贯彻《军用飞机结构完整性大纲》的新螺旋桨设计.pdf

文章编号：0258-1825(2023)10-0079-09贯彻军用飞机结构完整性大纲的新螺旋桨设计崔德刚1，*，昝丙合2，张睿3，李兵2(1.中国航空工业集团公司科学技术委员会，北京100012；2.航空工业惠阳航空螺旋桨有限责任公司，保定071052；3.中国航空研究院，北京100012)摘要：由于螺旋桨产生的滑流可以缩短飞机起降距离，因此降低了飞机对于机场跑道的要求。目前，螺旋桨在民用飞机和军用飞机上仍有大量发展和应用。我国飞机螺旋桨自主设计起步较晚，过去我国大型螺旋桨一直采用全金属实心桨叶，“新螺旋桨”是我国首次自行研制高性能复合材料螺旋桨。研制过程中，在气动力设计、结构强度、电调控制等方面遇到了一系列巨大挑战。军用飞机结构完整性大纲（GJB775A2012）作为飞机结构设计的顶层要求，在螺旋桨结构设计中依然发挥着重要作用，是保证新螺旋桨结构可靠性、经济性和产品寿命的重要手段。设计人员在研制中学习和贯彻大纲的要求和实施方法，克服了大量的技术难点和工程问题，最终成功地研制和装机了新螺旋桨。本文从大纲的五个任务出发，介绍了新螺旋桨研制中关于各个阶段任务的贯彻和实施，以及在此期间开展的有关理论分析和试验验证，系统地总结了大纲在螺旋桨结构设计中的实践和体会。希望文章能为今后同类产品的研制提供借鉴和参考。关键词：飞机螺旋桨；结构完整性大纲；结构研制规范；设计准则；结构分析和试验中图分类号：V211.44文献标识码：Adoi：10.7638/kqdlxxb-2023.0030New propeller design with implementation ofMilitary Aircraft Structural Integrity ProgramCUIDegang1，*，ZANBinghe2，ZHANGRui3，LIBing2(1.Science and Technology Committee of Aviation Industry Corporation of China,Beijing100012,China；2.AVIC Huiyang Aviation Propeller Co.,Ltd.,Baoding071051,China；3.Chinese Aeronautical Establishment,Beijing100012,China)Abstract:Propelleraircraftcanshortenthetakeoffandlandingdistanceduetotheslipstreamonthewinggeneratedbythepropeller,thustherequiredlengthoftheairportrunwaycanbereduced.Atpresent,propelleraircraft is still widely developed and used in civil and military aircraft.The independent design of aircraftpropellersinChinastartedmuchlate,andlargepropellersinChinahavealwaysusedall-metalsolidbladesinthepast.As a new generation of propeller,the new propeller is the first self-developed high-performancecompositepropeller.Duringthedevelopmentprocess,aseriesofsignificantchallengeswereencounteredintermsofaerodynamicdesign,structuralstrength,electricalcontrol,etc.TheMilitary Aircraft Structural IntegrityProgram(MASIP,GJB 775A-2012),as a top-level requirement for aircraft structural design,still plays animportantroleinthepropellerstructuraldesign,andisanimportantmeanstoensurethereliability,economy,and收稿日期：2023-03-06；修订日期：2023-06-12；录用日期：2023-07-27；网络出版时间：2023-08-11基金项目：中国航空工业集团公司民机产业发展基金（【合字】民机-227）作者简介：崔德刚*（1940-），河南南阳人，研究员，研究方向：飞机设计.E-mail：引用格式:崔德刚,昝丙合,张睿,等.