CN106644458B - 一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法，解决了现有技术中评估直升机尾减速器机匣疲劳寿命试验方法差的问题，一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法，包括以下步骤：1)分析直升机尾减速器机匣在使用过程中受到的载荷力；2)将如步骤1)所述的载荷力等效为模拟载荷力；3)分析直升机尾减速器机匣在使用过程中的受力循环；4)根据直升机的典型任务、如3)所述的受力循环，编制试验谱；5)按照如步骤4)所述的试验谱，对直升机尾减速器机匣周期性地施加如2)所述的模拟载荷力；6)考察直升机尾减速器机匣是否收到疲劳损伤，这种设计方法较为真实的模拟飞机过程中机匣的受力状态，提高了试验结果的可靠度，降低了试验成本。

Description

一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法

技术领域

本发明涉及直升机技术领域，特别是指一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法。

背景技术

直升机尾减速器位于尾端的涵道内，其主要功能是利用尾传动轴传递过来的动力，通过一对轴交角为90度的螺旋锥齿轮经减速后驱动尾桨，并通过操纵轴和操纵杆调节尾桨桨矩，来平衡主旋翼的扭矩，以保证直升机的正常飞行。在涵道内，尾减速器的后端通过尾减机匣上的两个固定耳固定在尾梁上，前端通过固定在尾减机匣上的连接轴套固定在飞机上。它主要承受尾桨毂载荷和尾助力器轴向力的作用，失效形式多为疲劳破坏。为防止尾减速器机匣发生疲劳失效破坏，降低机匣失效概率，在设计研制阶段应进行机匣疲劳寿命评估，最有效的方法就是通过疲劳试验来进行。目前，国内外关于直升机减速器机匣疲劳试验的报道很少。本发明基于设计载荷谱，提供一种直升机尾减速器机匣的试验方法，解决了机匣疲劳寿命评估的问题。

发明内容

本发明提出一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法，解决了现有技术中评估直升机尾减速器机匣疲劳寿命试验方法差的问题。

