CN108120592A - 一种直升机桨叶静强度的试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种直升机桨叶静强度的试验方法，属于直升机桨叶静强度试验领域。所述方法包括根据应变与弯矩的正比关系，得到挥舞及摆振标定方程；确定试验考核剖面；根据试验给定的挥舞及摆振弯矩与试验考核剖面确定多级挥舞及摆振载荷；确定挥舞及摆振载荷对应的各级挥舞及摆振应变值；通过加载接头将桨叶加载端分别与离心力、挥舞和摆振三个方向的作动器连接，对桨叶施加多级载荷。本发明中的应变值反映的是桨叶在相应载荷下的真实受载情况，有效解决了传统试验方法中桨叶实际受载情况与作动器加载端各方向施加力载荷不一致的问题，可广泛应用于后续各个型号的桨叶静强度试验。

Description

一种直升机桨叶静强度的试验方法

技术领域

本发明属于直升机桨叶静强度试验领域，涉及一种直升机桨叶静强度的试验方法。

背景技术

直升机研制设计作为一项系统工程是一项十分复杂的任务，而强度设计作为直升机研制工作的重要内容之一，往往是多项相互矛盾要求的协调和折中，为了保证结构和系统的强度要求，通常会和气动要求、工艺要求及使用要求相矛盾，折中的方案就是在考虑满足强度要求的前提下，以最小重量为代价，选择和确定保证结构强度的最优方案。旋翼桨叶是直升机的主要升力来源，其强度与性能优劣关乎整个旋翼系统，乃至整机的性能与安全，由于桨叶做周期性运动，作用在桨叶每一剖面上的气动载荷也随着桨叶方位角和剖面位置的不同而变化，使得旋翼桨叶受力状况比机身、尾梁等结构复杂许多。因此对于理论设计、研制生产出来的桨叶要进行严格的静强度试验以验证生产制造出的桨叶结构参数与理论计算的偏离程度以及桨叶结构静强度是否满足设计要求，并为验证其强度刚度计算方法、稳定性及结构合理性提供依据。

桨叶静强度试验考核的部位主要有：桨叶根部及袖套和桨叶各典型剖面，传统的桨叶静强度试验通常是根据试验任务对离心力Fx、挥舞载荷Fz和摆振载荷Fy的载荷要求直接施加载荷，如图2所示，分别在桨叶的离心力方向、挥舞方向和摆振方向逐级施加试验载荷，试验要求的载荷多大，试验加载端各个作动器的载荷就是多少，没有考虑离心力对挥舞载荷和摆振载荷的影响。然而桨叶在同时受到离心力Fx、挥舞载荷Fz和摆振载荷Fy作用时，由于挥舞载荷Fz和摆振载荷Fy的作用使得桨叶产生变形，致使离心力Fx的作用方向与桨叶产生一定角度θ而不再是沿着桨叶方向，由于角度θ的存在，使得离心力Fx在挥舞方向和摆振方向都会产生相应的分力F1和F2，从而减弱了桨叶在挥舞方向和摆振方向的真实受力，桨叶在每个方向的真实受力均由挥舞、摆振和离心力三个方向的载荷在该方向的载荷分量叠加而成，然而由于角度θ是未知的，因此真正作用于桨叶被考核剖面的载荷也是未知的，造成桨叶实际受载情况与作动器各方向施加力载荷不一致，试验并未达到考核要求，因此需要一种新的试验方法以对桨叶的静强度有更准确的考核。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供了一种直升机桨叶静强度的试验方法，主要包括以下步骤：

步骤一、在所述桨叶的多个监控剖面处粘贴挥舞及摆振应变片，根据桨叶在直升机上的安装情况，对桨叶加载多级挥舞及摆振载荷，得到各监控剖面挥舞及摆振应变值，根据应变与弯矩的正比关系，得到挥舞及摆振标定方程；

步骤二、确定试验考核剖面；

步骤三、根据试验给定的挥舞及摆振弯矩与试验考核剖面确定多级挥舞及摆振载荷；

步骤四、根据选取的标定方程确定步骤三中挥舞及摆振载荷对应的各级挥舞及摆振应变值；

步骤五、通过加载接头将桨叶加载端分别与离心力、挥舞和摆振三个方向的作动器连接，对桨叶施加多级载荷，载荷加载后在所述步骤四中选取的标定方程所对应的剖面处产生的应变值不小于步骤四中确定的挥舞及摆振应变值。

