CN110884684B - 一种直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明为一种直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，包括：按强度试验要求，对尾桨叶进行弹击，并确定弹击的位置；对弹击后的尾桨叶进行夹具夹持；在弹击后尾桨叶的端部进行铰支点连接；尾桨叶的试验载荷加载：选取离心力FC、袖套压力Fx、挥舞弯矩My、摆振弯矩Mz和扭矩Mx作为弹击后尾桨叶疲劳试验的加载载荷；对飞行载荷谱所有状态的最大实测动载荷进行从大到小排序，按载荷级数对飞行载荷谱的时间比例进行切割，选取每级中的最大动载荷覆盖对应每级区间内的所有动载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行疲劳试验；选取飞行载荷谱中的最大使用载荷作为剩余强度试验的限制载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行剩余强度试验。

Description

一种直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法
技术领域
本发明属于直升机结构疲劳设计领域，具体涉及一种直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验方法。
背景技术
直升机无轴承尾桨叶是柔性梁、袖套、翼型段为一体，结构复杂，三个功能区承受气动载荷、受载复杂，每个功能区均存在强度薄弱区。传统的试验方法很难高效、准确、同时验证多区域弹击后的强度要求。
发明内容
本发明的目的：提供一种直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验方法，能高效、准确、同时验证无轴承尾桨叶弹击后强度要求。
本发明的技术方案：一种直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，所述试验设计方法包括，
尾桨叶弹击：按强度试验要求，选用规定口径的子弹对尾桨叶进行弹击，并确定弹击的位置；
尾桨叶安装：对弹击后的尾桨叶进行夹具夹持；在弹击后尾桨叶的端部进行铰支点连接；
尾桨叶的试验载荷加载：选取离心力FC、袖套压力Fx、挥舞弯矩My、摆振弯矩Mz和扭矩Mx作为弹击后尾桨叶疲劳试验的加载载荷；其中，离心力FC作用在弹击后尾桨叶的端部，袖套压力Fx和扭矩Mx均作用在弹击后尾桨叶的袖套法兰处，挥舞弯矩My和摆振弯矩Mz均作用在弹击后尾桨叶的柔性梁中心处；
疲劳试验载荷谱的编制：对飞行载荷谱所有状态的最大实测动载荷进行从大到小排序，按载荷级数对飞行载荷谱的时间比例进行切割，选取每级中的最大动载荷覆盖对应每级区间内的所有动载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行疲劳试验；
剩余强度试验载荷的编制：选取飞行载荷谱中的最大使用载荷作为剩余强度试验的限制载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行剩余强度试验。
进一步地，尾桨叶弹击步骤中：在对袖套进行弹击试验时，选取袖套薄弱区域为弹击点，子弹从尾桨叶的上后缘穿过肋；
在对翼型段进行弹击试验时，选取翼型段薄弱区域为弹击点，子弹从尾桨叶的下前缘穿过包铁。
进一步地，尾桨叶安装步骤中：在进行袖套的疲劳试验时，在弹击后尾桨叶的袖套和翼型段之间进行夹具夹持；在进行翼型段的疲劳试验时，在弹击后尾桨叶的翼型段进行夹具夹持。
进一步地，所述飞行载荷谱为按飞行谱要求对弹击前的尾桨叶进行载荷测试，统计出对应飞行谱各状态下的最大动载荷。
进一步地，所述疲劳试验载荷谱的编制还包括，
将尾桨叶弹击后的目标寿命要求进行时间切割n个谱块数量，每个谱块代表f*p/n小时寿命，对单个谱块进行弹击后尾桨叶翼型段和袖套疲劳试验；其中f表示尾桨叶弹击后的目标寿命、p疲劳寿命安全系数。
进一步地，所述载荷级数选取2～5级。
进一步地，所述最大实测动载荷为直升机实际飞行过程中尾桨叶产生的最大动载荷；最大使用载荷包括最大计算静载荷和最大实测动载荷；所述最大计算静载荷根据弹击前尾桨叶的气弹模型，利用空气动力学原理计算得出。
进一步地，所述剩余强度试验载荷的编制还包括：根据环境影响系数确定剩余强度试验的极限载荷，利用所述极限载荷对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行剩余强度试验。