本发明的技术方案是这样实现的：一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法，包括以下步骤：

1)分析直升机尾减速器机匣在使用过程中受到的载荷力；

2)将如步骤1)所述的载荷力等效为模拟载荷力；

3)分析直升机尾减速器机匣在使用过程中的受力循环；

4)根据直升机的典型任务、如3)所述的受力循环，编制试验谱；

5)按照如步骤4)所述的试验谱，对直升机尾减速器机匣周期性地施加如2)所述的模拟载荷力；

6)考察直升机尾减速器机匣是否收到疲劳损伤。

优选的，所述载荷力包括：尾桨榖载荷力、助力器轴向力Fq、减速器内部作用力，匣底连接盘反扭力、匣底接头支反力R；

尾桨榖载荷力包括：后向力Fx、垂向力Fy、轴向力Fz；

减速器内部作用力主要内部齿轮啮合力；

Fx对应的力矩为Mx、Fy对应的力矩为My、Fz对应的力矩为Mz，匣底连接盘反扭力对应的力矩为MR。

优选的，所述载荷力还包括静载荷分量、动载荷分量；

Fx包含静载荷分量Fx0、动载荷分量Fxd；

Fy包含静载荷分量Fy0、动载荷分量Fyd；

Fz包含静载荷分量Fz0、动载荷分量Fzd；

Fq包含静载荷分量Fq0、动载荷分量Fqd；

Mx包含静载荷分量Mx0、动载荷分量Mxd；

My包含静载荷分量My0、动载荷分量Myd；

Mz包含静载荷分量Mz0、动载荷分量Mzd。

优选的，所述受力循环包括：起落循环、飞行状态改变循环、高频振动循环，

起落循环、飞行状态改变循环，共同构成对结构的疲劳损伤的主要循环，

高频振动循环幅值很低，不会构成对结构的疲劳损伤，试验中不对其进行模拟。

优选的，主要循环包括2种状态，分别是大载荷状态、小载荷状态，

大载荷状态下，包括18个子状态，状态载荷方向与对应的静载荷相同，载荷值＝动载荷绝对值+静载荷绝对值，

小载荷状态下，包括14个子状态，状态载荷方向与对应的静载荷相同，载荷值＝动载荷绝对值+静载荷绝对值，具体而言，

优选的，所述模拟载荷力，包括：F1、F2、F3、F4、F5、F6、F7、F8、F9；

F1、F2、F3、F4、F5、F6、F7、F8模拟尾桨榖载荷力；

F9模拟助力器轴向力；

F1、F2、F3、F4、F5、F6、F7、F8通过模拟尾桨榖的加载接头施加在尾桨轴上；

F9通过模拟助力器连接的加载接头施加在机匣上；

F1、F2、F3、F4、F5、F6、F7、F8、F9采用液压作动筒产生；

在壳体试验件内部采用真实的齿轮传递结构，可模拟减速器内部作用力，无需外加力；

反扭矩MR，采用斜传动轴连接盘的扭转约束模拟，无需外加力；

匣底接头支反力R，采用机匣底部接头螺栓与试验台的固定连接模拟，无需外加力；

优选的，所述模拟载荷力与所述载荷力的转换关系为：

F₁＝-F_z/4-M_y/r+F_q/4

F₂＝-F_z/4-M_x/r₁+F_q/4

F₃＝-F_z/4+M_y/r₁+F_q/4

F₄＝-F_z/4+M_x/r₁+F_q/4

F₅＝F_y

F₆＝F_x

F₇＝-M_z/r₂

F₈＝M_z/r₂

F₉＝F_q

其中，r1、r2为模拟接头对应加载点到尾桨轴的距离。

优选的，所述的试验谱，按以下步骤编制：

1)按照飞行谱的规定、典型任务编制状态序列，构成任务剖面；

2)通过计算或飞行实测确定各载荷作用点的状态载荷；

3)按照任务剖面对状态载荷进行排列，确定机匣的疲劳载荷谱；

4)合并载荷谱中载荷水平相近的状态，确定疲劳试验谱；

5)减少疲劳试验谱中的状态载荷保持时间，剔除不构成疲劳迟滞回路的载荷状态、不构成疲劳损伤的载荷循环，以确定疲劳试验加速谱。

优选的，所述任务剖面，按以下步骤编制：

a)按实际飞行状态、时间比例、各状态的预估时间，确定每小时各状态的出现频率、状态时间，

b)按每小时飞行起落次数、状态出现频率、状态时间，确定典型飞行科目的起落剖面，

c)逐步将小频率状态增加到典型飞行科目中，形成新的典型飞行科目，并按照对应的小频率状态的周期，确定任务剖面的科目循环周期，

d)将全部状态均纳入科目循环周期，形成任务剖面。

本发明根据尾减速器机匣疲劳损伤应力循环的动、静应力包罗线方法确定了疲劳试验加载方案，并根据设计载荷谱活飞行实测确定各载荷作用点的状态载荷编制了疲劳试验普，这种设计方法较为真实的模拟飞机过程中机匣的受力状态，提高了试验结果的可靠度，降低了试验成本。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明坐标系与载荷图；

图2为本发明一个飞行起落的应力情况示意图；

图3为本发明疲劳试验加载方案示意图；

图4为本发明机匣疲劳试验谱编制程序框图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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例，都属于本发明保护的范围。

一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法，包括以下步骤：

1)分析直升机尾减速器机匣在使用过程中受到的载荷力；

2)将如步骤1)所述的载荷力等效为模拟载荷力；

3)分析直升机尾减速器机匣在使用过程中的受力循环；

4)根据直升机的典型任务、如3)所述的受力循环，编制试验谱；

5)按照如步骤4)所述的试验谱，对直升机尾减速器机匣周期性地施加如2)所述的模拟载荷力；

6)考察直升机尾减速器机匣是否收到疲劳损伤。

如图1所示，载荷力分析如下：尾减速器机匣主要承受尾桨榖载荷6力素和尾助力器轴向力作用。在尾桨轴上的尾桨榖载荷Fx为后向力，Fy为垂向力，Fz为轴向力，Mx、My、Mz为对应的力矩，Fq为助力器对机匣和操纵轴的轴向作用力。此外还有减速器内部的齿轮啮合力Fn和Ft等，属于减速器的内部作用力(所有载荷均以图1示方向为正)。作用在桨榖中心点的尾桨榖载荷，通过尾桨轴及其支撑传递给机匣和传动齿轮副，其中在齿轮副中形成的齿轮啮合力又由齿轮轴的支撑传递给机匣。而助力器的轴向力一端直接通过助力器壳体传递给机匣，另一端则通过操作线系、尾桨叶、尾桨榖、尾桨轴传递给机匣。

