一种直升机桨叶根部衬套过盈量确定方法与流程

本发明属于直升机桨叶结构设计技术领域，具体涉及一种直升机桨叶根部衬套过盈量确定方法。

背景技术：

直升机旋翼系统中，主桨叶通过桨叶销穿过主桨叶桨根处衬套连接到桨毂上；在主桨叶桨根衬套中一般设计有维修用内衬套，其主要作用是防止桨叶销直接与桨根衬套在使用过程中发生磨损；在内衬套发生磨损或者其它损伤后，首先将受损内衬套镗掉，然后对桨根衬套进行扩孔，最后使用温差法装配新的内衬套，完成内衬套的返修更换。

内衬套外径与桨根衬套内径的过盈量是桨叶根部内衬套设计中的重要指标之一，过盈量的大小很大程度上影响内衬套在使用过程中的安全性和维护性，如果内衬套在使用过程发生滑移，便会影响直升机用户的使用。直升机在飞行过程中，内衬套与桨叶销之间的接触状态是非均匀的，内衬套主要受到桨叶销轴向的载荷(也就是离心力的分量)；因此在设计过程中考虑内衬套由过盈量产生的最大静摩擦力与桨叶离心力分量的大小关系为设计约束。

技术实现要素：

为了解决直升机桨叶根部衬套过盈量的设计问题，首次将组合筒理论引入到直升机桨叶根部衬套装配过盈量的计算中，有效而真实的模拟了过盈装配的力学行为，并且采用试验方法和随机试飞进行了验证，解决了在桨叶根部衬套设计中过盈量的选取的问题。

本申请直升机桨叶根部衬套过盈量确定方法，包括：

步骤s1、获取桨根衬套外径、套设在桨根衬套内的内衬套的内径与外径，以及获取衬套的弹性模量；

步骤s2、确定桨根衬套与内衬套之间的过盈量与压力之间的关系；

步骤s3、确定最大静摩擦力与压力之间的关系；

步骤s4、获取直升机桨叶旋转状态下的衬套根部的轴向分力；

步骤s5、在所述轴向分力小于等于所述压力的情况下，计算过盈量，根据过盈量设计桨根衬套与内衬套的内外径。

优选的是，步骤s2中，桨根衬套与内衬套之间的过盈量与压力之间的关系为：

其中，c为桨根衬套外径、a为内衬套的内径、b为内衬套的外径，e为弹性模量，p为压力，δ为过盈量。

优选的是，所述步骤s5中，所述轴向分力小于等于所述压力表示为：

fa≤kfμ

其中，fa为轴向分力，fμ为压力，k为由加工工艺误差引起的修正参数。

优选的是，所述k为0.9～1。

本设计方法的有益效果是：计算模型更接近实际的衬套的受力模型，并且通过试验验证和随机验证，结果更可靠，更准确也具有更高的适用性。

本发明的关键点：

将组合筒理论引入到衬套过盈量的计算中，模型更准确；

设计了一套桨叶根部衬套过盈量和松脱力试验方案和试验工装，进行过盈量验证；

采用衬套装机随机试飞进行验证。

本设计方法的技术效果是：采用组合筒理论模型进行过盈量计算，计算模型更接近实际，计算结果更准确；设计了地面试验方案和工装以及试飞验证，进行计算过盈量的最终确定和应用，最终设计结果更可靠。本设计方法简单有效，准确可靠，经过了型号的经验验证，可以有效解决衬套过盈量设计中多次迭代的问题，在设计初期就多方面考虑，避免后续出现故障的维修维护以及设计更改工作。