贯彻军用飞机结构完整性大纲的新螺旋桨设计J.空气动力学学报,2023,41(10):7987.CUIDG,ZANBH,ZHANGR,etal.NewpropellerdesignwithimplementationofMilitary Aircraft Structural Integrity ProgramJ.ActaAerodynamicaSinica,2023,41(10):7987(inChinese).doi:10.7638/kqdlxxb-2023.0030第41卷第10期空气动力学学报Vol.41，No.102023年10月ACTA AERODYNAMICA SINICAOct.，2023product lifetime of the new propeller structures.The designers overcame many challenges while graduallylearningandimplementingtherequirementsofMASIP,andultimatelysuccessfullydevelopedandinstalledthenewpropeller.StartingfromthefivetasksofMASIP,thisstudyintroducestheimplementationofvariousstagesof tasks in the development of the new propeller,as well as relevant theoretical analysis and experimentalverificationcarriedoutduringthisprocess.ThepracticeandexperienceofMASIPinthepropellerstructuraldesignissystematicallysummarized.Itishopedtoprovideaguidanceforthedesignofsimilarproductsinthefuture.Keywords:aircraft propeller；structural integrity program；propeller development requirements；designcriteria；structureanalysisandtest 0 引言螺旋桨飞机具有效率高、经济性好、起降距离短等优点。因此我国中型运输机、支线飞机、特种飞机和通用飞机，广泛采用涡轮螺旋桨作为动力装置。中大型飞机螺旋桨是当代运输机和支线飞机的主要空气动力部件，是直接关系到飞机的飞行性能和飞行安全的重要部件。螺旋桨设计，除了提供螺旋桨的空气动力外形，确保其在起飞着陆状态和主要飞行工作状态均能达到预期指标以外，还要求结构有足够的静、动强度。同时，轻量化设计、恶劣环境下的结构安全、数万小时的飞行寿命、外场良好的维护性能、单桨叶替换等全生命周期等更高的要求，给螺旋桨设计带来了新的更大挑战。随着技术的进步，新一代中大型飞机螺旋桨（下文简称新螺旋桨）整体发展趋势是轻量化设计和精确操控性。主要体现在：将原有的金属（铝合金）桨叶和合金钢桨毂结构替换成全新的高性能复合材料桨叶和铝合金桨毂；更高效的螺旋桨空气动力外形；更轻的新螺旋桨的结构重量。新螺旋桨的控制由原来的机械式桨矩调整机构发展成螺旋桨电子控制器（PEC），并与发动机全权限数字控制系统（FADEC）集成，实现了精确的实时控制功能。总体上实现了与国际螺旋桨性能同步。先进螺旋桨面临国外产品垄断和技术封锁。我国依靠自力更生，克服了大量的困难，开始了新一代新螺旋桨的研制，这是我国螺旋桨飞机缩小与国际先进水平差距的重要工程。新螺旋桨在空气动力布局和外形上要求更加复杂和精准，对于结构设计必须在传统的研制方法基础上，寻求更完整和科学的飞机结构研制规范和方法，以确保新螺旋桨的成功研制。