CN110901949A - 一种直升机桨叶强度试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于旋翼强度试验领域，涉及一种直升机桨叶强度试验方法。本发明直升机桨叶强度试验方法加载时，在桨叶离心力方向施加F离心力，同时在桨叶挥舞方向施加F挥舞力，通过监测桨叶根部固定端的挥舞方向支反力F0的大小，调节F挥舞力，使得挥舞方向支反力F0达到理论挥舞加载值。摆振方向与挥舞方向相同。本发明直升机桨叶强度试验方法规避了结构全寿命周期载荷应变线性变化的假设，通过将间接测量改为直接载荷控制，有效避免了繁琐的试验标定调试工作，降低了劳动强度，提高了试验的简便性，同时也避免了间接控制方法试验件破坏过程中的载荷加载失控风险，并给试验件全寿命周期载荷应变关系提供了分析数据，能够有效提高桨叶静强度试验效率和试验精度。

Description

一种直升机桨叶强度试验方法
技术领域
本发明属于旋翼强度试验领域，涉及一种直升机桨叶强度试验方法。
背景技术
直升机强度设计作为直升机研制工作的重要内容之一，其目标就是在考虑满足强度要求的前提下，以最小重量为代价，选择和确定保证结构强度的最优方案。旋翼桨叶是直升机的主要升力来源，其强度与性能优劣关乎整个旋翼系统，乃至整机的性能与安全，由于桨叶做周期性运动，作用在桨叶每一剖面上的气动载荷也随着桨叶方位角和剖面位置的不同而变化，使得旋翼桨叶受力状况特别复杂。因此需要对桨叶进行严格的静强度试验以验证生产制造出的桨叶结构参数与理论计算的偏离程度以及桨叶结构静强度是否满足设计要求，并为验证其强度刚度计算方法、稳定性及结构合理性提供依据。
原始的桨叶静强度试验通常是根据试验任务对离心力Fx、挥舞载荷Fz和摆振载荷Fy的载荷要求直接施加载荷，试验要求的载荷多大，试验加载端各个作动器的载荷就是多少，没有考虑桨叶变形状态下离心力分力对挥舞载荷和摆振载荷的影响。由于实际加载中离心力在挥舞载荷和摆振载荷的10倍以上，故离心力分力对挥舞载荷和摆振载荷的影响极大。
改进后的现行的桨叶试验方法有一大假设，即桨叶从开始至破坏的拉伸弯曲全生命周期内，应变－载荷曲线是线性增长的。以某型机尾桨叶为例，首先确定0剖面为桨叶考核剖面，50剖面为试验监控剖面。标定挥舞力Fz与50剖面挥舞应变μ的关系K，假定μ＝KFz，M50＝Fz＊(0.54－0.05)，M0＝Fz＊0.54，则M0＝0.54＊μ/K；通过控制载荷Fz→μ的大小，可以控制施加的M0的大小。摆振弯矩以同样方法进行。
分析复合材料的元组件试验数据可知，材料在整个加载周期特别是接近破坏阶段，其载荷应变曲线并非线性增长，且试验件结构破坏前的复合材料分层容易导致载荷传递路线发生变化，使得载荷应变关系发生急剧变化。为了得出桨叶根段的实际载荷应变曲线，需要一种能够直接进行载荷控制加载的试验方法来进行试验。
发明内容
鉴于现有技术的上述情况，本发明的目的是:提供一种能够直接进行载荷控制加载的直升机桨叶强度试验方法。
本发明的技术方案是：一种直升机桨叶强度试验方法，加载时，在桨叶离心力方向施加F离心力，同时在桨叶挥舞方向施加F挥舞力，在桨叶摆振方向施加F摆振力，通过监测桨叶根部固定端的挥舞方向和摆振方向支反力F0的大小，调节F挥舞力和F摆振力，使得挥舞方向和摆振方向支反力F0达到理论挥舞和理论摆振加载值，从而实现对桨叶根部载荷的直接测量。
