CN110889172A - 一种直升机旋翼系统弹击损伤预制方法 - Google Patents

一种直升机旋翼系统弹击损伤预制方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于直升机旋翼系统强度设计，涉及直升机旋翼系统弹击损伤预制方法。其包括：确定旋翼系统部件的非关重部件和关重部件；将旋翼系统部件的关重部件划分为第一关重部位和第二关重部位，确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式，根据第二关重部位的薄弱点及其失效模式确定第二关重部位的弹击点及其弹击角度；根据待验证部件的工作转速、待验证部件的第二关重部位的弹击点，计算待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度；根据抗弹击设计参数和第二关重部位的弹击点的叠加线速度，确定枪弹参数；按照枪弹参数以第二关重部位的弹击点所对应的弹击角度进行弹击试验。能够制定弹击方案完成试验件的弹击损伤制备。

Description

一种直升机旋翼系统弹击损伤预制方法
技术领域
本发明属于直升机旋翼系统强度设计，具体涉及一种直升机旋翼系统弹击损伤预制方法。
背景技术
弹击生存力是军用直升机旋翼系统安全性的重要指标之一。目前直升机研发领域已开始重视弹击生存力设计，已有针对桨叶结构开展弹击生存力验证的方法，但旋翼系统包含桨叶、桨毂、自动倾斜器等多个部件，目前直升机行业尚未建立一套完整、系统的针对旋翼系统各个部件的弹击损伤预制方法。
发明内容
本发明的目的：提供一种直升机旋翼系统弹击损伤预制方法，针对需要开展弹击损伤预制的部件的薄弱部位制定弹击方案，完成试验件的弹击损伤制备，为后续开展的弹击试验件疲劳和剩余强度试验奠定基础。
本发明的技术方案：
第一方面，提供一种直升机旋翼系统弹击损伤预制方法，包括：确定旋翼系统部件的非关重部件和关重部件；将旋翼系统部件的关重部件划分为第一关重部位和第二关重部位，其中第一关重部位是明确判定遭受弹击将失效或无影响的部位，第二关重部位为遭受弹击后难以通过试验外的手段判断是否影响功能且继续承载的部位；根据第二关重部位的结构和载荷特点，确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式，根据第二关重部位的薄弱点及其失效模式确定第二关重部位的弹击点及其弹击角度；根据待验证部件的工作转速、待验证部件的第二关重部位的弹击点，计算待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度；根据待验证部件的抗弹击设计参数和待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度，确定枪弹参数；对待验证部件的第二关重部位的弹击点，按照枪弹参数以第二关重部位的弹击点所对应的弹击角度进行弹击试验。
可选地，确定旋翼系统部件的非关重部件和关重部件，具体包括：
根据故障模式影响分析和危害性分析FMECA确定旋翼系统部件的非关重部件和关重部件。
可选地，将旋翼系统部件的关重部件划分为第一关重部位和第二关重部位，具体包括：通过对旋翼系统部件进行冲击动力学和剩余强度分析将将旋翼系统部件的关重部件划分为第一关重部位和第二关重部位。
可选地，根据第二关重部位的结构和载荷特点，确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式，具体包括：根据第二关重部位的结构和载荷特点，通过应力分析或试验确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式。
可选地，根据第二关重部位的薄弱点及其失效模式确定第二关重部位的弹击点及其弹击角度，具体包括：根据第二关重部位的薄弱点及其失效模式，按照损伤程度从强到弱的顺序，选择第二关重部位的薄弱点中的至少一个点作为第二关重部位的弹击点；对第二关重部位的弹击点进行冲击动力学分析，将产生损伤最大的角度确定为弹击角度。
可选地，根据待验证部件的工作转速、待验证部件的第二关重部位的弹击点，计算待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度，具体包括：将弹击点的半径和待验证部件的工作转速的乘积确定为待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度。
可选地，根据待验证部件的抗弹击设计参数和待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度，确定枪弹参数，具体包括：根据直升机对弹击生存力指标要求的枪弹口径和射击距离确定枪弹种类；根据待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度和直升机对弹击生存力指标要求的子弹速度，确定枪弹的着靶速度。