在新螺旋桨研制过程中，2012 年适逢国军标军用飞机结构完整性大纲1（GJB775A2012，以下简称大纲）颁布，为飞机结构全生命周期提出了一套完整的设计、制造、试验、试飞、审定、用户使用规范、实施方法的路线图。大纲在颁布后成为当下结构设计的较新标准2。螺旋桨设计在延续传统的结构设计方法的基础上，较其他部件更早地开展了贯彻大纲要求和实施方法3-5的尝试，在这个过程中不断地提升了新螺旋桨的结构设计水平，也提升了结构的安全性、可靠性和经济性。新螺旋桨（设计方法）经适航局审定，得到了民用航空 CCAR-35 部的适航认证。本文介绍了我国新螺旋桨结构设计遵照军用飞机结构完整性大纲的要求和实施方法，历时 20 年所进行的新螺旋桨结构设计工作。通过对大纲的贯彻，螺旋桨结构设计不断改进和完善，成功实现了用户提出的空气动力和结构设计目标。1 在新螺旋桨研制全生命周期贯彻大纲为满足螺旋桨的功能和性能（特别是空气动力性能）需求，新螺旋桨结构设计面临巨大困难和挑战，亟需寻找一套能保证产品全生命周期、高质量、一次成功的设计方法。军用飞机结构完整性大纲（aircraftstructuralintegrityprogram,ASIP）的公布，为新螺旋桨的研制给出了设计、验证规范和实施方法，保障了避免设计缺陷、实现结构健壮性，以减少结构故障和制造中的返工，并可在保证飞机安全性的前提下进一步优化产品的经济性和飞机的实用性6-7。大纲提出了一套完整的飞机全生命周期的记录可追踪性的要求，使得每一个产品的全生命周期过程可追溯，由此既可以找到问题的根源，又可以为今后的螺旋桨研制提供完整的数据依据。大纲是非常宝贵的指导性文件，也是新螺旋桨研制需要遵照的指南。1.1 贯彻大纲的主要要求大纲提出了满足使用安全性、适用性和战斗力结构完整性的要求，确定、评估、验证和审定分析飞80空气动力学学报第41卷机的方法，应用维护数据产生服役阶段的飞机结构完整性评价，可为用户结构制订维护计划、风险管理、寿命管理和成本等提供定量数据，并为改进飞机的结构设计、评估与验证方法提供依据。螺旋桨结构研制的全生命周期中逐渐贯彻了上述大纲的要求。1.2 新螺旋桨研制贯彻大纲的重要意义传统的飞机螺旋桨结构设计分为设计、制造、试验试飞和使用阶段。传统的飞机螺旋桨结构设计方法在新螺旋桨研制的各阶段中主要考虑的是满足气动力、强度、气动弹性和寿命的要求，而对于新螺旋桨设计中的制造、使用维护的全生命周期等考虑不足。因为没有一套完整的全生命周期的总体设计规划，造成研制过程中出现问题和返工情况比较多。本文将通过介绍一个新螺旋桨研制中的经历，来体现贯彻大纲的重要性。飞机结构完整性是在原飞机结构强度要求的基础上，突出强调对飞机研制全生命周期的“过程控制”，确保在任何批次的飞机都能够保证高质量研发和服役。螺旋桨结构设计阶段和制造阶段暴露出的问题远远低于使用阶段出现的问题，螺旋桨满足用户需求主要是依靠使用阶段的问题跟踪与反馈，使得产品不断成熟和满足飞机寿命要求。新螺旋桨的研制过程也证明了执行大纲的必要性。图 1 给出了螺旋桨研制各阶段与军用飞机结构完整性大纲主计划任务的对应关系示意图。任务1任务2任务3任务4任务5飞机设计阶段需要的分析与验证试验原型机的全机结构强度试验与试飞合格审定和交付前的工作部队适用全生命期的管理飞机研制试验试飞审定 部队使用维护ASIP主计划，明确要求，确定准则图 1 螺旋桨研制各阶段与军用飞机结构完整性大纲主计划任务的对应关系Fig.1 Relationship between the propellerdevelopment stages and the master plan inMilitary Aircraft Structural Integrity Program 2 新螺旋桨方案设计阶段大纲对结构设计的要求方案设计阶段的主要任务是，根据飞机新螺旋桨设计要求，采用分析手段和结构研制的工程经验，开展新螺旋桨选材和结构设计。大纲提出的要求是：确定新螺旋桨结构设计准则，明确用户对螺旋桨结构研制的需求，形成结构方案，并在新螺旋桨全生命周期的各个阶段陆续完成。2.1 新螺旋桨研制的需求和任务由于型号的发展，用户对新螺旋桨研制提出了更高的任务指标：更高的空气动力设计指标和更低的螺旋桨噪声要求，使发动机具备更高效的动力；增加桨叶数并有效地减轻螺旋桨结构重量和结构耐久性，满足产品的维修性和寿命要求；提升螺旋桨的控制精度和可靠性，实现螺旋桨的电调操纵。