所述试验设计方法还包括，在进行强度试验时，尾桨叶翼型段和尾桨叶袖套的试验顺序为：第一步进行弹击后尾桨叶翼型段的n个谱块疲劳试验，第二步进行弹击后尾桨叶翼型段的剩余强度试验；第三步进行弹击后尾桨叶袖套的n个谱块疲劳试验，第四步进行弹击后尾桨叶袖套的剩余强度试验。
本发明的技术效果：针对袖套和翼型段为整体成型，需在同一个试验中同时考核两个部位，尾桨叶受载复杂等特点，提出一种直升机无轴承尾桨叶弹击后强度试验设计方法，建立以袖套、翼型段弯矩、离心力、袖套压力、袖套扭矩共同表征的尾桨叶力系及其编谱技术，能高效、准确、同时验证无轴承尾桨叶多个薄弱区弹击后的强度要求。
附图说明
图1为袖套疲劳试验加载示意图；
图2为翼型段疲劳试验加载示意图；
其中A、B、C、D分别表示夹具夹持位置、E、F分别表示弹击点、G表示铰支点；Fc表示离心力、Fx表示袖套压力、Fy表示产生挥舞弯矩和摆振弯矩的集中力、Mx表示扭矩。
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。
实施例1
本实施例提供，一种直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，所述试验设计方法包括以下步骤：
尾桨叶弹击：按强度试验要求，选用规定口径的子弹对尾桨叶进行弹击，并确定弹击的位置；
尾桨叶安装：对弹击后的尾桨叶进行夹具夹持；在弹击后尾桨叶的端部进行铰支点连接；
尾桨叶的试验载荷加载：选取离心力FC、袖套压力Fx、挥舞弯矩My、摆振弯矩Mz和扭矩Mx作为弹击后尾桨叶疲劳试验的加载载荷；其中，离心力FC作用在弹击后尾桨叶的端部，袖套压力Fx和扭矩Mx均作用在弹击后尾桨叶的袖套法兰处，挥舞弯矩My和摆振弯矩Mz均作用在弹击后尾桨叶的柔性梁中心处；
疲劳试验载荷谱的编制：对飞行载荷谱所有状态的最大实测动载荷进行从大到小排序，按载荷级数对飞行载荷谱的时间比例进行切割，选取每级中的最大动载荷覆盖对应每级区间内的所有动载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行疲劳试验；本实施例载荷级数选取2～5级；
剩余强度试验载荷的编制：选取飞行载荷谱中的最大使用载荷作为剩余强度试验的限制载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行剩余强度试验。
进一步地，图1为袖套疲劳试验加载示意图和图2翼型段疲劳试验加载示意图，如图1和图2所示，尾桨叶弹击步骤中：在对袖套进行弹击试验时，选取袖套薄弱区域为弹击点，子弹从尾桨叶的上后缘穿过肋；在对翼型段进行弹击试验时，选取翼型段薄弱区域为弹击点，子弹从尾桨叶的下前缘穿过包铁。
进一步地，图1为袖套疲劳试验加载示意图和图2翼型段疲劳试验加载示意图，如图1和图2所示，尾桨叶安装步骤中：在进行袖套的疲劳试验时，在弹击后尾桨叶的袖套和翼型段之间进行夹具夹持；在进行翼型段的疲劳试验时，在弹击后尾桨叶的翼型段进行夹具夹持。
进一步地，所述飞行载荷谱为按飞行谱要求对弹击前的尾桨叶进行载荷测试，统计出对应飞行谱各状态下的最大动载荷。
进一步地，所述疲劳试验载荷谱的编制还包括，
将尾桨叶弹击后的目标寿命要求进行时间切割n个谱块数量，每个谱块代表f*p/n小时寿命，对单个谱块进行弹击后尾桨叶翼型段和袖套疲劳试验；其中f表示尾桨叶弹击后的目标寿命、p疲劳寿命安全系数。
进一步地，所述最大实测动载荷为直升机实际飞行过程中尾桨叶产生的最大动载荷；最大使用载荷包括最大计算静载荷和最大实测动载荷；所述最大计算静载荷根据弹击前尾桨叶的气弹模型，利用空气动力学原理计算得出。
进一步地，所述剩余强度试验载荷的编制还包括：根据环境影响系数确定剩余强度试验的极限载荷，利用所述极限载荷对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行剩余强度试验。
实施例2
本实施例，提供一种直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验过程。按照无轴承尾桨叶的受载特点，需要分两个薄弱区(袖套和翼型段)进行考核。在进行强度试验时，选取载荷加载顺序，第一步进行弹击后尾桨叶翼型段n个块谱疲劳试验，第二步进行弹击后尾桨叶翼型段剩余强度试验；第三步进行弹击后尾桨叶袖套n个块谱疲劳试验，第四步进行弹击后尾桨叶袖套剩余强度试验。
所述的尾桨叶翼型段主要承受的载荷为离力Fc、挥舞弯矩My、摆振弯矩Mz，第一步进行弹击后尾桨叶翼型段n个块谱疲劳试验，第二步进行弹击后尾桨叶翼型段剩余强度试验，施加载荷为离力Fc、挥舞弯矩My、摆振弯矩Mz。
所述的袖套薄弱区域载荷主要承受的载荷是袖套压力Fx、挥舞弯矩My、摆振弯矩Mz、扭矩Mx。第三步进行弹击后尾桨叶袖套n个块谱疲劳试验，第四步进行弹击后尾桨叶袖套剩余强度试验，施加载荷为袖套压力Fx、挥舞弯矩My、摆振弯矩Mz、扭矩Mx。
