CN108168805A - 一种直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法 - Google Patents

一种直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法 Download PDF

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岳巍
沈亚娟
余洵
臧曙光
孟庆春
胡磊
吕明月
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Abstract

本发明公开了一种直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法。所述直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法包括如下步骤：步骤1：选取所述直升机桨叶中的至少3片桨叶作为试验件，并在各试验件的撞击剖面区域粘贴应变片；在各试验件的撞击剖面区域附近安装加速度传感器；步骤2：安装各个试验件，从而模拟试验件装机状态；步骤3：施加模拟各试验件飞行时的受载环境；步骤4：进行鸟弹试验调试；步骤5：进行鸟撞试验后并进行检查；步骤6：进行鸟撞试验后疲劳寿命试验并进行评估。本申请的直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法提供了一种直升机鸟撞飞行安全验证方法，采用本申请方法能够提高直升机飞行安全。

Description

一种直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法
技术领域
本发明涉及直升机结构强度试验技术领域，特别是涉及一种直升机桨叶鸟 撞性能试验验证方法。
背景技术
直升机作为一种特殊的低空域航空器，主要的使用范围在0到1000米高 度之间，如某型机0～600m高度范围的使用时间比率高达为40％，这一范围正 是飞鸟主要的活动区间，所以全球范围内直升机发生鸟撞的事故一直居高不 下。虽然直升机属于低速航空器，飞行时速度一般在300km/h以内，但相比 固定翼飞机，其有着高速转动的旋翼系统，一般直升机主旋翼系统的转速在 200转/分到400转/分之间，尾旋翼的速度更高，因此如果鸟撞发生在旋翼系 统，撞击时的相对速度同样很大，而且直升机靠旋翼系统的产生升力、前飞 动力和实现飞行操纵，且多为单路传力结构，一旦某个环节出现失效，后果 将是灾难性的。因此，其旋翼桨叶一旦被鸟撞击后，会直接导致升力下降、 旋翼无法正常操纵，以及平衡丧失而产生很大的振动问题，从而影响到直升 机的安全飞行。因此，直升机桨叶的抗鸟撞研究对保障直升机的飞行安全有 着重要的意义。
现有技术没有直升机旋翼系统的关键性部件桨叶鸟撞性能验证方法，无 法进行直升机鸟撞飞行安全验证。本专利提供的一种直升机桨叶鸟撞验证方 法能通过试验验证桨叶鸟撞性能，保证直升机鸟撞飞行安全。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述 缺陷。
发明内容
本发明的目的在于提供一种直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法来克服或 至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本发明提供一种直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法， 所述直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法包括如下步骤：
步骤1：选取所述直升机桨叶中的至少3片桨叶作为试验件，并在各试验 件的撞击剖面区域粘贴应变片；在各试验件的撞击剖面区域附近安装加速度传 感器；
步骤2：安装各个试验件，从而模拟试验件装机状态；
步骤3：施加模拟各试验件飞行时的受载环境；
步骤4：进行鸟弹试验调试；
步骤5：进行鸟撞试验后并进行检查；
步骤6：进行鸟撞试验后疲劳寿命试验并进行评估。
优选地，所述步骤1进一步包括：当所述直升机桨叶鸟撞性能试验验证 方法要测试试验件的中段时，粘贴挥舞弯矩和摆动弯矩应变片进行测量。
优选地，所述步骤3中的模拟各试验件飞行时的受载环境具体为：鸟撞 时试验件上施加轴向力模拟桨叶飞行受载环境，其大小根据相应飞行状态实测 或计算给出；
试验件安装到夹具上后，调节螺杆上的螺母对桨叶施加拉载荷，当应变 输出值到达标定对应的值即可。
优选地，所述步骤4具体为：选择重量1kg左右的物体，通过空气炮发 射，空气炮的工作压力为1.5MPa，炮管长9.5m～13.5m，内径200mm；在试验 台前布置两排激光测速系统，正式试验前采用实弹发射的方法对撞击速度进行 调试，通过建立弹速和空气炮压力的关系将鸟撞速度控制在360±7.2km/h以 内。
优选地，所述步骤6具体为：通过剩余强度裕度试验验证试验件鸟撞剖 面在极限载荷下的承载能力；通过疲劳试验验证试验件鸟撞剖面是否能承受预 定循环次数的疲劳载荷。
本申请的直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法提供了一种直升机鸟撞飞行 安全验证方法，采用本申请方法能够提高直升机飞行安全。
附图说明
图1是本申请第一实施例的直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法的流程示 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，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。
