.21 Spectrum inspection of maximum state

3 结论

通过飞行试验方法研究了某型飞机单发推进式螺旋桨的振动应力特性，得到如下结论。

(1)在稳定状态螺旋桨振动应力波形为在平均应力基础上叠加振幅，桨叶不同位置测点应力有所差异，桨叶中部应力水平大于桨尖。

(2)在其他条件保持不变的情况下，静应力基本随高度、速度和滚转角的增大成明显增大趋势，但在高度5 000 m静应力随滚转角增大出现反复和下降，动应力随速度增大明显增大，随高度和滚转角增大缓慢增大。

(3)桨叶振动频率成分为螺旋桨转速及其前6阶倍频，通过Compell图发现慢车状态1阶动频与转速2倍频接近，多状态频谱分析表明在慢车状态频谱中转速2倍频是最主要的频率成分，存在共振危险，建议适当增大慢车转速以减小共振可能性。