优选的是，将距离试验考核剖面最近的监控剖面对应的挥舞及摆振标定方程作为所述步骤四中各级挥舞及摆振应变值的依据。

优选的是，将步骤一中挥舞及摆振标定方程拟合度最高的标定方程作为所述步骤四中各级挥舞及摆振应变值的依据。

优选的是，将步骤一中挥舞及摆振标定方程的R平方值大于0.99，且其对应的监控剖面距离试验考核剖面最近的挥舞及摆振标定方程作为所述步骤四中各级挥舞及摆振应变值的依据。

本发明中的应变值反映的是桨叶在相应载荷下的真实受载情况，有效解决了传统试验方法中桨叶实际受载情况与作动器加载端各方向施加力载荷不一致的问题，可广泛应用于后续各个型号的桨叶静强度试验。

附图说明

图1为按照本发明直升机桨叶静强度的试验方法的一优选实施例的应变片粘贴示意图。

图2为桨叶受力示意图。

图3为本发明图1所示实施例的挥舞方向试验安装及加载示意图。

图4为本发明图1所示实施例的摆振方向试验安装及加载示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。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。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

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，例如“顺时针”、“逆时针”、“向上”、“向下”等，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。

本发明的目的：

为克服传统试验方法桨叶实际受载情况与作动器各方向施加力载荷不一致的问题，本发明引入一种新的试验方法，即试验时把桨叶考核剖面的应变而非各通道施加的载荷作为试验考核判据，由于桨叶的刚度特性具有不变性，因此通过测量桨叶考核剖面的应变来间接得到考核剖面所受到的真实载荷是完全可行的，具体的试验技术方案如下。

本发明的技术方案：

对于在单一挥舞弯矩或摆振弯矩作用下的桨叶其指定剖面的应变与所受弯矩之间的关系等效于梁受纯弯曲时的应变-弯矩关系，梁受纯弯曲时，其横截面上弯曲正应力计算公式见公式(1)。

式中：M为作用在加载平面内的弯矩，h为被测点距中性轴的距离，I为被测截面对于中性轴的惯性矩，对于某一固定截面，该值为定值；F为作用在加载平面内的力，与梁轴线垂直，L为力F与被测剖面的距离，即力臂。

由公式(1)可知，对于规定剖面指定位置，其正应力与弯矩成正比。将弹性范围内的应力-应变关系即胡克定律σ＝Eε代入(1)式即得应变与弯矩之间的计算公式见公式(2)。

式中：E为材料的弹性模量，对于指定材料为一定值。由公式(2)可知，对于某一被测剖面指定位置处粘贴的应变片，E、I、h为定值，其应变与弯矩成正比，因此，根据考核剖面处的应变输出值即可检验其相应弯矩值是否达到指定值。

为了得到桨叶指定剖面应变值与弯矩之间的关系，试验前要先在桨叶指定位置通过解耦消除挥舞弯矩和摆振弯矩之间相互耦合后粘贴相应的应变片，然后对桨叶进行

挥舞弯矩和摆振弯矩标定，以得出桨叶挥舞载荷-应变、摆振载荷-应变之间的标定方程，见公式(3)。

Y＝AX+B (3)

式中：X为挥舞或摆振试验载荷，单位为N，Y为应变值，单位为με，A、B即为通过多次标定取平均值得到的标定系数。有了标定方程(3)就可以计算出桨叶在理论载荷作用下各级载荷所对应的挥舞和摆振理论应变值，最后以监测剖面实际测量的应变值达到相应载荷级数下的理论应变值作为试验判据，即可对桨叶进行更精确的静强度试验。

以某型机主桨叶根部段静强度试验为例，载荷方向规定：离心力Fx指向桨尖为正，挥舞弯矩Mz是使桨叶的上表面受拉为正，摆振弯矩My是使桨叶的后缘受拉为正，试验给定的设计载荷见表1。

表1设计载荷

离心力Fx(N)	挥舞弯矩Mz(N.m)	摆振弯矩My(N.m)
			603168	-13695	21582

试验应变片粘贴示意图如图1所示，分别在桨叶的剖面1至剖面4粘贴相应的挥舞和摆振应变片，然后模拟桨叶在直升机上的真实安装情况，对桨叶进行挥舞弯矩和摆振弯矩标定，挥舞弯矩标定方法为：在垂直于桨叶弦线方向加载端分5级施加挥舞载荷(最大1500N)，同时记录各挥舞剖面的应变输出值(με)，标定过程重复3次，取平均值确定标定系数，最后得到各剖面挥舞应变值及标定方程见表2。

表2各剖面挥舞应变值及标定方程 单位：微应变

摆振弯矩标定方法为：在平行于桨叶弦线方向加载端分5级施加摆振载荷(最大3000N)，同时记录各摆振剖面的应变输出值(με)，标定过程重复3次，取平均值确定标定系数，最后得到各剖面摆振应变值及标定方程见表3。