由设计部门提供的状态载荷，包括作用在尾桨轴上的尾桨榖载荷6力素Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz，以及助力器轴向力Fq。其中每项载荷又包含静载荷与动载荷，为区别方便，在对应的“静”、“动”载荷符号后增加下标“0”、“d”表示。载荷力包含静载荷分量、动载荷分量，具体而言，Fx包括静载荷分量Fx0、动载荷分量Fxd，Fy包括静载荷分量Fy0、动载荷分量Fyd，Fz包括静载荷分量Fz0、动载荷分量Fzd，Fq包括静载荷分量Fq0、动载荷分量Fqd，Mx包括静载荷分量Mx0、动载荷分量Mxd，My包括静载荷分量My0、动载荷分量Myd，Mz包括静载荷分量Mz0、动载荷分量Mzd。

如图2所示，受力循环，包括：起落循环、飞行状态改变循环、高频振动循环。起落循环、飞行状态改变循环，共同构成对结构的疲劳损伤的主要循环。高频振动循环幅值很低，不会构成对结构的疲劳损伤，试验中不对其进行模拟。减速器机匣对直升机机体而言，是一个相对静止的部件，主要承受因飞行状态的改变和“地-空-地”循环组成的低周疲劳载荷，而造成结构疲劳损伤的又与“地-空-地”循环为主。在飞行使用过程中每一状态静载荷明显大于动载荷，加上多项高频载荷分量的相位关系又十分复杂，它们在结构中形成应力叠加的消涨关系相对微弱，根据有关实测数据记录，动载荷形成的高频动应力水平较低，一般不会对结构造成疲劳损伤。

主要循环(“地-空-地”和“飞行状态”循环)，均由动、静应力的包罗线构成。载荷主要体现为动、静应力的包罗线。采用下列3条处理措施，可以得到构成对结构疲劳损伤主要循环的动、静应力的包罗线，既能解决考虑高频动载荷的影响，又能解决简化疲劳试验的加载程序和明显压缩了疲劳试验的周期。3条具体处理措施为：1)对大载荷状态，状态载荷方向与对应的静载荷相同，载荷值采用采用动、静载荷绝对值之和，按照对设计部门提供的状态载荷水平综合分析，这些状态包括18个状态；

2)对小载荷状态，状态载荷方向与对应的静载荷相同，载荷值采用采用动、静载荷绝对值之差，按照对设计部门提供的状态载荷水平综合分析，这些状态也包括14个状态；

3)疲劳试验时不必对结构再单独施加高频动载荷。

大载荷状态下，

小载荷状态下，

式中，F_X、F_Y、F_Z——尾桨后向力、垂向力、拉力；

M_X、M_Y——桨毂力矩；

M_Z——尾桨轴扭矩；

F_q——助力器作用在机匣上的轴向力；

F_X0、F_Y0、F_Z0——尾桨后向力、垂向力、拉力的静载荷分量；

M_X0、M_Y0——桨毂力矩的静载荷分量；

M_Z0——尾桨轴扭矩的静载荷分量；

F_q0——作用在助力器上的轴向力静载荷分量；

F_Xd、F_Yd、F_Zd——尾桨后向力、垂向力、拉力的动载荷分量；

M_Xd、M_Yd——桨毂力矩的动载荷分量；

M_Zd——尾桨轴扭矩的动载荷分量；

F_qd——作用在助力器上的轴向力动载荷分量。

如图3所示，模拟载荷力的方法如下，根据减速器机匣的受力分析，作用在尾桨轴上的尾桨榖载荷6力素，可采用8个液压作动筒，通过模拟尾桨榖的加载接头施加在尾桨轴上，助力器轴向力Fq则可采用1个液压作动筒，通过模拟助力器连接的加载接头直接施加在机匣上。其中，作动筒载荷与原载荷的转换关系为：

