含穿透损伤复合材料桨叶结构静强度分析

含穿透损伤复合材料桨叶结构静强度分析

任淼

航空工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 黑龙江省哈尔滨市 150060

摘要：复合材料桨叶具有优异的疲劳特性和损伤容限性能。强度、刚度剪裁设计与桨叶空气动力设计相结合，以及热压固化成形工艺的支持，使其拥有优异的力学性能和较为简易的加工工艺，从而逐渐取代了金属桨叶。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。

关键词：复合材料；穿透损伤；静强度分析

复合材料桨叶增强带是直升机主旋翼系统中的核心承力构件，是决定直升机动力水平的关键因素。缠绕成型技术适合于高强度纤维增强复合材料构件的制造，但传统缠绕方法及工装难以满足桨叶增强带特殊的复杂几何形状要求，且存在产品质量不稳定、成型效率低、型号扩展性差和工人劳动强度大等诸多问题。复合材料具有较高的比刚度、比强度、疲劳性能和经济性，并且可设计性强，在航空领域备受青睐。

一、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。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。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。

二、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。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。

三、力控制与应变控制联合控制方案

1. 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。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。

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。基于公式中λ值为变值，现阶段载荷修正计算方法很大程度上凭工程经验确定。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： 。

根据公式，将修正后的挥舞、摆振力载荷值 录入控制载荷谱，重复步骤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。

3、应变控制方案

因离心力载荷，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。

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、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。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。

四、试验结果

挥舞、摆振方向在两种控制方案下的试验结果如下。

试验结果统计表

表中，挥舞力、摆振力为作动器在对应方向施加的载荷。通过表中的数据可知，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。

通过对两种控制方案试验结果进行对比分析，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。

参考文献：

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