由于尾桨叶翼型段实测动载荷低于袖套实测动载荷，为了防止无轴承尾桨叶弹击后强度试验过程中翼型段薄弱区提前失效，试验时应先考核翼型段薄弱区，进行第一步进行弹击后尾桨叶翼型段n个块谱疲劳试验，第二步进行弹击后尾桨叶翼型段剩余强度试验；第二阶段考核袖套薄弱区，进行第三步进行弹击后尾桨叶袖套n个块谱疲劳试验，第四步进行弹击后尾桨叶袖套剩余强度试验。

Claims (9)

1.一种直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，其特征在于，所述试验设计方法包括，
尾桨叶弹击：按强度试验要求，选用规定口径的子弹对尾桨叶进行弹击，并确定弹击的位置；
尾桨叶安装：对弹击后的尾桨叶进行夹具夹持；在弹击后尾桨叶的端部进行铰支点连接；
尾桨叶的试验载荷加载：选取离心力FC、袖套压力Fx、挥舞弯矩My、摆振弯矩Mz和扭矩Mx作为弹击后尾桨叶疲劳试验的加载载荷；其中，离心力FC作用在弹击后尾桨叶的端部，袖套压力Fx和扭矩Mx均作用在弹击后尾桨叶的袖套法兰处，挥舞弯矩My和摆振弯矩Mz均作用在弹击后尾桨叶的柔性梁中心处；
疲劳试验载荷谱的编制：对飞行载荷谱所有状态的最大实测动载荷进行从大到小排序，按载荷级数对飞行载荷谱的时间比例进行切割，选取每级中的最大动载荷覆盖对应每级区间内的所有动载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行疲劳试验；
剩余强度试验载荷的编制：选取飞行载荷谱中的最大使用载荷作为剩余强度试验的限制载荷，分别对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行剩余强度试验。
2.根据权利要求1所述的直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，其特征在于，
尾桨叶弹击步骤中：在对袖套进行弹击试验时，选取袖套薄弱区域为弹击点，子弹从尾桨叶的上后缘穿过肋；
在对翼型段进行弹击试验时，选取翼型段薄弱区域为弹击点，子弹从尾桨叶的下前缘穿过包铁。
3.根据权利要求1所述的直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，其特征在于，
尾桨叶安装步骤中：在进行袖套的疲劳试验时，在弹击后尾桨叶的袖套和翼型段之间进行夹具夹持；在进行翼型段的疲劳试验时，在弹击后尾桨叶的翼型段进行夹具夹持。
4.根据权利要求1所述的直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，其特征在于，所述飞行载荷谱为按飞行谱要求对弹击前的尾桨叶进行载荷测试，统计出对应飞行谱各状态下的最大动载荷。
5.根据权利要求1所述的直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，其特征在于，所述疲劳试验载荷谱的编制还包括，
将尾桨叶弹击后的目标寿命要求进行时间切割为n个谱块数量，每个谱块代表f*p/n小时寿命，对单个谱块进行弹击后尾桨叶翼型段和袖套疲劳试验；其中f表示尾桨叶弹击后的目标寿命、p疲劳寿命安全系数。
6.根据权利要求1所述的直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，其特征在于，所述载荷级数选取2～5级。
7.根据权利要求1所述的直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，其特征在于，所述最大实测动载荷为直升机实际飞行过程中尾桨叶产生的最大动载荷；最大使用载荷包括最大计算静载荷和最大实测动载荷；所述最大计算静载荷根据弹击前尾桨叶的气弹模型，利用空气动力学原理计算得出。
8.根据权利要求1所述的直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，其特征在于，所述剩余强度试验载荷的编制还包括：根据环境影响系数确定剩余强度试验的极限载荷，利用所述极限载荷对弹击后尾桨叶翼型段和袖套进行剩余强度试验。
9.根据权利要求1所述的直升机无轴承尾桨叶弹击后的强度试验设计方法，其特征在于，所述试验设计方法还包括，
在进行强度试验时，尾桨叶翼型段和尾桨叶袖套的试验顺序为：第一步进行弹击后尾桨叶翼型段的n个谱块疲劳试验，第二步进行弹击后尾桨叶翼型段的剩余强度试验；第三步进行弹击后尾桨叶袖套的n个谱块疲劳试验，第四步进行弹击后尾桨叶袖套的剩余强度试验。
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