F₁＝-F_z/4-M_y/r+F_q/4

F₂＝-F_z/4-M_x/r₁+F_q/4

F₃＝-F_z/4+M_y/r₁+F_q/4

F₄＝-F_z/4+M_x/r₁+F_q/4

F₅＝F_y

F₆＝F_x

F₇＝-M_z/r₂

F₈＝M_z/r₂

F₉＝F_q

式中，F_X、F_Y、F_Z——尾桨后向力、垂向力、拉力；

M_X、My——桨毂力矩；

M_Z——尾桨轴扭矩；

F_q——作用在助力器上的轴向力；

F_qR——作用在机匣和尾桨轴上的助力器轴向反力，F_qR＝-F_q；

r即为r1，r1、r2——模拟接头对应加载点的半径。

此外，由于齿轮啮合力属于减速器内部载荷，只要在壳体试验件内部采用真实的齿轮传递结构即可得到载荷模拟，故不需再加考虑。反扭矩MR采用模拟斜传动轴连接盘的扭转约束模拟，支反力R则采用机匣底部接头螺栓与试验台的固定连接模拟。

尾减速器机匣疲劳试验谱的编制工作程序如图4所示，试验谱按以下步骤编制：

1)按照飞行谱的规定、典型任务编制状态序列，构成任务剖面；

2)通过计算或飞行实测确定各载荷作用点的状态载荷；

3)按照任务剖面对状态载荷进行排列，确定机匣的疲劳载荷谱；

4)合并载荷谱中载荷水平相近的状态，确定疲劳试验谱；

5)减少疲劳试验谱中的状态载荷保持时间，剔除不构成疲劳迟滞回路的载荷状态、不构成疲劳损伤的载荷循环，以确定疲劳试验加速谱。

尾减速器机匣的疲劳载荷谱，应为飞行起落的“地-空-地”循环，以及每一起落过程中的飞行状态对应的状态载荷组成的低周疲劳载荷谱。任务剖面是反映直升机飞行使用情况，采用飞行科目及各科目飞行过程的飞行状态及顺序的组合。状态载荷按照任务剖面规定的状态顺序排列，即可组成对应的疲劳载荷谱。为此，编制疲劳载荷谱，必先编制对应的任务剖面。

1)编制依据

飞行谱，即设计单位提供的飞行状态、各状态的时间比例、以及每小时的飞行起落次数(暂缺，初步按每小时4个飞行起落)。

2)编制原则

a)满足飞行谱规定的全部载荷状态及其对应的时间比例；

b)符合飞行谱规定的每小时飞行起落次数；

c)符合飞行使用中最具代表性的典型科目；

d)满足直升机主要典型机动状态一次飞行所必须的基本时间要求。

3)编制方法

a)按提供的飞行状态、时间比例、各状态的预估时间，确定每小时各状态的出现频率、状态时间和出现周期；

b)按每小时飞行起落次数、状态出现频率和状态时间，确定典型飞行科目起落剖面；

c)逐步将小频率状态增加到典型飞行科目中，形成新的典型飞行科目，并按照对应的小频率状态的周期，确定任务剖面的科目循环周期。

d)当全部状态均纳入对应的飞行剖面后形成的科目循环周期，即完成了为该任务剖面的编制。

4)编制结果。

根据上述原则及方法，本方案按照每小时4次起落(2小时8次起落，其中大小重量各4次)编制的任务剖面循环周期为模拟飞行160小时，其中包括：

a)32个提供的飞行状态，以及1个补充的停放状态(载荷为0)；

b)24个典型飞行科目；

c)640个飞行起落；

d)640×21＝13 440次状态转换(平均每个起落21个状态)。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)分析直升机尾减速器机匣在使用过程中受到的载荷力；所述载荷力包括：尾桨榖载荷力、助力器轴向力Fq、减速器内部作用力，匣底连接盘反扭力、匣底接头支反力R；