可选地，根据第二关重部位的结构和载荷特点，确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式，具体包括：在第二关重部位的结构和载荷具有对称性的情况下，只需要选择对称结构中的一个进行弹击试验。
本发明的有益效果：本发明能够针对需要开展弹击损伤预制的部件的薄弱部位制定弹击方案，完成试验件的弹击损伤制备，为后续开展的弹击试验件疲劳和剩余强度试验奠定基础。
附图说明
图1为直升机旋翼桨叶弹击损伤预制方案示意图。
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。
本发明的直升机旋翼系统弹击损伤预制方法，包括：确定旋翼系统部件的非关重部件和关重部件；将旋翼系统部件的关重部件划分为第一关重部位和第二关重部位，其中第一关重部位是明确判定遭受弹击将失效或无影响的部位，第二关重部位为遭受弹击后难以通过试验外的手段判断是否影响功能且继续承载的部位；根据第二关重部位的结构和载荷特点，确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式，根据第二关重部位的薄弱点及其失效模式确定第二关重部位的弹击点及其弹击角度；根据待验证部件的工作转速、待验证部件的第二关重部位的弹击点，计算待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度；根据待验证部件的抗弹击设计参数和待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度，确定枪弹参数；对待验证部件的第二关重部位的弹击点，按照枪弹参数以第二关重部位的弹击点所对应的弹击角度进行弹击试验。
可选地，确定旋翼系统部件的非关重部件和关重部件，具体包括：
根据故障模式影响分析和危害性分析FMECA确定旋翼系统部件的非关重部件和关重部件。
可选地，将旋翼系统部件的关重部件划分为第一关重部位和第二关重部位，具体包括：通过对旋翼系统部件进行冲击动力学和剩余强度分析将将旋翼系统部件的关重部件划分为第一关重部位和第二关重部位。
可选地，根据第二关重部位的结构和载荷特点，确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式，具体包括：根据第二关重部位的结构和载荷特点，通过应力分析或试验确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式。
可选地，根据第二关重部位的薄弱点及其失效模式确定第二关重部位的弹击点及其弹击角度，具体包括：根据第二关重部位的薄弱点及其失效模式，按照损伤程度从强到弱的顺序，选择第二关重部位的薄弱点中的至少一个点作为第二关重部位的弹击点；对第二关重部位的弹击点进行冲击动力学分析，将产生损伤最大的角度确定为弹击角度。
可选地，根据待验证部件的工作转速、待验证部件的第二关重部位的弹击点，计算待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度，具体包括：将弹击点的半径和待验证部件的工作转速的乘积确定为待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度。
可选地，根据待验证部件的抗弹击设计参数和待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度，确定枪弹参数，具体包括：根据直升机对弹击生存力指标要求的枪弹口径和射击距离确定枪弹种类；根据待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度和直升机对弹击生存力指标要求的子弹速度，确定枪弹的着靶速度。
可选地，根据第二关重部位的结构和载荷特点，确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式，具体包括：在第二关重部位的结构和载荷具有对称性的情况下，只需要选择对称结构中的一个进行弹击试验。
实施例：
[1]遭受弹击后的故障模式影响分析和危害性分析(FMECA)：确定旋翼系统部件的非关重部件和关重部件；将旋翼系统部件的关重部件划分为第一关重部位和第二关重部位，其中第一关重部位是明确判定遭受弹击将失效或无影响的部位，第二关重部位为遭受弹击后难以通过试验外的手段判断是否影响功能且继续承载的部位。例如，经过对某型旋翼系统开展FMECA分析，将挥舞支臂连接件的耳片部位划入第一关重部位不开展弹击生存力验证，而挥舞支臂本体划入第二关重部位，开展生存力验证。
