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1、第二十八届（2012）全国直升机年会论文基于飞行测量的弹性轴承试验载荷谱修正和寿命评估方法王 建 秦瑞芬 吴艳霞(中国直升机设计研究所, 江西 景德镇, 333001) 摘 要： 球柔性旋翼系统在我国自主设计的直升机上获得了广泛的应用，弹性轴承在其中承担着重要角色，它提供了旋翼旋转过程中桨叶的挥舞、摆振和扭转运动，传递了旋转产生的离心力和挥舞方向的升力和摆振方向扭矩产生的切向力。本文讨论了不同设计阶段弹性轴承载荷谱的获得，基于飞行载荷测量的弹性轴承载荷谱修正，不同载荷谱对弹性轴承损伤影响的等效分析方法和弹性轴承寿命评估。关键词：直升机；旋翼；弹性轴承；载荷谱；寿命评估1 概述在采用球柔性旋翼系
2、统构型的直升机中，弹性轴承部件承担着重要角色，一方面它通过自身变形提供了旋翼旋转过程中桨叶的挥舞、摆振和扭转运动，满足了桨盘向任意方向倾侧，提供直升机向任意方向飞行的载荷。另一方面，在变形过程中它还承受着旋翼旋转惯性所产生的离心力和挥舞方向的气动升力以及功率输出扭矩产生的摆振方向的切向力。所以弹性轴承的载荷由变形和力两部分组成。为了满足功能需求，弹性轴承工作部分由薄的球碗形状金属和橡胶叠层间隔组成，叠层间粘接而成。这种金属、橡胶叠层结构可以提供大的挥舞、摆振和扭转变形，同时在离心力方向具有足够的支撑刚度。作为旋翼系统的关键部件，弹性轴承有较高的寿命要求，由于其金属、橡胶叠层结构的特性导致其主要
3、疲劳失效破坏模式为橡胶层裂纹破坏，所以采用视情维护寿命方法，其MTBF需要耐久性试验获得。2 弹性轴承载荷谱直升机研制过程中，不同的设计阶段使用不同的弹性轴承载荷谱，主要分为三个阶段。在完成直升机设计制造进行飞行试验前，采用理论计算的方法得到弹性轴承计算载荷谱，用于弹性轴承的结构设计和设计验证试验，一般在首飞前需要完成一到两件试验以给出mini GIR飞行试验过程中弹性轴承的放飞寿命；完成mini GIR飞行试验后，根据飞行实测数据，对弹性轴承计算谱进行修正，得到新的弹性轴承载荷谱用于寿命评估和产品验证试验，此阶段对应直升机改进设计阶段；完成改进设计后，进行GIR验证飞行试验，采用飞行实测结果
4、对弹性轴承载荷谱进行最后修正，得到最终寿命验证载荷谱。基于飞行实测数据对弹性轴承载荷谱的修正主要是指弹性轴承的三个方向的运动角，分别为扭转角q(t)，挥舞角b(t)和摆振角d(t)，在下图中表示.。这三个角度分别由以下参数构成q0, qc, qs, b0, bc, bs, d0, dc, ds，它们之间的关系为：q(t) = q0 + qc cos(wt) + qs sin(wt)b(t) = b0 + bc cos(wt) + bs sin(wt)d(t) = d0 + dc cos(wt) + ds sin(wt)扭转角直接由飞行测量数据得到：q0(flight) = Wf(flight)
5、 - 6.5qc(flight) = -Wx(flight)qs(flight) = -Wy(flight) 其中，Wf(flight)为总距角，Wx(flight)为横向周期变距角，Wy(flight)为纵向周期变距角。挥舞角 b摆振角 d扭转角 q挥舞角通过以下理论公式和飞行测量数据进行修正其中，R为旋翼半径，Fn为旋翼升力，B为桨叶片数，Ip为挥舞方向惯性矩，为旋翼转速。由上式可以得到为常数，推导得出飞行测量结果和计算结果的关系上式中和均可通过飞行测量参数得到，为过载系数，为直升机重量。动态挥舞角bc,和bs与旋翼中心弯矩有以下关系其中，e为水平铰外伸量，ms为对应水平铰的挥舞支臂静矩。
6、为了计算动态挥舞角的两个分量，假设对飞行测量和理论计算有相同的比值，这里，可以得到飞行测量的旋翼中心弯矩由两组呈90相位关系的应变载荷测量数据得到摆振角则通过以下理论公式和飞行测量数据进行修正式中WMR表示旋翼功率，k表示摆振等效刚度，旋翼功率通过飞行测量参数可以得到动态摆振角dc和ds与阻尼器位移DDAMP有以下关系为了计算动态挥舞角的两个分量，假设对飞行测量和理论计算有相同的比值，这里，可以得到公式中的飞行阻尼器位移可以由位移传感器直接测量得到。通过以上修正计算公式，就可以得到经过飞行实测验证的最终弹性轴承载荷谱。3 载荷谱等效分析在不同的设计阶段，弹性轴承有不同的载荷谱，为了比较各个载荷