尾桨榖载荷力包括：后向力Fx、垂向力Fy、轴向力Fz；

减速器内部作用力主要内部齿轮啮合力；

Fx对应的力矩为Mx、Fy对应的力矩为My、Fz对应的力矩为Mz，匣底连接盘反扭力对应的力矩为MR；所述载荷力还包括静载荷分量、动载荷分量；

Fx包含静载荷分量Fx0、动载荷分量Fxd；

Fy包含静载荷分量Fy0、动载荷分量Fyd；

Fz包含静载荷分量Fz0、动载荷分量Fzd；

Fq包含静载荷分量Fq0、动载荷分量Fqd；

Mx包含静载荷分量Mx0、动载荷分量Mxd；

My包含静载荷分量My0、动载荷分量Myd；

Mz包含静载荷分量Mz0、动载荷分量Mzd；

2)将如步骤1)所述的载荷力等效为模拟载荷力；

3)分析直升机尾减速器机匣在使用过程中的受力循环；

所述受力循环包括:起落循环、飞行状态改变循环、高频振动循环，

起落循环、飞行状态改变循环，共同构成对结构的疲劳损伤的主要循环，

高频振动循环幅值很低，不会构成对结构的疲劳损伤，试验中不对其进行模拟；

主要循环包括2种状态，分别是大载荷状态、小载荷状态，

大载荷状态下，包括18个子状态，状态载荷方向与对应的静载荷相同，载荷值＝动载荷绝对值+静载荷绝对值，

小载荷状态下，包括14个子状态，状态载荷方向与对应的静载荷相同，载荷值＝动载荷绝对值+静载荷绝对值，具体而言，

4)根据直升机的典型任务、如3)所述的受力循环，编制试验谱；

5)按照如步骤4)所述的试验谱，对直升机尾减速器机匣周期性地施加如2)所述的模拟载荷力；

6)考察直升机尾减速器机匣是否受到疲劳损伤。

2.如权利要求1所述的一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法，其特征在于，

所述模拟载荷力，包括：F1、F2、F3、F4、F5、F6、F7、F8、F9；

F1、F2、F3、F4、F5、F6、F7、F8模拟尾桨榖载荷力；

F9模拟助力器轴向力；

F1、F2、F3、F4、F5、F6、F7、F8通过模拟尾桨榖的加载接头施加在尾桨轴上；

F9通过模拟助力器连接的加载接头施加在机匣上；

F1、F2、F3、F4、F5、F6、F7、F8、F9采用液压作动筒产生；

在壳体试验件内部采用真实的齿轮传递结构，可模拟减速器内部作用力，无需外加力；

反扭矩MR，采用斜传动轴连接盘的扭转约束模拟，无需外加力；

匣底接头支反力R，采用机匣底部接头螺栓与试验台的固定连接模拟，无需外加力。

3.如权利要求2所述的一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法，其特征在于，

所述模拟载荷力与所述载荷力的转换关系为：

F₁＝-F_z/4-M_y/r+F_q/4

F₂＝-F_z/4-M_x/r₁+F_q/4

F₃＝-F_z/4+M_y/r₁+F_q/4

F₄＝-F_z/4+M_x/r₁+F_q/4

F₅＝F_y

F₆＝F_x

F₇＝-M_z/r₂

F₈＝M_z/r₂

F₉＝F_q

其中，r为r1；

r1、r2为模拟接头对应加载点到尾桨轴的距离。

4.如权利要求3所述的一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法，其特征在于，

所述的试验谱，按以下步骤编制：

1)按照飞行谱的规定、典型任务编制状态序列，构成任务剖面；

2)通过计算或飞行实测确定各载荷作用点的状态载荷；

3)按照任务剖面对状态载荷进行排列，确定机匣的疲劳载荷谱；

4)合并载荷谱中载荷水平相近的状态，确定疲劳试验谱；

5)减少疲劳试验谱中的状态载荷保持时间，剔除不构成疲劳迟滞回路的载荷状态、不构成疲劳损伤的载荷循环，以确定疲劳试验加速谱。

5.如权利要求4所述的一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法，其特征在于，

所述任务剖面，按以下步骤编制：

a)按实际飞行状态、时间比例、各状态的预估时间，确定每小时各状态的出现频率、状态时间，

b)按每小时飞行起落次数、状态出现频率、状态时间，确定典型飞行科目的起落剖面，

c)逐步将小频率状态增加到典型飞行科目中，形成新的典型飞行科目，并按照对应的小频率状态的周期，确定任务剖面的科目循环周期，

d)将全部状态均纳入科目循环周期，形成任务剖面。