2.2 新螺旋桨研制的技术要求飞机总体设计对螺旋桨的具体技术要求包括：1）功能要求。包括在地面和飞行包线内向飞机提供所需的拉力和地面反桨功能；桨叶具有除冰保护功能；具备防雷击、防电磁辐射、防静电功能；新螺旋桨能承受发动机严重情况的气动力和惯性力载荷；具有失效安全保护功能；外场实现单片桨叶更换功能。2）总体性能要求。使用包线（包括高度、速度）要求，拉力、反推力需求及工作姿态等；各种飞行状态下的转速、空气动力效率；工作环境条件（包括温度、湿度、高度及振动环境等）；防冰系统要求；外廓尺寸和重量要求。3）适航要求。新螺旋桨应参照 CCAR-35 部螺旋桨适航标准规定的寿命、首翻期、翻修间隔期及贮存期要求。4）通用质量特性要求。包括可靠性、维修性、安全性及环境适应性等。需要综合上述研制技术要求，将其转换成螺旋桨设计的具体要求和准则。螺旋桨结构设计的复杂性在于既要承受旋转时产生的空气动力拉力和反推力，又要承受旋转带来的巨大离心力载荷。螺旋桨结构设计必须考虑同时承受这两个几乎呈 90方向的载荷。螺旋桨桨叶采用全新的复合材料结构设计，类似于一个小翼面结构。新螺旋桨设计与原来金属结构螺 旋 桨 设 计 有 着 巨 大 的 差 异，必 须 遵 照 FAAComposite Aircraft Structure（复合材料飞机结构，AC20-107B）8的研制要求实施。2.3 结构设计准则按照大纲的规范，需要确定复合材料桨叶和轻合金桨毂的结构设计准则。螺旋桨作为旋转结构，螺旋桨上的载荷比飞机结构的载荷更为复杂。此外，新螺旋桨由于桨叶和桨毂材料体系的更新，其强度设计准则需要重点确定。本小节根据螺旋桨的特点，按照第10期崔德刚等：贯彻军用飞机结构完整性大纲的新螺旋桨设计81大纲的准则要求，重点介绍新螺旋桨设计中应遵守的几个主要准则。2.3.1载荷准则载荷准则用于确定所有严重限制载荷。这些限制载荷涵盖飞机飞行过程中、地面使用和维护中产生的各种载荷，其中包括螺旋桨的空气动力载荷与离心力载荷等。单个桨叶上的离心力载荷可达到空气动力载荷的 40 倍，这对于桨壳和桨根设计是严重载荷。而对于螺旋桨桨叶设计，空气动力载荷和离心力载荷均是严重设计载荷。2.3.2复合材料桨叶强度设计准则由于新螺旋桨采用的是复合材料，在桨叶设计中采用的是与金属桨叶完全不同的设计准则，这一点在设计之初必须予以明确。例如：金属桨叶的强度许用值是直接从材料强度许用值转换过来，而复合材料强度除与纤维、树脂强度有关，还与材料铺层、工艺过程、多种破坏模式有关，所以要根据具体的桨叶碳纤维、树脂、制造工艺得到的铺层的试验数据，来得到基于概率的强度许用值，称为材料铺层的“设计值”9。新螺旋桨复合材料桨叶采用和遵照 AC20-107B8的要求进行结构设计。特别是在复合材料铺层的“设计值”、“损伤容限评定”和“持续适航”等方面，AC20-107B 提出了全新的复合材料设计要求和方法。大纲提出了更高的静强度准则，即“在设计使用环境下，飞机结构飞机结构在在 115%限制载荷下不出现有害限制载荷下不出现有害变形和损伤变形和损伤（原准则为 100%），在极限载荷下不发生，在极限载荷下不发生结构破坏结构破坏”。此外，按照 AC20-107B 对复合材料结构的静强度要求，要考虑湿热等环境的影响，需要在不确定系数（1.5）上增加附加环境因子（1.151.18）。复合材料铺层设计值要求通过大量试验并基于概率来确定铺层的 A/B 基准许用值。泡沫芯按照剪切和压缩强度采用试验确定 A/B 基准许用值10。最终需要满足“新螺旋桨系统设计总寿命不小于数万小时”的要求。2.3.3轻合金桨毂结构强度设计准则由于桨毂结构是整体金属机械加工件，遵照大纲的损伤容限准则要求，在使用中，一旦出现裂纹，即会快速断裂破坏，不能采用不能采用“破损安全准则”和“缓慢裂纹扩展准则”。桨毂将按照损伤容限准则的“特殊应用准则特殊应用准则”（即疲劳断裂准则）进行设计。2.3.4无损检测准则由于采用复合材料，新螺旋桨桨叶结构需要按照“无损检测准则”检测。具体按照 AC20-107B 的要求检测和处理各类损伤。3 新螺旋桨的设计分析和研制试验贯彻大纲的新螺旋桨结构设计过程中，不仅要通过精确的有限元计算等进行分析，而且要通过相应的试验进行验证。采用全新的“积木式”试验，确定新螺旋桨结构设计满足强度、刚度、耐久性和损伤容限的要求。3.1 结构布局、设计和选材根据用户的需求和技术的发展，新螺旋桨采用复合材料桨叶代替原金属（铝合金）桨叶。