图1是本申请第一实施例的直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法的流程示 意图。
如图1所示的直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法包括如下步骤：
步骤1：选取所述直升机桨叶中的至少3片桨叶作为试验件，并在各试验 件的撞击剖面区域粘贴应变片；在各试验件的撞击剖面区域附近安装加速度传 感器；
步骤2：安装各个试验件，从而模拟试验件装机状态；
步骤3：施加模拟各试验件飞行时的受载环境；
步骤4：进行鸟弹试验调试；
步骤5：进行鸟撞试验后并进行检查；
步骤6：进行鸟撞试验后疲劳寿命试验并进行评估。
本申请的直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法提供了一种直升机鸟撞飞行 安全验证方法，采用本申请方法能够提高直升机飞行安全。
在本实施例中，步骤1进一步包括：当直升机桨叶鸟撞性能试验验证方 法要测试试验件的中段时，粘贴挥舞弯矩和摆动弯矩应变片进行测量。
在本实施例中，步骤3中的模拟各试验件飞行时的受载环境具体为：鸟 撞时试验件上施加轴向力模拟桨叶飞行受载环境，其大小根据相应飞行状态实 测或计算给出；
试验件安装到夹具上后，调节螺杆上的螺母对桨叶施加拉载荷，当应变 输出值到达标定对应的值即可。
在本实施例中，所述步骤4具体为：选择重量1kg左右的物体，通过空 气炮发射，空气炮的工作压力为1.5MPa，炮管长9.5m～13.5m，内径200mm； 在试验台前布置两排激光测速系统，正式试验前采用实弹发射的方法对撞击速 度进行调试，通过建立弹速和空气炮压力的关系将鸟撞速度控制在360±7.2 km/h以内。
在本实施例中，所述步骤6具体为：通过剩余强度裕度试验验证试验件 鸟撞剖面在极限载荷下的承载能力；通过疲劳试验验证试验件鸟撞剖面是否能 承受预定循环次数的疲劳载荷。
直升机桨叶抗鸟撞性能验证试验设计为本申请的关键点，抗鸟撞性能验 证试验关键技术环节较多，从边界模拟，鸟弹重量、速度参数选取，到鸟撞试 验后检查等，全都直接影响桨叶抗鸟撞性能评估结果。
下面以举例的方式对本申请进行进一步举例，可以理解的是，本举例并 不构成对本申请进行任何限制。
试验件及贴片：选取3片桨叶作为试验件，为了测量受到冲击载荷后桨 叶剖面内不同区域的变形情况，可在撞击剖面区域粘贴应变片。为了测量桨尖 剖面受到冲击载荷时的过载情况，需在撞击剖面区域附近安装加速度传感器。 为了得到冲击载荷引起的临近剖面载荷(主要是挥舞、摆振弯矩)及过载的变 化情况，桨叶中段鸟撞试验时，粘贴挥舞弯矩和摆动弯矩应变片进行测量。
夹具设计、试验件边界模拟。桨叶夹具固定在试验台地板上，桨叶通过 连接螺栓安装在左、右夹具之间，安装模拟装机状态。左端夹具采用螺杆与螺 母与试验台连接，通过旋转螺杆上的螺母施加轴向力或轴向位移。
试验载荷确定：鸟撞时桨叶上施加一定的轴向力模拟桨叶飞行受载环境， 其大小根据相应飞行状态实测或计算给出。试验件安装到夹具上后，调节螺杆 上的螺母对桨叶施加拉载荷，当应变输出值到达标定对应的值即可。
鸟弹设计：选择重量1kg左右的鸡做鸟弹，以保证组织成分与飞鸟相近。 鸟弹的发射采用空气炮，空气炮的工作压力为1.5MPa，炮管长9.5m～13.5m， 内径200mm。在试验台前布置两排激光测速系统，正式试验前采用实弹发射的 方法对撞击速度进行调试，通过建立弹速和空气炮压力的关系将鸟撞速度控制 在360±7.2km/h以内。
进行鸟撞试验。
表1桨叶鸟撞试验参数
鸟撞试验后检查：对鸟撞试验后的桨叶进行目视、敲击及X光检查，并 与试验前的原始底片进行对比。
鸟撞试验后疲劳寿命试验：鸟撞发生时的撞击力导致桨叶产生较大程度 的变形，这种损伤对旋翼系统的振动水平和操纵都会产生明显影响，飞行员应 能得到及时反馈进入返航或应急程序。按应急处置程序，直升机首先退出此前 的任务状态，采用水平飞行方式向目标着陆点靠近，期间通过转弯、下降等机 动调整航向和高度，在接近陆地点时持续下滑到达安全高度，通过消速拉平将 速度降至零，最终实现安全着陆。主桨叶的工作频率为1Ω，与旋翼系统的正 常转速一致，考虑超转105％正常转速，和单件寿命试验分散系数7，对应30 分钟飞行载荷总循环次数为：
N＝30’×279.2×1.05×7＝61564次；
按照直升机的飞行实测结果，对应的的载荷见表2所示。
根据最新版的CCAR29部内容，其第29.631条款对直升机鸟撞的要求“直 升机桨叶受到鸟撞后能继续安全飞行和着陆”。本研究项目需通过桨叶鸟撞后 的疲劳寿命和剩余强度裕度试验验证来评估对直升机桨叶对适航条款的符合 性。
验证方案分为两部分，第一部分是剩余强度裕度试验，验证桨叶鸟撞剖 面在极限载荷下的承载能力；第二部分是疲劳试验，验证桨叶鸟撞剖面是否能 承受一定循环次数的疲劳载荷。
表2桨叶试验验证谱
序号 试验类型 挥舞弯矩(Nm 摆弯矩Nm) 循环次数或时间
1 剩余强度裕度试验 MF剩余2 MD剩余2 保载3秒
2 疲劳试验 MF疲劳2 MD剩余2 加载N次
剩余强度试验：寿命试验后，将桨叶试验件安装在试验台上施加挥舞、 摆振力，载荷从零开始连续线性增加。一直进行到极限载荷，保载3秒。
试验结果评估：在疲劳寿命试验及拉伸剩余强度试验任一过程中产生结 构件破坏，均认为直升机桨叶鸟撞性能不满足要求，否则认为直升机桨叶抗鸟 撞性能满足JAR/FAR/CCAR/AC/CS29.631适航条款的要求。
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 (5)