附图说明

图1是本申请直升机桨叶根部衬套过盈量确定方法的一优选实施例的流程图。

图2是内衬套与桨根衬套之间过盈量分析示意图。

图3是建立桨根外衬套与内衬套模型示意图。

图4是正常转速下的桨叶根部衬套受力情况示意图。

图5是单元体应力分析示意图。

图6是单元体变形示意图。

图7是过盈量与径向载荷变化示意图。

具体实施例

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

本发明直升机桨叶根部衬套过盈量确定方法，如图1所示，主要包括：

步骤s1、获取桨根衬套外径、套设在桨根衬套内的内衬套的内径与外径，以及获取衬套的弹性模量；

步骤s2、确定桨根衬套与内衬套之间的过盈量与压力之间的关系；

步骤s3、确定最大静摩擦力与压力之间的关系；

步骤s4、获取直升机桨叶旋转状态下的衬套根部的轴向分力；

步骤s5、在所述轴向分力小于等于所述压力的情况下，计算过盈量，根据过盈量设计桨根衬套与内衬套的内外径。

首先参考图4，桨叶根部通过衬套进行固定，该衬套以下也称作外衬套，图示中带斜线的为外衬套，外衬套内部设置有内衬套，构成组合套筒，两者过盈配合，理论上，过盈量越大，两者受压越严重，越不容易发生内外衬套的相互脱离，本申请的一个发明目的就在于防止桨叶旋转过程中，带动内衬套脱离外衬套，因此需要确定一个合适的过盈量。

基于上述目的，本实施例中，内衬套与外衬套相互挤压，首先确定过盈量与该挤压的压力关系，之后根据压力与摩擦力之间的关系，确定内衬套滑出外衬套的临界值，最后基于此临界值确定过盈量。

本申请将组合筒理论引入到直升机桨叶根部衬套装配过盈量的计算中，有效而真实的模拟了过盈装配的力学行为，并且采用试验方法和随机试飞进行了验证，解决了在桨叶根部衬套设计中过盈量的选取的问题。

本设计方法所采用的技术方案是：

第一步：首先进行内外衬套受内压或外压下的理论模型推导，得到内外衬套的位移。

第二步：引入组合筒理论，将过盈装配的内外衬套分别看做两个厚壁筒，根据衬套结合面的位移协调约束，可以得到内外衬套过盈装配式，衬套之间的压力。根据衬套的材料属性以及装配表面的粗糙度，得到其接触面摩擦系数，进而得到其最大静摩擦力。

第三步：根据直升机桨叶旋转状态下，桨叶根部衬套的实际受力情况，对根部衬套进行受力分析，要求在衬套工作状态下，衬套不发生轴向的松动。其中衬套根部的轴向力分量主要是离心分量。在直升机正常飞行包线内，应该保证衬套最大静摩擦力大于其轴向离心力分量，不发生松动滑脱。根据上述限制以及装配要求的限制进行衬套装配过盈量的选择。

第四步，根据上述得到的过盈量，设计了一套直升机桨叶根部衬套过盈量和松脱力试验方案及试验工装，将计算得到的过盈量进行地面试验验证，施加实际飞行状态时衬套的受力载荷。地面试验通过后进行随机验证，最终确定过盈量。

本设计方法的有益效果是：计算模型更接近实际的衬套的受力模型，并且通过试验验证和随机验证，结果更可靠，更准确也具有更高的适用性。下面详细介绍。

内衬套与桨根衬套之间过盈量受力分析，参考图2，为坐标系建立示意图，假设内衬套内半径为a，外衬套外半径为b，衬套内承受均匀的内压强p，衬套两端为开放式结构。在内压力作用下，半径r的圆柱面变形为半径为r+u的圆柱面。这里u为半径r处的径向位移，u只是r的函数，与极角θ无关，u向外移动为正。

参考图5，为单元体应力分析示意图，在内衬套上取θ角度的一个单元体，单元体的前后垂直于z轴(垂直于纸面未画出)，在单元体与外衬套接触处受四个侧面的作用力，分别为正应力σr和σθ，而没有切应力。σθ为半径为r的圆的切线方向，为周向应力；σr为半径方向的径向应力。