根据空气动力性能提升和降噪的要求，新螺旋桨桨叶数量由原来的 4 叶改进成直径更小、效率更高的 6 叶。另一方面，由于采用了复合材料的螺旋桨桨叶和铝合金桨毂，新螺旋桨实现了减重，并且螺旋桨噪声减少了 3dB，实现了性能的重大升级换代。基于设计要求的改变，复合材料新螺旋桨叶的结构设计与工艺方法也产生了巨大的变化。复合材料桨叶的设计遵照大纲提出的“静强度准则”的要求和 AC20-107B 对复合材料结构的要求，选用了新结构形式，由复合材料大梁+泡沫夹心+复合材料编制外套来组成桨叶。这里特别指出：复合材料的选材，采用了满足强度的 T300 材料大梁、T700 材料编织套；泡沫芯满足抗压强度和抗剪强度要求；采用全新的 RTM 工艺方法。桨叶质量的减轻，也减少了新螺旋桨的离心载荷。桨毂选用铝合金桨毂代替原来的合金钢桨毂，有效地降低了桨毂结构重量的 8%。遵照大纲的要求，对桨毂进行了静强度设计和损伤容限设计，使其满足准则的要求。密封和运动机构也重新进行了设计。3.2 新螺旋桨的制造工艺选择桨叶制造需保证每一桨叶静质量、动质量和惯性力一致，工艺上需做到高制造精度和质量控制。经历了多次摸索，用专用自动化 RTM 设备代替了初始的半自动化设备。通过零组件分别成型、逐级控制等工艺方式，提高了生产效率和产品质量，满足了在外场单片“桨叶互换”的设计要求，解决了过去单片桨叶故障就需要整套螺旋桨系统返厂修理的问题。3.3 设计分析这一阶段的设计分析任务是满足大纲的结构设计分析工作和设计需要的验证试验。对于全新设计的新螺旋桨，在设计阶段要开展大量的分析和试验研究，包括大纲要求的桨叶和桨毂的静力、动强度、寿命等试验。82空气动力学学报第41卷3.3.1载荷分析首先，根据规范和 CFD 数据，对计算载荷进行修正等，得到初步的螺旋桨理论载荷。然后，根据风洞试验结果，由设计单位载荷组对理论载荷进行修正后，确定新螺旋桨的设计载荷和严重载荷。其中既需要考虑正常飞行工况，又需要考虑故障起飞（例如短距起飞、单发失效）等严重载荷工况。根据载荷设计准则，每片桨叶上的空气动力分解成向前的拉力（或向后的推力），与发动机提供的扭力产生分力平衡。螺旋桨的各桨叶拉力汇总成发动机拉动飞机的动力。螺旋桨桨叶载荷如图 2 所示。较对称来流情况拉力变化量Fz较对称来流情况拉力变化量FzRRMk较对称来流情况切向力变化量Fx较对称来流情况切向力变化量FxFCFCTT图 2 螺旋桨桨叶载荷示意图Fig.2 Schematic diagram of the propeller blade load参照原有的螺旋桨载荷谱和新的使用要求，根据飞行任务和风洞试验结果，建立飞行包线内各种飞行状态的载荷包线，从中选择最严重情况形成设计阶段的载荷谱，其中包括静强度载荷、疲劳损伤容限循环载荷谱等。桨叶的离心力载荷往往是加载在新螺旋桨的最大载荷，是新螺旋桨根部和桨毂设计需要考虑的主要载荷。发动机产生的扭矩、空气动力产生的拉力和阻力载荷，是新螺旋桨桨叶结构弯曲设计需要考虑的主要载荷11。3.3.2复合材料桨叶设计分析由于螺旋桨的离心载荷是空气动力载荷的 40倍，早期桨叶设计中一般主要考虑最大离心力载荷，对于桨叶空气动力产生的结构载荷的重视度不足。有的设计人员认为桨叶的泡沫芯不承受空气动力产生的剪力，选用的泡沫芯剪切强度低于载荷造成的剪切载荷。根据初步结构设计结果和严重载荷工况，强度分析人员采用有限元方法对新螺旋桨桨叶和桨毂分别进行了强度分析。第一轮分析结果表明，大梁和桨根结构能够满足各种设计载荷下的应力许用值要求，但是一些部位泡沫芯材料的剪切强度低于空气动力载荷作用产生的剪切力。但当时的强度分析结果没有得到设计人员足够的重视，桨叶地面强度试验只针对承受最大离心力的根部结构进行，没有进行桨叶外部的空气动力载荷试验验证，造成了飞行试验中泡沫芯出现了较大面积的破碎。经长期的讨论后，设计人员选用了满足剪切强度要求的泡沫芯，解决了该故障问题。这一问题的产生和处理过程，说明了新螺旋桨设计需要严格按照大纲的载荷准则实施，在全面落实螺旋桨上大的离心力载荷设计要求的同时，也不能放松较小的空气动力载荷的设计要求。3.3.3铝合金桨毂设计轻合金桨毂结构设计要求采用疲劳断裂设计准则，选材的抗疲劳特性非常重要。0.46.36.3在铝合金桨毂的选材设计中，最初选用的是手册中强度和疲劳性能都优于 20 系列铝合金的 70 系列铝合金，并投入试生产。后有专家建议轻合金桨毂采用 20 系列铝合金。