7、谱的效果，引入载荷谱等效条件，此条件基于橡胶弹性体的耐久性规则。对应每个自由度，载荷谱静态载荷/位移等效量由下式表示式中，si为载荷谱中静态载荷/位移，ti为载荷/位移出现的频数。对应每个自由度的载荷谱动态载荷/位移等效量以五次方根的形式表示式中，di为载荷谱中静态载荷/位移，ti为载荷/位移出现的频数，上式为典型的天然橡胶类弹性材料表达式。经过等效载荷计算，弹性轴承不同的载荷谱就简化成了一组分别包含三个自由度的静、动态转角和载荷，下表中给出了一组试验载荷等效计算的结果。扭转角（）挥舞角（）摆振角（）Tx （N）Ty （N）Tz （N）静动静动静动静动静动静动4.217.590.694.38-
8、2.050.6418944427772018416701216618325上表中摆振角动态量较小，对弹性轴承造成的损伤较低，可以忽略不计，对三组载荷分析表明，弹性轴承弹性体的的损伤主要是由变形产生的，载荷动态量只是变形引起的结果，所以也可以忽略，Tx和Tz载荷静态量联合作用形成压缩影响，用一个载荷T表示，弹性轴承等效试验载荷简化为如下表形式扭转角（）挥舞角（）T （N）Ty （N）静动静动静静4.217.590.694.38189496201844 弹性轴承寿命评估采用弹性轴承载荷谱等效分析方法，可以根据弹性轴承试验结果，计算得到不同载荷谱下弹性轴承的寿命。在试验过程中，为了加快试验进度，也可
9、以根据飞行载荷测量数据和非加速试验破坏模式分析，采用加速试验载荷谱进行试验。完成最终飞行验证试验后，根据飞行测量数据，对弹性轴承载荷谱进行修正计算，得到最终寿命验证载荷谱，此时弹性轴承寿命试验已经完成，一般不会进行新的试验，而是采用等效分析的方法计算弹性轴承寿命。下面给出一组弹性轴承寿命验证等效载荷扭转角（）挥舞角（）T （N）Ty （N）静动静动静静4.707.610.704.2418926821664分析弹性轴承寿命试验破坏模式，发现其裂纹出现在摆振方向，主要是由动态扭转和y向切力引起，造成破坏的动态应变与这两个载荷有以下关系由此关系式可以计算出弹性轴承寿命验证载荷谱比试验载荷谱的严重程度
10、系数弹性轴承寿命试验得到的疲劳寿命为1000小时，采用k系数修正，弹性轴承最终验证寿命为 小时参 考 文 献1 航空航天工业部科学技术研究院，直升机载荷手册第七章，航空工业出版社，19912 王进、左国兵，疲劳试验在橡胶减振制品寿命预测中的应用，铁道车辆，2005/07/433 肖鑫、赵云峰、许文、詹茂盛，橡胶材料加速老化实验及寿命评估模型的研究进展，宇航材料工艺，2007/01Spherical Thrust Bearings Load Spectra Adjust Based on Flight Testand Service Life EvaluationWang Jian Qing R
11、eifen Wu Yanxia（China Helicopter Research and Development Institute,Jingdezhen 333001,China）Abstract: Ball-flex type rotor system is applied widely on our design helicopter. Spherical thrust bearing play an important role in it. This component provides the pitch, flapping and lead-lag motion while r
12、otor rotating, translates the loads associated with those motions as centrifugal, lift and lead-lag force. This article presents obtain spherical bearing spectra when difference corresponding design phase. The spectra is adjusted based on flight test. A equivalent condition theory of load spectra based on the elastomer endurance behavior law for damage is discussed. With test result and adjusted spectra, the spherical bearing service lift is evaluated.Key words: Helicopter; Rotor system; Spherical thrust bearing; spectra; service life evaluation764