CN110789727A - 一种直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法 - Google Patents

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朱定金
吴堂珍
刘晓同
王玉合
奚佳凯
苑博
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China Helicopter Research and Development Institute
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China Helicopter Research and Development Institute
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft

Abstract

本发明属于直升机强度试验技术领域，具体涉及一种直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法，该方法包括以下步骤，第一步设计尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验件加载接头；第二步，设计能够模拟直升机上下盖板与柔性梁中央连接区真实连接方式的试验夹具将柔性梁固定在试验台上；第三步，设计能够在柔性梁扭转变形段疲劳试验件改造接头处对试验件施加扭矩载荷的加载夹具；第四步，根据结构疲劳载荷谱确定试验载荷，第五步，确定试验环境，第六步，对试验件的刚度变化进行定期测量，并检查试验件的损伤情况。本发明提出的试验方法简单易行。

Description

一种直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法
技术领域
本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法。
背景技术
直升机尾桨柔性梁扭转段疲劳试验设计是直升机疲劳试验的关键技术，尾桨柔性梁扭转变形区的主要功能是产生扭转变形，实现尾桨叶的变距运动，在工作中虽然同时承受挥舞弯矩、摆振弯矩、扭矩和离心力四个载荷，但只有动态扭矩载荷才是柔性梁扭转变形段的疲劳特征载荷，因此，对扭转变形段进行疲劳试验是同时施加四种载荷不仅实现难度高、而且从技术上没有必要。
发明内容
本发明的目的：提出一种直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法，满足尾桨柔性梁寿命评定的要求。
本发明的技术方案：一种直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法，步骤如下：
步骤一，设计尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验件：将柔性梁的翼型段切除，保留柔性梁的中央连接区、挥舞变形区和扭转变形区，在切除端改造试验加载接头；
步骤二，设计试验载荷夹持区：设计能够模拟直升机上下盖板与柔性梁中央连接区真实连接方式的试验固定夹具将柔性梁固定在试验台上；
步骤三，设计试验加载夹具：设计能够在柔性梁扭转变形段疲劳试验件改造接头处对试验件施加扭矩载荷的加载夹具，扭转变形段试验件两端可同时进行加载，也可分开加载；
步骤四，确定试验载荷：柔性梁扭转变形段疲劳试验仅施加动态扭矩载荷，初级动载荷值一般为最大飞行动载荷的2～4倍，具体值应根据结构疲劳载荷谱确定；
步骤五，试验环境：柔性梁一侧扭转变形段疲劳试验在室温下进行，另一侧扭转变形段疲劳试验在室温风冷进行；最终根据两侧的试验结果得到柔性梁扭转变形段较为保守的寿命结果，从而保证飞机在严酷飞行环境下的安全性。
步骤六，试验过程中定期测量试验件的刚度变化，并检查试验件的损伤情况。
上述方法中，所述加载接头的中心与尾桨柔性梁同轴，以保证载荷施加不会产生附加的扭矩；加载接头的结构强度大于扭转变形段的强度。
所述固定夹具采用上下盖板，的接口尺寸与直升机的真实情况一致，其刚度尽可能与真实结构相差不大，以保证试验结果的可靠性。
所述加载夹具刚度大于试验件，重量较轻为宜，加载夹具设计为铝合金变截面工字梁，加载端截面小；这样的加载夹具在加载过程中不会因自身重量影响试验结果。
本发明的有益效果：本发明提出的方法，充分分析了柔性梁扭转变形区承受的各载荷对柔性梁扭转变形段的疲劳损伤的影响，确定主要矛盾，合理的简化了试验载荷，剔除了对柔性梁扭转变形区疲劳损伤影响极小的挥舞弯矩、摆振弯矩、离心力，仅施加主要载荷动态扭矩。设计的试验方法简单，实施简便。
附图说明
图1为柔性梁的结构示意图，
图2为试验件约束及加载示意图。
编号说明：1-翼型段，2-扭转变形段，2-挥舞变形段，4-中央链接区，5-上下盖板，6-加载夹具。
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做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。
下面结合实施例某直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验方案，对本发明做进一步详细说明。编制的步骤如下：
[1]设计尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验件：将柔性梁的翼型段切除，保留柔性梁的中央连接区、挥舞变形区和扭转变形区，在切除端改造试验加载接头，如图1；
[2]设计试验载荷夹持区：设计能够模拟直升机上下盖板与柔性梁中央连接区真实连接方式的试验夹具将柔性梁固定在试验台上，如图1；
[3]设计试验加载夹具：设计能够在柔性梁扭转变形段疲劳试验件改造接头处对试验件施加扭矩载荷的加载夹具，加载时，扭转变形段试验件两端可同时进行加载，也可分开加载，如图1；
[4]确定试验载荷：柔性梁扭转变形段疲劳试验仅施加动态扭矩载荷，初级动载荷值一般为最大飞行动载荷的2～4倍，具体值应根据结构疲劳载荷谱确定：
扭转变形段疲劳试验剖面R＝500mm处的载荷：
扭矩：Mtorsion＝±90Nm方向：前缘抬头为正
[5]试验环境：柔性梁一侧扭转变形段疲劳试验在室温下进行，另一侧扭转变形段疲劳试验在室温风冷进行；
[6]疲劳试验过程中每2～5万次载荷循环需要对柔性梁的扭转刚度进行测量，并检查试验件的损伤情况。
以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法，其特征在于，该方法包括步骤如下：
步骤一，将柔性梁的翼型段切除改造试验加载接头，保留柔性梁的中央连接区、挥舞变形区和扭转变形区；
步骤二，设计固定夹具，将柔性梁中央连接区固定在试验台上，所述固定夹具能够模拟直升机上下盖板与柔性梁中央连接区真实连接方式的试验固定夹具；
步骤三，设计能够在柔性梁扭转变形段疲劳试验件改造接头处对试验件施加扭矩载荷的加载夹具；
步骤四，根据结构疲劳载荷谱确定试验载荷；
步骤五，确定试验环境，所述试验环境为：柔性梁一侧扭转变形段疲劳试验在室温下进行，另一侧扭转变形段疲劳试验在室温风冷进行；
步骤六，试验过程中定期测量试验件的刚度变化，并检查试验件的损伤情况。
2.根据权利要求1所述的直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法，其特征在于，所述加载接头的中心与尾桨柔性梁同轴。
3.根据权利要求1或2所述的直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法，其特征在于，加载接头的结构强度大于扭转变形段的强度。
4.根据权利要求1所述的直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法，其特征在于，所述固定夹具为上下盖板。
5.根据权利要求4所述的直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法，其特征在于，所述上下盖板的接口尺寸与直升机的真实情况一致，其刚度尽可能与真实结构接近。
6.根据权利要求1所述的直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法，其特征在于，所述加载夹具刚度大于试验件，且重量较轻。
7.根据权利要求6所述的直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法，其特征在于，所述加载夹具设计为铝合金变截面工字梁，加载端截面小。
8.根据权利要求1所述的直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法，其特征在于，扭转变形段试验件两端可同时进行加载，也可分开加载。
9.根据权利要求1所述的直升机尾桨柔性梁扭转变形段疲劳试验设计方法，其特征在于，柔性梁扭转变形段疲劳试验仅施加动态扭矩载荷，初级动载荷值为最大飞行动载荷的2～4倍。
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