专家指出：材料的疲劳性能与结构的表面粗糙度关系密切；手册中给出的疲劳性能是基于表面粗糙度为试片，而实际铝合金桨毂的表面粗糙度为，并且使用过程的磨损将进一步降低表面粗糙度；在表面粗糙度情况下，70 系列材料的疲劳性能将低于 20 系列铝合金。后经多批次不同粗糙度的材料试样进行疲劳试验对比验证，证明了虽然 70 系列铝合金的强度高于 20 系列，但在低表面粗糙度的情况下 20 系列铝合金的疲劳性能更好（图 3）。最终决定采用 20 系列铝合金进行重新设计。7075试片应力破坏循环次数N70750.46.30.4-6.32024图 3 不同表面粗糙度下 7075 与 2024 两种材料的疲劳特性Fig.3 Fatigue characteristics of 7075 and 2024 materialswith different surface roughness3.3.4相应的分析试验根据大纲要求，新螺旋桨的复合材料桨叶需要完成相应试验。首先进行了复合材料层合板的“许用值”试验，得到了对应的材料、工艺方法、基于“概率”的 A/B 基准的层合板结构设计许用值，作为设计的基础数据。第10期崔德刚等：贯彻军用飞机结构完整性大纲的新螺旋桨设计83由于新螺旋桨采用了全新的设计和全新的结构形式，在研制阶段按照 AC20-107B 的要求，还进行了一系列“积木式试验（图 4）”。需要考虑到所有关键结构的所有临界载荷情况，以及使用期间可能出现的损伤及复合材料退化等其他问题。试验包括：试样元件次部件部件细节碳管、包边、泡沫芯各种复合材料试片桨根外套单独桨叶螺旋桨图 4 结构积木式试验要求Fig.4 Structural block type test requirements1）试样级试验。重点为复合材料结构设计“许用值”试验和结构的环境试验。研究进行了 4 个批次，使用试验件数百件。确定了碳大梁和泡沫芯采用的强度 B 基准“许用值”。2）元件级试验。选取桨叶根部的强度试验和桨毂的疲劳试验。试验中使用复合材料大梁的根部与铝合金金属套结构共同进行试验。在疲劳试验结束后，进行了桨叶根部的剩余强度试验，注意这一阶段的试验条件需包含湿热环境下的测试。3）次部件级试验。桨叶的元件级和次部件级试验包括静力、疲劳损伤容限、振动、高低温和湿热环境试验。对于复合材料桨叶的带损伤试验，根据AC20-107B 的要求，可以把各种损伤分为所述的 5 个类别、损伤危害性 14 级，按照规范的要求进行积木式试验和评定。对桨毂进行静强度和疲劳损伤容限试验。4）风洞试验。根据风洞试验验证对应的各个飞行状态的螺旋桨计算性能数据，建立相应的飞行状态的新螺旋桨性能特性曲线。5）根据飞行特性要求，和由空气动力数据建立的螺旋桨电子控制器（PEC）的控制率对桨叶和桨毂的结构设计强度提出的要求，需进行相应的试验验证。6）复合材料基本性能试验。针对每种材料铺层单个环境下的单个性能值，共需完成 3 个批次、54 件试验件的试验。然后通过概率分析，给出设计许用值。泡沫材料则需完成不同温度的压缩、剪切强度试验。7）工艺试验。为验证温度曲线、压力曲线及注胶时间等工艺参数，需进行碳纤维铺层、粘接试验、泡沫芯成形试验。还需进行 RTM 桨叶制作工艺试验。8）复合材料桨叶的静力、刚度、动态特性、疲劳寿命试验（36 件等），以及桨毂离心载荷试验、疲劳试验。桨叶静力特性试验中，将桨叶与固定装置连接在一起，使其承受最大两倍的新螺旋桨运行中最大额定转速情况下所产生的离心载荷，试验时间为 1h。刚度、动态特性试验（图 5）主要检验桨叶质量及其一致性，判断内部可能存在的缺陷，修正动态模型，评估桨叶的振动特性。桨叶轴线桨叶轴线加载工装加载点砝码砝码盘第5切面测量点测量点100 mm图 5 桨叶（扭转）刚度试验示意图Fig.5 Schematic diagram of the blade(torsion)stiffness test桨叶疲劳寿命试验（图 6）主要考核桨叶的疲劳性能。试验中的载荷主要考虑离心力、挥舞力。对于摆振和扭转载荷，应通过计算分析或测试，确定其对桨叶受力的贡献。重物试验件连接工装加载工装钢丝绳A作动筒作动筒图 6 桨叶疲劳寿命试验示意图Fig.6 Schematic diagram of the blade fatigue test桨毂离心载荷试验（图 7）中，桨叶固定系统与平衡配重需能承受住最大两倍的新螺旋桨运行中最大额定转速情况下所产生的离心载荷，试验时间为 1h。铝合金桨毂遵照大纲的“特殊应用准则”（即疲劳断裂准则）设计。