桨叶根部段静强度试验控制方法研究

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1、总第193期直升机技术GeneralSerialNo.1932017年第3期HELICOPTERTECHNIQUENo.32017文章编号:1673-1220(2017)03-055-05桨叶根部段静强度试验控制方法研究陈淑平，曹发胜(中国直升机设计研究所，江西景德镇333001)摘要桨叶根部段静强度试验力控制方案中，由于各通道力载荷间存在交叉耦合现象，造成各方向作动器施加力载荷与试件实际受载情况不一致，试验过程中需要对各通道控制载荷进行修正计算，存在试验周期长，无法保证等比例加载等缺点。针对上述问题，选取某直升机复合材料桨叶根段结构，以其真实受载

2、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。关键词桨叶根部段;静强度试验;耦合;应变控制;联合控制+中图分类号:V216.12文献标识码:AStudyofControlMethodforBladeRootStaticTestCHENShuping，CAOFasheng(ChinaHelicopterResearchandDe

3、velopmentInstitute，Jingdezhen333001，China)AbstractIntheprocessofbladerootstatictestforcecontrolmethod，crosscouplingexistsineachchannel;theloadimposedontestpartbyactuatorineverydirectionisnotequaltotherealloadinthatdirection.Therefore，itisnecessarytorecalculatetheloadofeachcont

4、rolchannel，thetestprocessissocomplexthatitneedsalongtimetoaccomplishthetesttask.Tosolvethisproblem，selectedthebladerootasthetestobjectandanalyzeditsstructureduringtestprocess.Straincontrolmodeswereadoptedinflapandlagcontrolchannels，forcecontrolmodereservedincontrolchannelofaxi

5、alforce.Contrastedthetwocontrolmethods，thecombinationcontrolmethodcouldshortenthetestperiod，ensuredtheloadprocessingeometricproportionandservedasareferenceforlatersimilartests.Keywordsbladeroot;statictest;crosscoupling;straincontrol;combinationcontrol须要研究的问题。0引言桨叶根部自重较小，故载荷设计和

6、试验时忽略桨叶根部零组件较多、结构复杂，承担着将桨叶其自身重力的影响，仅考虑离心力、挥舞弯矩和摆振[2]上所有载荷传递到桨毂上的任务，是桨叶受力状态弯矩3种载荷。现行力控制方案试验过程中，各[1]最复杂的部位，其静强度是直升机研制过程中必通道施加的力载荷间存在交叉耦合现象，作动器施收稿日期:2016-11-02作者简介:陈淑平(1985-)，女，山东泰安人，硕士，工程师，主要研究方向:直升机静力试验技术。·56·直升机技术总第193期加载荷(载荷谱)与试件真实受载不一致，造成按理其中，试件挥舞、摆振方向的标定载荷应结合试论力载荷谱加载时每级载荷下对

7、应的实测应变与理件设计载荷和变形情况制定，标定方程则应根据对论应变值误差较大。基于上述因素，结合各剖面应应通道的控制方式设置为力-应变或弯矩-应变。变与弯矩的关系，试验时应将应变(而非各通道施表1标定方程加的力载荷)作为弯矩考核的依据。而为达到应变类型1剖面备用剖面测量要求，力控制方案需要对各载荷级数下的力控挥舞y=0.7266x-7.3y=0.5203x-9.8制载荷进行修正，以保证其对应的实测应变与理论摆振y=0.2204x-43.5y=0.1152x-28.4应变接近或相等。针对上述问题，应寻求一种更有效的控制参数，该参数位于耦合效应终端，能

8、反映试1.2数学模型[4]件的真实受载情况，且试验人员可以直接获取。应根据梁弯曲时横截面上的正应力计算公式，变控制以试件各