表3各剖面摆振应变值及标定方程 单位：微应变

根据各剖面的标定曲线，确定以剖面1的挥舞和摆振标定方程来确定桨叶试验的挥舞和摆振理论应变值，再以剖面1实际测量的应变值达到相应载荷级数下的理论应变值作为试验判据，最后得到理论载荷下各级载荷对应的理论应变值见表4。

需要说明的是，本实施例选取剖面1的挥舞和摆振标定方程来确定桨叶试验的挥舞和摆振理论应变值，其主要依据以下三条中的至少一条原则：

A、将距离试验考核剖面最近的监控剖面对应的挥舞及摆振标定方程作为所述步骤四中各级挥舞及摆振应变值的依据；

B、将步骤一中挥舞及摆振标定方程拟合度最高的标定方程作为所述步骤四中各级挥舞及摆振应变值的依据。

C、将步骤一中挥舞及摆振标定方程的R平方值(用于反应标定方程拟合度)大于0.99，且其对应的监控剖面距离试验考核剖面最近的挥舞及摆振标定方程作为所述步骤四中各级挥舞及摆振应变值的依据。

本实施例中，仅以A原则为例，选取1剖面的标定方程。

表4剖面1挥舞、摆振理论载荷及理论应变值

有了表4即可对试验进行安装调试，试验安装及加载示意图如图3及图4所示，首先通过试验夹具将桨叶袖套端固定在立柱上，然后通过加载接头将桨叶加载端分别与离心力、挥舞和摆振三个方向的作动器连接，作动器另一端则分别固定在立柱或悬吊点上。试验加载剖面位于距桨叶根部1420mm处(参考图1)，试验时按照理论载荷级数进行Fx、Fy、Fz三点逐级协调加载，同时测量各级载荷下监测剖面的应变值，根据剖面1测量的应变值与理论计算的应变值进行对比，并不断修正试验载荷，为了达到挥舞弯矩和摆振弯矩考核要求，离心力在达到考核目标值后需保载，最后得到桨叶根部段100％设计载荷试验的实际试验载荷-应变值见表5。

表5桨叶根部段100％设计载荷试验剖面1试验载荷-应变值

对比试验理论试验载荷-应变值表4与实际试验载荷-应变值表5可知，为了使得桨叶监测剖面的实测应变值达到由试验标定方程推算得到的理论应变值，试验加载端的挥舞载荷和摆振载荷实际加载值均远远大于试验给定的理论载荷值，由此也说明传统试验方法远远没有达到试验考核要求。

本发明中的应变值反映的是桨叶在相应载荷下的真实受载情况，有效解决了传统试验方法中桨叶实际受载情况与作动器加载端各方向施加力载荷不一致的问题，可广泛应用于后续各个型号的桨叶静强度试验。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (4)

1.一种直升机桨叶静强度试验方法，其特征在于，包括：

步骤一、在所述桨叶的多个监控剖面处粘贴挥舞及摆振应变片，根据桨叶在直升机上的安装情况，对桨叶加载多级挥舞及摆振载荷，得到各监控剖面挥舞及摆振应变值，根据应变与弯矩的正比关系，得到挥舞及摆振标定方程；

步骤二、确定试验考核剖面；

步骤三、根据试验给定的挥舞及摆振弯矩与试验考核剖面确定多级挥舞及摆振载荷；

步骤四、根据选取的标定方程确定步骤三中挥舞及摆振载荷对应的各级挥舞及摆振应变值；

步骤五、通过加载接头将桨叶加载端分别与离心力、挥舞和摆振三个方向的作动器连接，对桨叶施加多级载荷，载荷加载后在所述步骤四中选取的标定方程所对应的剖面处产生的应变值不小于步骤四中确定的挥舞及摆振应变值。

2.如权利要求1所述的直升机桨叶静强度试验方法，其特征在于，将距离试验考核剖面最近的监控剖面对应的挥舞及摆振标定方程作为所述步骤四中各级挥舞及摆振应变值的依据。

3.如权利要求1所述的直升机桨叶静强度试验方法，其特征在于，将步骤一中挥舞及摆振标定方程拟合度最高的标定方程作为所述步骤四中各级挥舞及摆振应变值的依据。

4.如权利要求1所述的直升机桨叶静强度试验方法，其特征在于，将步骤一中挥舞及摆振标定方程的R平方值大于0.99，且其对应的监控剖面距离试验考核剖面最近的挥舞及摆振标定方程作为所述步骤四中各级挥舞及摆振应变值的依据。