1.几何关系方程

参考图6，在变形前沿任意半径r方向取线元ab＝dr，变形后a点和b点分别移动到a′和b′，其径向位移分别是u和u+du。线元ab的径向应变：

由于a′b′＝dr+(u+du)-u＝dr+du，于是

半径oa的圆变形成为半径为oa’的圆，其中0为圆心，a’处的周向应变是：

2.物理方程

此处泊松比符号为ν，根据胡克定律与几何关系方程得到：

3.平衡方程

为了方便分析，假设单元体的垂直高度为1。列出沿角度的径向平衡方程：

在小角度情况下因此上式可以化简为：

(σr+dσr)(r+dr)dθ＝σrrdθ+σθdrdθ

将上式展开，略去其中的高阶小量drdθ后可整理得到：

最终得到：

联立两个物理方程后可以求解三个未知量σr、σθ和u

将公式3代入公式1与公式2，整理可得

将公式5对r求导数，然后与公式4联立，可得：

(形式为r²y″+ry′-y＝0的微分方程)

上式解的形式为根据边界条件可求出积分常数c1与c2衬套受内压：

衬套受外压：

基于上述模型推导，可以建立桨根外衬套与内衬套模型，如图3所示。

内衬套在外压作用下的径向位移u1为：

外衬套在外压作用下的径向位移u2为：

由于过盈量δ＝u2-u1，将内外衬套位移带入求解可得如下关系式：

由于内衬套与桨根衬套材料相同，所以上式可以简化为：

上式中δ表示过盈量，a表示内衬套内径，b表示外衬套外径，c表示内衬套外径。根据衬套的材料属性以及装配表面的粗糙度，得到其接触面摩擦系数，进而得到其最大静摩擦力：

fμ＝2πclpμ(4)

上式中c为内衬套的外径，l衬套接触面的轴向长度，μ为内衬套与桨根衬套接触面摩擦系数。

如图4所示，根据直升机桨叶在正常转速下的桨叶根部衬套受力情况，对根部衬套进行受力分析，要求在衬套工作状态下，衬套不发生轴向的松动。其中衬套根部的轴向力分量主要是离心分量，如下式：

fa＝1/2(fcsinθ°)(注：单片桨叶有两个桨叶销，因此此处为1/2。)

上式中fc为桨叶旋转时衬套受到的离心力，θ为衬套轴线和桨叶旋转平面的夹角。在直升机正常飞行包线内，应该保证衬套最大静摩擦力大于其轴向离心力分量，不发生松动滑脱。考虑到工艺加工可行性，一般要求：

fa≤(0.9～1.0)fμ(6)

根据上式以及装配要求的限制进行衬套装配过盈量的选择。本申请还带来了以下优点：更改后过盈量适用于多次返修过程，扩孔之后最大内衬套提供的最大静摩擦力会略微变大，效果较好。

参考图7，横坐标为过盈量选取值，单位为mm，纵坐标为径向载荷，单位n，在额定转速情况下，内外衬套始具有11000n左右的径向载荷，斜线表示不同过盈量值能够承受的最大径向载荷，例如0.07mm时，转速超过一定值，使径向载荷达到约10000n时即发生脱离，而0.1mm的过盈量，能够满足14000n以上的径向载荷。

该附图中，内外衬套磨损后，需要对内衬套进行扩孔，以增大其外径，图示找那个三条斜线自下至上表示经过两次扩孔，可以理解的是，扩孔后增大了内衬套的外径，相应的即增加了过盈量，因此效果会更好。

本设计方法的有益效果是：计算模型更接近实际的衬套的受力模型，并且通过试验验证和随机验证，结果更可靠，更准确也具有更高的适用性。

本发明的关键点

②本发明具有以下三个关键点：

(1)建立了一套较为准确的内衬套过盈量受力分析模型；

(2)确定了设计内衬套过盈量选取的设计边界条件；

(3)对内衬套返修更换进行了分析，确保了可行性。

本设计方法的技术效果是：针对内衬套与桨根衬套进行理论模型建立并进行过盈量计算分析，计算模型更接近实际，计算结果更准确；经过试验验证，表明最终设计结果更可靠。经过型号的经验验证，可以有效解决衬套过盈量设计中多次迭代的问题，在设计初期就多方面考虑，避免后续出现故障的维修维护以及设计更改工作。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。