在铝合金桨毂的疲劳试验（图 8）中，发现了局部结构不满足疲劳强度的要求，在有限元分析中也发现了同样的问题。经过对结构形式和参数进行改进，解决了这一问题，最终通过了桨毂寿命试验验证。为了保证新螺旋桨具有较好的环境适应性，还应通过高温、低温、湿热、霉菌及盐雾等试验考核新螺旋桨的环境适应性。84空气动力学学报第41卷轴箱联轴器电机台架图 7 桨毂旋转试验示意图Fig.7 Schematic diagram of the hub rotation test挥舞油缸摆振油缸离心油缸钢丝绳截短桨叶试验件拨套桨毂铸造安装平板不小于5000 mm图 8 桨毂疲劳试验示意图Fig.8 Schematic diagram of the hub fatigue test3.3.5生产中无损检测的评估复合材料的液体成形或结构液体成形技术 RTM（resintransfermolding，树脂传递模塑）制造的桨叶，需要通过无损检测以确定其胶结质量，其中包括：碳大梁与外面的编织套之间的共固化、碳大梁与泡沫芯的胶结质量、碳大梁各层之间的胶结质量，这些检测都需要采用无损检测方法。无损检测可以检测出胶结脱粘或胶结质量问题，但不能对胶结强度进行判断。根据 AC20-107B 的要求，通过无损检测记录的统计，结合疲劳试验结果，确定复合材料新螺旋桨桨叶的出厂允许的无损检测缺陷值、服役过程中的允许缺陷扩展值。并通过敲击监控，对返厂典型缺陷进行疲劳试验考核，逐步完善监控标准。4 新螺旋桨全尺寸试验研究在新螺旋桨系统完成生产、组装后，将进行一系列的地面试验和飞行试验，来验证新螺旋桨结构分析和设计的合理性。新螺旋桨全尺寸试验主要指六叶新螺旋桨的综合地面试验，其中包括地面试验和飞行试验。要求按照新螺旋桨的技术要求进行检验。由于新螺旋桨是飞机动力装置的一个部件，因此该阶段的新螺旋桨全尺寸试验只是全机的部件试验，飞行试验也是在全机的试飞过程中进行相应的飞行试验。4.1 全桨地面试验全桨地面试验包括：1）新螺旋桨系统平衡试验，对桨叶与螺旋桨的不平衡力矩进行平衡，保证不平衡惯性力限制在规定范围，实现桨叶的互换性；2）半物理试验，针对全权限新螺旋桨数字控制系统，需要进行新螺旋桨控制系统的功能试验，发动机地面联试后对新螺旋桨控制系统的功能进行评估，完善新螺旋桨数学模型和控制规律，并对新螺旋桨电子控制器的故障模式进行测试；3）防闪电验证，考核新螺旋桨是否能经受雷击而不引起重大或危害性事故；4）鸟撞试验，在临界飞行条件运行下典型安装的新螺旋桨的关键部位与鸟相撞后不会产生重大或者危害性事故。4.2 全桨飞行试验根据研制阶段特点，试飞可以分为“他机试飞”与“载机试飞”。按任务制定试飞大纲，主要包括：1）检测新螺旋桨的空气动力效率试验；2）根据疲劳试验、有限元分析结果，在试飞阶段对新螺旋桨桨叶及桨毂的飞行载荷进行实测，包括新螺旋桨桨壳和桨叶根部、叶身的动应力；3）检查新螺旋桨系统的工作特性、测量新螺旋桨的工作参数，主要包括新螺旋桨转速、桨叶角度、与发动机工作参数的匹配性等；4）考核新螺旋桨大小油门的响应特性，随发动机完成部分风险试飞科目；5）静动强度考验，包括使用环境中飞行新螺旋桨的静强度测试、振动测试、桨叶的寿命测试、桨毂的静强度和疲劳测试等；6）防冰试验，包括在严重的结冰环境下的防冰测试；7）高低温飞行环境、湿热、淋雨条件强度和耐久性试验；8）飞行噪声测试试验12；9）气动伺服弹性试验；等等。在飞机试飞阶段，还需同步进行各种环境下的地面研制试验，检验新螺旋桨能否满足各项性能指标的要求。根据飞行试验结果，更改、完善部分不满足要求的结构设计，进一步为确定新螺旋桨的维修周期提供依据。通过试飞暴露了桨叶肩部泡沫鼓包、桨叶叶身鼓包等问题，进一步根据故障模式，通过有限元分析、材料级试验及现场勘查等方法，对问题进行了原因定位。桨叶肩部泡沫鼓包是由于光照导致桨叶表面温度远高于环境温度，桨叶叶身鼓包是由于桨叶泡沫芯压缩及剪切强度不足，导致泡沫裂纹进而造成桨叶型面变形。根据原因定位，优化材料指标要求，制定针第10期崔德刚等：贯彻军用飞机结构完整性大纲的新螺旋桨设计85对性的故障复现试验方案，最终故障得以解决。5 新螺旋桨合格审定与用户资料适航当局根据适航条例 CCAR-35 部的要求，结合新螺旋桨的产品特点，确定了适航审定基础及符合性验证计划，并按计划完成了相关功能、性能试验，对各项条款进行了符合性验证。新螺旋桨通过了试验考核。适航当局通过了相关文件的审定，并颁发型号合格证。