所述的直升机桨叶强度试验方法，其包括如下步骤：
步骤一：根据桨叶试验载荷的大小，设计满足强度和精度要求的桨叶根段安装测量底座；
步骤二：在桨叶根段加载端安装一种能够实现挥舞摆振离心力三方向加载载荷始终交于一点的加载夹具；
步骤三：通过作动器对桨叶挥舞方向施加F挥舞力，对桨叶摆振方向施加F摆振力，通过加载夹具对桨叶根部施加F离心力，从而对桨叶根部施加载荷；
步骤四：通过测量底座测量桨叶根部挥舞和摆振方向的挥舞方向支反力F0，并与论挥舞加载值进行比较；
步骤五：根据差值，调整桨叶挥舞方向的F挥舞力和摆振方向的F摆振力，使得挥舞方向和摆振方向支反力F0达到理论挥舞和理论摆振加载值。
所述测量底座包括桨叶安装座、压力应变器以及壳体，其中，桨叶根段穿过壳体与桨叶安装座连接固定，所述桨叶安装座端面及侧面与壳体内壁之间设置有压力应变计，用于测量桨叶根段挥舞方向支反力F0。
所述测量底座包括测量平台和测量基座以及设置在二者之间的至少六根载荷测量杆。
所述载荷测量杆为二力杆，其两端与测量平台和测量基座之间通过轴承连接，且载荷测量杆中间安装测力计。
所述载荷测量杆通过在测量平台下方交叉排列设置，能够实现三个坐标轴方向力和弯矩的测量。
所述加载夹具包括离心力加载装置1、挥舞载荷加载装置2、摆振载荷加载装置3、关节轴承安装座4以及试验件与关节轴承安装座之间的连接装置5，其中，所述关节轴承安装座4为中空框架结构，摆振载荷加载装置3通过双耳活动设置在关节轴承安装座4两侧面，所述挥舞载荷加载装置2通过弯曲双耳结构活动设置在关节轴承安装座4另一对侧面，且与摆振载荷加载装置3相错，所述离心力加载装置1设置在关节轴承安装座4内，其一端与关节轴承安装座4及挥舞载荷加载装置2弯曲双耳结构铰链，另一端连接外部加载作动器，所述关节轴承安装座4经连接装置5连接试验件。
所述离心力加载装置1包括带柄关节轴承11、加载连接叉耳12、安装轴13、安装螺栓14、衬套15，其中，安装轴13穿过带柄关节轴承11，并套接衬套15，然后通过安装螺栓14穿过挥舞载荷加载装置2弯曲双耳结构端部螺孔及关节轴承安装座4壁与安装轴13内螺纹连接固定，所述加载连接叉耳12与带柄关节轴承11垂直连接。
本发明的技术效果是：本发明直升机桨叶强度试验方法规避了结构全寿命周期载荷应变线性变化的假设，通过将间接测量改为直接载荷控制，有效避免了繁琐的试验标定调试工作，降低了劳动强度，提高了试验的简便性，同时也避免了间接控制方法试验件破坏过程中的载荷加载失控风险，并给试验件全寿命周期载荷应变关系提供了分析数据，相对于现有桨叶强度试验方法，能够有效提高桨叶静强度试验效率和试验精度，具有较大的技术进步和显著的技术效果。
附图说明
图1为本发明加载夹具的结构示意图；
图2为本发明直升机桨叶强度试验方法的原理图；
图3为本发明直升机桨叶强度试验方法的流程图；
图4为本发明一较佳实施方式的测量底座结构示意图；
图5为本发明另一较佳实施方式的测量底座结构示意图；
其中，1-离心力加载装置、2-挥舞载荷加载装置、3-摆振载荷加载装置、4-关节轴承安装座、5-试验件与关节轴承安装座之间的连接装置、11－带柄关节轴承、12－加载连接叉耳、13－安装轴、14－安装螺栓、15－衬套、6－F挥舞力、7－F离心力竖直方向分力、8－F离心力挥舞方向分力、9－试验件。
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。