1.一种直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法，其特征在于，所述直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法包括如下步骤：
步骤1：选取所述直升机桨叶中的至少3片桨叶作为试验件，并在各试验件的撞击剖面区域粘贴应变片；在各试验件的撞击剖面区域附近安装加速度传感器；
步骤2：安装各个试验件，从而模拟试验件装机状态；
步骤3：施加模拟各试验件飞行时的受载环境；
步骤4：进行鸟弹试验调试；
步骤5：进行鸟撞试验后并进行检查；
步骤6：进行鸟撞试验后疲劳寿命试验并进行评估。
2.如权利要求1所述的直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法，其特征在于，所述步骤1进一步包括：
当所述直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法要测试试验件的中段时，粘贴挥舞弯矩和摆动弯矩应变片进行测量。
3.如权利要求1所述的直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法，其特征在于，所述步骤3中的模拟各试验件飞行时的受载环境具体为：鸟撞时试验件上施加轴向力模拟桨叶飞行受载环境，其大小根据相应飞行状态实测或计算给出；
试验件安装到夹具上后，调节螺杆上的螺母对桨叶施加拉载荷，当应变输出值到达标定对应的值即可。
4.如权利要求1所述的直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法，其特征在于，所述步骤4具体为：选择重量1kg左右的物体，通过空气炮发射，空气炮的工作压力为1.5MPa，炮管长9.5m～13.5m，内径200mm；在试验台前布置两排激光测速系统，正式试验前采用实弹发射的方法对撞击速度进行调试，通过建立弹速和空气炮压力的关系将鸟撞速度控制在360±7.2km/h以内。
5.如权利要求1所述的直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法，其特征在于，所述步骤6具体为：通过剩余强度裕度试验验证试验件鸟撞剖面在极限载荷下的承载能力；通过疲劳试验验证试验件鸟撞剖面是否能承受预定循环次数的疲劳载荷。
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