部分用户根据产品研制的技术协议对新螺旋桨产品进行了审定。除取证工作外，按国军标的规定，提供产品的同时应为用户提供安装使用说明书、履历本、机载设备维修手册、随机工具。其中机载设备维修手册包括：新螺旋桨工作原理说明，运行中常见的故障及排除方式，安装、清洁、检查、贮存及工具/设备/耗材等相关内容。工具/设备/耗材等随机物品经可靠性分析、维修性分析、保障性分析，得到随机工具/设备/耗材的品种，通过梳理来确保随机物品齐全。这一阶段的主要工作是：在完成新螺旋桨研制的基础上，为批量交付用户使用进行合格审查，并完成应交付用户的相应用户使用资料、使用维护技术方法和持续适航要求等指导性文件；同时制定搜集新螺旋桨飞行载荷的要求和方法，为下一步精确测定新螺旋桨载荷谱积累数据。5.1 合格审定和维护资料合格审定分析是根据地面和飞行试验结果，对设计分析进行修正，以解决分析与试验结果间的不一致问题。利用研制试验、全尺寸试验以及飞行试验结果评估是合格审定工作的基础。合格审定的批准标志着飞机新螺旋桨结构合格审定的完成。产品合格审定，执行或参照适航要求 CCAR-35 部的要求。为保证用户能使用好新螺旋桨，在这一阶段任务的执行中，需要编写相关提交给用户的文件，如新螺旋桨安装和使用维护手册等；建立单机监控系统，提供相应的“使用维护数据库”，进行缺陷产生和扩展监控；外场定期用便携式超声波检测仪检测，建立外场修理准则和方法等。5.2 持续适航和飞行数据的技术管理大纲提出需对载荷、环境谱进行测量，以获得20%机队有效使用数据，对初始设计谱进行更新或确认，该数据将进入“使用维护数据库”。大纲要求制定单机跟踪大纲，预测每台新螺旋桨结构关键部位潜在的损伤扩展情况，调整各单机的维修间隔，获得新螺旋桨全生命周期内不少于 90%的有效飞行数据。随着新螺旋桨使用经验和使用单机监控数据的丰富和可靠性增长，新螺旋桨的寿命和定检周期将进一步达到设计要求指标。6 新螺旋桨的用户支援与管理利用故障数据库，记录单台新螺旋桨的监控结果，并及时处理相应的故障。在新螺旋桨投入应用的过程中，处理了大量的设计、工艺问题引起的故障，另外还处理了大量的在用户使用过程中出现的其他各类故障。这些故障包括变距机构掉齿、桨叶掉漆、密封胶条脱落等现象。对于此阶段出现的问题利用双五归零的工具，对故障进行闭环。技术归零包括：问题描述、问题定位、故障机理、故障复现、验证措施及举一反三。管理归零包括：过程情况、责任明确、落实措施、处理情况、完善规章及经验教训总结。由此逐步提高新螺旋桨的可靠性及使用寿命。大纲规定了如何制定用户支援管理对策，并规定主要由使用方负责。实施中建立的用户使用管理程序和方法指出，应根据单机监控获得的数据，对每架飞机新螺旋桨结构维护计划进行及时调整，并应定期更新新螺旋桨维护计划，以保证有效地发现和避免结构发生破坏，保障每架飞机在其全生命周期内的结构完整性。7 总结螺旋桨是飞机发动机的重要空气动力部件，“麻雀虽小五脏俱全”。新螺旋桨的研制是按照飞机设计流程的各个阶段进行的。为确保新螺旋桨能实现预期的空气动力特性和安全可靠的使用要求，新螺旋桨首次在各设计阶段贯彻了军用飞机结构完整性大纲，明确了新螺旋桨设计每一个阶段中的主要内容和方法。目前新螺旋桨正在螺旋桨使用维护阶段贯彻大纲的要求，并补充完善新螺旋桨全生命周期实施不足之处，使得新螺旋桨能够全面满足飞机提出的各项要求。通过在新螺旋桨研制过程中贯彻大纲，使得设计单位、制造单位、使用单位对贯彻大纲的必要性有了进一步的认识和实践，体会到贯彻结构完整性大纲是保证新螺旋桨结构可靠性、经济性和产品寿命的重要手段，是新螺旋桨发展的重要手段和规范。目前新螺旋桨的气动噪声是影响螺旋桨设计的86空气动力学学报第41卷关键问题。下一步，各研制单位、高校、科研单位计划开展螺旋桨降噪12、空气动力特性13-14、结构减重、气动弹性特性15-16综合研究，并利用多学科综合优化方法17，重点开展桨叶数量、桨叶形状和结构等参数的优化，最终在保证和提升螺旋桨空气动力效率前提下实现降低螺旋桨噪声的目标。参 考 文 献：中国人民解放军总装备部.军用飞机结构完整性大纲中华人民共和国国家军用标准:GJB775A-2012S.总装备部,2012.1崔德刚,鲍蕊,张睿,等.飞机结构疲劳与结构完整性发展综述J.航空学报,2021,42(5):524394.CUIDG,BAOR,ZHANGR,etal.Developmentofaircraftstructura