CN110884681A - 一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征和调试方法 - Google Patents

一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征和调试方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征方法，所述载荷表征方法包括，确定柔性梁静力试验的载荷要素：基于确定的载荷要素，计算柔性梁静力试验时柔性梁考核区的挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0，选择挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的加载方向为静力试验载荷优化后的加载方向；根据所述试验载荷优化后的加载方向，将挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较大的值所对应的弯矩，按照同等应变的方式等效为挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的弯矩。

Description

一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征和调试方法
技术领域
本发明属于直升机结构强度试验领域，涉及一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征和
调试方法。
背景技术
无轴承旋翼尾桨复合材料柔性梁静力试验时需施加离心力、挥舞弯矩、摆振弯矩，由于复合材料柔性梁的挥舞刚度小，柔性梁的挥舞变形与摆振载荷叠加产生扭矩载荷。挥舞弯矩和扭矩的叠加会使复合材料产生弯扭耦合效应，会造成柔性梁面内的形状发生畸变，导致柔性梁提前破坏；而且柔性梁静力试验时，试验件变形大，存在离心力抵消挥舞力的问题。以上因素导致柔性梁静力试验无法满足强度设计与试验验证的要求。
发明内容
本发明的目的：提出一种直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定方法，将挥舞弯矩、摆振弯矩、扭矩和离心力四个载荷变量统一为一个特征载荷，便于工程应用，满足尾桨柔性梁寿命评定的要求。
本发明的技术方案：提供一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征方法，所述载荷表征方法包括，
确定柔性梁静力试验的载荷要素：根据直升机飞行过程中柔性梁结构的受载特点，确定柔性梁静力试验的载荷要素；所述载荷要素包括离心力Fc、挥舞弯矩Mb和摆振弯矩Mt；
静力试验载荷方向优化：基于确定的载荷要素，计算柔性梁静力试验时柔性梁考核区的挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0，选择挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的加载方向为静力试验载荷优化后的加载方向；
静力试验载荷等效：根据所述试验载荷优化后的加载方向，将挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较大的值所对应的弯矩，按照同等应变的方式等效为挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的弯矩。
进一步地，所述柔性梁静力试验时柔性梁考核区的挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0的计算公式分别为，
Figure BDA0002302709200000011
其中，Ei表示柔性梁考核区剖面第i种材料的弹性模量；y表示柔性梁考核区剖面的宽度；z表示柔性梁考核区剖面的厚度；S表示柔性梁考核区剖面的面积。
进一步地，若挥舞弯曲刚度EIB0的值小于摆振弯曲刚度EIT0，选择挥舞弯曲刚度EIB0对应的加载方向作为静力试验载荷优化后的加载方向；所述挥舞弯曲刚度EIB0对应的加载方向为挥舞弯矩Mb对应的加载方向；
若挥舞弯曲刚度EIB0的值大于摆振弯曲刚度EIT0，选择摆振弯曲刚度EIT0对应的加载方向作为静力试验载荷优化后的加载方向；所述摆振弯曲刚度EIT0对应的加载方向为摆振弯矩Mt对应的加载方向。
进一步地，若选择挥舞弯曲刚度EIB0对应的加载方向作为静力试验载荷优化后的加载方向，将摆振弯曲刚度EIT0对应的弯矩按照同等应变的方式等效为挥舞弯曲刚度EIB0对应的弯矩；等效之后的挥舞弯矩的为，
Figure BDA0002302709200000021
其中，n1为应变转换因子。
进一步地，所述n1的计算公式为，
Figure BDA0002302709200000022
进一步地，若选择摆振弯曲刚度EIT0对应的加载方向作为静力试验载荷优化后的加载方向，将挥舞弯曲刚度EIB0对应的弯矩按照同等应变的方式等效为摆振弯曲刚度EIT0对应的弯矩；等效之后的摆振弯矩为，