[2]基于应力分析的旋翼系统部件薄弱点和失效模式分析：对于步骤[1]中的第二关重部位，根据结构和载荷特点，通过应力分析或相关试验结果确定其薄弱点和失效模式，确定弹击点和弹击角度。例如主桨叶翼型段选择最危险剖面进行验证，如图1所示，其他剖面不进行试验；又例如自动倾斜器动环的结构和载荷具有对称性，只需要对一个支臂进行弹击试验。
[3]弹击叠加线速度计算：根据部件的工作转速和待验证部件的第二关重部位的弹击点，计算各弹击点叠加线速度。例如某主桨叶翼型段弹击点距旋翼中心分布半径r＝4m，旋翼转速ω＝27rad/s，则叠加线速度v’＝r.ω＝108m/s。
[4]枪弹参数的确定。针对机型对弹击生存力指标要求的枪弹口径、初速和射击距离，确定枪弹种类，并结合试验条件建立满足一定弹着点距离和射击角度误差的近距离射击参数。采用试验射击的方式标定装药量；
[5]试验测试方法。为保证枪弹射击参数的一致性，采用试验时弹道枪进行弹击损伤预制；弹击试验实施中采用非接触的方式测量枪弹速度。
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)

1.一种直升机旋翼系统弹击损伤预制方法，其特征在于，包括：
确定旋翼系统部件的非关重部件和关重部件；
将旋翼系统部件的关重部件划分为第一关重部位和第二关重部位，其中第一关重部位是明确判定遭受弹击将失效或无影响的部位，第二关重部位为遭受弹击后难以通过试验外的手段判断是否影响功能且继续承载的部位；
根据第二关重部位的结构和载荷特点，确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式，
根据第二关重部位的薄弱点及其失效模式确定第二关重部位的弹击点及其弹击角度；
根据待验证部件的工作转速、待验证部件的第二关重部位的弹击点，计算待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度；
根据待验证部件的抗弹击设计参数和待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度，确定枪弹参数；
对待验证部件的第二关重部位的弹击点，按照枪弹参数以第二关重部位的弹击点所对应的弹击角度进行弹击试验。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定旋翼系统部件的非关重部件和关重部件，具体包括：
根据故障模式影响分析和危害性分析FMECA确定旋翼系统部件的非关重部件和关重部件。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，将旋翼系统部件的关重部件划分为第一关重部位和第二关重部位，具体包括：
通过对旋翼系统部件进行冲击动力学和剩余强度分析将将旋翼系统部件的关重部件划分为第一关重部位和第二关重部位。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据第二关重部位的结构和载荷特点，确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式，具体包括：
根据第二关重部位的结构和载荷特点，通过应力分析或试验确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据第二关重部位的薄弱点及其失效模式确定第二关重部位的弹击点及其弹击角度，具体包括：
根据第二关重部位的薄弱点及其失效模式，按照损伤程度从强到弱的顺序，选择第二关重部位的薄弱点中的至少一个点作为第二关重部位的弹击点；
对第二关重部位的弹击点进行冲击动力学分析，将产生损伤最大的角度确定为弹击角度。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据待验证部件的工作转速、待验证部件的第二关重部位的弹击点，计算待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度，具体包括：
将弹击点的半径和待验证部件的工作转速的乘积确定为待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据待验证部件的抗弹击设计参数和待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度，确定枪弹参数，具体包括：
根据直升机对弹击生存力指标要求的枪弹口径和射击距离确定枪弹种类；
根据待验证部件的第二关重部位的弹击点的叠加线速度和直升机对弹击生存力指标要求的子弹速度，确定枪弹的着靶速度。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据第二关重部位的结构和载荷特点，确定第二关重部位的薄弱点及其失效模式，具体包括：在第二关重部位的结构和载荷具有对称性的情况下，只需要选择对称结构中的一个进行弹击试验。
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