Figure BDA0002302709200000023
其中n2为应变转换因子。
进一步地，所述n2的计算公式为，
Figure BDA0002302709200000024
另一方面，提供一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷调试方法，所述调试方法包括，
提供柔性梁静力试验件，对所述试验件进行夹持固定，在试验件的两端采用作动筒，进行离心力Fc、挥舞弯矩Mb或摆振弯矩Mt的加载；
根据权利要求1至7任一项所述的表征方法，确定静力试验载荷优化后的加载方向和静力试验载荷等效之后的挥舞弯矩Mb；
将离心力Fc调至柔性梁的限制载荷，测得等效之后的挥舞弯矩Mb与作动筒载荷的关系，获得挥舞力系数k；根据挥舞力系数k确定静力试验的作动筒载荷步长，限制载荷试验时作动筒步长为ΔFb；
Figure BDA0002302709200000025
其中，Fb表示由作动筒产生的挥舞力；Mblim表示限制挥舞弯矩；Mtlim表示限制摆振弯矩；klim限制载荷试验时的挥舞力系数。
本发明的技术效果：提出一种直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定方法，将挥舞弯矩、摆振弯矩、扭矩和离心力四个载荷变量统一为一个特征载荷，便于工程应用，满足尾桨柔性梁寿命评定的要求。
附图说明
图1为尾桨柔性梁静力试验件示意图；
图2为柔性梁加载静力试验加载方案示意图；
图3为柔性梁加载静力试验优化后加载方案示意图。
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。
下面结合实施例对本发明提出的评定方法进行详细陈述，具体的，以某直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定为例，评定方法所编制的步骤如下：
实施例1
本实施例：提供一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征方法，所述载荷表征方法包括，
确定柔性梁静力试验的载荷要素：根据直升机飞行过程中柔性梁结构的受载特点，确定柔性梁静力试验的载荷要素；所述载荷要素包括离心力Fc、挥舞弯矩Mb和摆振弯矩Mt；
静力试验载荷方向优化：基于确定的载荷要素，计算柔性梁静力试验时柔性梁考核区的挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0，选择挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的加载方向为静力试验载荷优化后的加载方向；
静力试验载荷等效：根据所述试验载荷优化后的加载方向，将挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较大的值所对应的弯矩，按照同等应变的方式等效为挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的弯矩。
进一步地，所述柔性梁静力试验时柔性梁考核区的挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0的计算公式分别为，
Figure BDA0002302709200000031
其中，Ei表示柔性梁考核区剖面第i种材料的弹性模量；y表示柔性梁考核区剖面的宽度；z表示柔性梁考核区剖面的厚度；S表示柔性梁考核区剖面的面积。
进一步地，若挥舞弯曲刚度EIB0的值小于摆振弯曲刚度EIT0，选择挥舞弯曲刚度EIB0对应的加载方向作为静力试验载荷优化后的加载方向；所述挥舞弯曲刚度EIB0对应的加载方向为挥舞弯矩Mb对应的加载方向；
若挥舞弯曲刚度EIB0的值大于摆振弯曲刚度EIT0，选择摆振弯曲刚度EIT0对应的加载方向作为静力试验载荷优化后的加载方向；所述摆振弯曲刚度EIT0对应的加载方向为摆振弯矩Mt对应的加载方向。
进一步地，若选择挥舞弯曲刚度EIB0对应的加载方向作为静力试验载荷优化后的加载方向，将摆振弯曲刚度EIT0对应的弯矩按照同等应变的方式等效为挥舞弯曲刚度EIB0对应的弯矩；等效之后的挥舞弯矩的为，
Figure BDA0002302709200000041
其中，n1为应变转换因子。所述n1的计算公式为，
Figure BDA0002302709200000042
进一步地，若选择摆振弯曲刚度EIT0对应的加载方向作为静力试验载荷优化后的加载方向，将挥舞弯曲刚度EIB0对应的弯矩按照同等应变的方式等效为摆振弯曲刚度EIT0对应的弯矩；等效之后的摆振弯矩为，
Figure BDA0002302709200000043
其中n2为应变转换因子。所述n2的计算公式为，
Figure BDA0002302709200000044
实施例2
本实施例，提供一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷调试方法，所述调试方法包括以下内容：
图1为尾桨柔性梁静力试验件示意图，如图1所示，提供柔性梁静力试验件，对所述试验件进行夹持固定，在试验件的两端采用作动筒，进行离心力Fc、挥舞弯矩Mb或摆振弯矩Mt的加载；
图2为柔性梁加载静力试验加载方案示意图，图3为柔性梁加载静力试验优化后加载方案示意图，结合图2和图3所示，图2和图3中Fb、Fc、Ft分别为由作动筒产生的挥舞力、离心力和摆振力。根据如上实施例1的表征方法，确定静力试验载荷优化后的加载方向和静力试验载荷等效之后的挥舞弯矩Mb。
将离心力Fc调至柔性梁的限制载荷，测得等效之后的挥舞弯矩Mb与作动筒载荷的关系，获得挥舞力系数k；根据挥舞力系数k确定静力试验的作动筒载荷步长，限制载荷试验时作动筒步长为ΔFb；
Figure BDA0002302709200000051
其中，Fb表示由作动筒产生的挥舞力；Mblim表示限制挥舞弯矩；Mtlim表示限制摆振弯矩；klim限制载荷试验时的挥舞力系数。
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 (8)

1.一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷表征方法，其特征在于，所述载荷表征方法包括：
确定柔性梁静力试验的载荷要素：根据直升机飞行过程中柔性梁结构的受载特点，确定柔性梁静力试验的载荷要素；所述载荷要素包括离心力Fc、挥舞弯矩Mb和摆振弯矩Mt；
静力试验载荷方向优化：基于确定的载荷要素，计算柔性梁静力试验时柔性梁考核区的挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0，选择挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的加载方向为静力试验载荷优化后的加载方向；
静力试验载荷等效：根据所述试验载荷优化后的加载方向，将挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较大的值所对应的弯矩，按照同等应变的方式等效为挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0中弯曲刚度较小的值所对应的弯矩。
2.根据权利要求1所述的静力试验载荷表征方法，其特征在于，所述柔性梁静力试验时柔性梁考核区的挥舞弯曲刚度EIB0和摆振弯曲刚度EIT0的计算公式分别为，
Figure FDA0002302709190000011
其中，Ei表示柔性梁考核区剖面第i种材料的弹性模量；y表示柔性梁考核区剖面的宽度；z表示柔性梁考核区剖面的厚度；S表示柔性梁考核区剖面的面积。
3.根据权利要求1所述的静力试验载荷表征方法，其特征在于，
若挥舞弯曲刚度EIB0的值小于摆振弯曲刚度EIT0，选择挥舞弯曲刚度EIB0对应的加载方向作为静力试验载荷优化后的加载方向；所述挥舞弯曲刚度EIB0对应的加载方向为挥舞弯矩Mb对应的加载方向；
若挥舞弯曲刚度EIB0的值大于摆振弯曲刚度EIT0，选择摆振弯曲刚度EIT0对应的加载方向作为静力试验载荷优化后的加载方向；所述摆振弯曲刚度EIT0对应的加载方向为摆振弯矩Mt对应的加载方向。
4.根据权利要求3所述的静力试验载荷表征方法，其特征在于，
若选择挥舞弯曲刚度EIB0对应的加载方向作为静力试验载荷优化后的加载方向，将摆振弯曲刚度EIT0对应的弯矩按照同等应变的方式等效为挥舞弯曲刚度EIB0对应的弯矩；等效之后的挥舞弯矩的为
Figure FDA0002302709190000012
其中，n1为应变转换因子。
5.根据权利要求4所述的静力试验载荷表征方法，其特征在于，所述n1的计算公式为，
Figure FDA0002302709190000021
6.根据权利要求3所述的静力试验载荷表征方法，其特征在于，
若选择摆振弯曲刚度EIT0对应的加载方向作为静力试验载荷优化后的加载方向，将挥舞弯曲刚度EIB0对应的弯矩按照同等应变的方式等效为摆振弯曲刚度EIT0对应的弯矩；等效之后的摆振弯矩为
Figure FDA0002302709190000022
其中n2为应变转换因子。
7.根据权利要求6所述的静力试验载荷表征方法，其特征在于，所述n2的计算公式为，
Figure FDA0002302709190000023
8.一种无轴承旋翼尾桨柔性梁静力试验载荷调试方法，其特征在于，所述调试方法包括，
提供柔性梁静力试验件，对所述试验件进行夹持固定，在试验件的两端采用作动筒，进行离心力Fc、挥舞弯矩Mb或摆振弯矩Mt的加载；
根据权利要求1至7任一项所述的表征方法，确定静力试验载荷优化后的加载方向和静力试验载荷等效之后的挥舞弯矩Mb；
将离心力Fc调至柔性梁的限制载荷，测得等效之后的挥舞弯矩Mb与作动筒载荷的关系，获得挥舞力系数k；根据挥舞力系数k确定静力试验的作动筒载荷步长，限制载荷试验时作动筒步长为ΔFb；计算公式为，
Figure FDA0002302709190000024
其中，Fb表示由作动筒产生的挥舞力；Mblim表示限制挥舞弯矩；Mtlim表示限制摆振弯矩；klim限制载荷试验时的挥舞力系数。
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