有别于现行的桨叶试验方法，请参阅图2，本发明直升机桨叶强度试验方法，加载时，在桨叶离心力方向施加F离心力，试验件9加载端挥舞方向承受的载荷为在桨叶挥舞方向施加F挥舞力6与F离心力在挥舞方向分力8的差值，通过监测桨叶根部固定端的挥舞方向支反力F0的大小，调节F挥舞力6，使得挥舞方向支反力F0达到理论挥舞加载值，从而实现对桨叶根部载荷的直接测量。
请参阅图3，本发明直升机桨叶强度试验方法，其具体实施时，过程如下：
步骤一：根据桨叶试验载荷的大小，设计满足强度和精度要求的桨叶根段安装测量底座；
步骤二：在桨叶根段加载端安装一种能够实现挥舞摆振离心力三方向加载载荷始终交于一点的加载夹具；
步骤三：通过作动器对桨叶挥舞方向施加F挥舞力，对桨叶摆振方向施加F摆振力，通过加载夹具对桨叶根部施加F离心力，从而对桨叶根部施加载荷；
步骤四：通过测量底座测量桨叶根部挥舞方向和摆振方向的支反力F0，并与理论的挥舞摆振加载值进行比较；
步骤五：根据差值，调整桨叶挥舞方向的F挥舞力，调整桨叶摆振方向的F摆振力，使得挥舞方向和摆振方向支反力F0达到理论加载值。
请参阅图1，所述加载夹具量包括离心力加载装置1、挥舞载荷加载装置2、摆振载荷加载装置3、关节轴承安装座4以及试验件与关节轴承安装座之间的连接装置5。其中，所述关节轴承安装座4为中空长方体结构，摆振载荷加载装置3通过双耳活动设置在关节轴承安装座4两侧面，所述挥舞载荷加载装置2通过弯曲双耳结构活动设置在关节轴承安装座4另一对侧面，且与摆振载荷加载装置3相错，避免相互干涉，且能够相对独立实现挥舞和摆振加载。
所述离心力加载装置1设置在关节轴承安装座4内，其一端与关节轴承安装座4及挥舞载荷加载装置2弯曲双耳结构铰链，另一端连接外部加载作动器，所述关节轴承安装座4经连接装置5连接试验件。
所述离心力加载装置1包括带柄关节轴承11、加载连接叉耳12、安装轴13、安装螺栓14、衬套15。其中，安装轴13穿过带柄关节轴承11，并套接衬套15，然后通过安装螺栓14穿过挥舞载荷加载装置2弯曲双耳结构端部螺孔及关节轴承安装座4壁与安装轴13内螺纹连接固定。使得挥舞载荷加载装置2、摆振载荷加载装置3、离心力加载装置1)及关节轴承安装座4四者同心，使得挥舞载荷加载装置2、摆振载荷加载装置3、离心力加载装置1的三个方向加载能够始终保持同心。
另外，所述加载连接叉耳12与带柄关节轴承11垂直连接，提供离心力加载。
请参阅图4，实施例1中，本发明直升机桨叶强度试验方法中的测量底座包括桨叶安装座41、压力应变计42以及壳体43。其中，桨叶根段与穿过壳体43的桨叶安装座41连接固定，所述桨叶安装座41端面及侧面与壳体内壁之间设置有压力应变器，用于测量桨叶根段各方向支反力F0。当桨叶根部受到载荷时，桨叶根部挥舞方向及摆振方向的支反力F0均可通过压力应变器获得测量，从而实现载荷测量，再通过常规方法对桨叶应变进行测量，从而可以获得桨叶根部的载荷应变曲线。
请参阅图5，实施例2中，本发明直升机桨叶强度试验方法中的测量底座包括测量平台和测量基座以及设置在二者之间的六根载荷测量杆。所述载荷测量杆为二力杆，其两端与测量平台和测量基座之间通过轴承连接，且载荷测量杆中间安装测力计。
所述载荷测量杆通过在测量平台下方交叉排列设置，能够实现三个坐标轴方向力和弯矩的测量。
当桨叶根部受到载荷时，桨叶根部挥舞方向及摆振方向的支反力F0均可通过压力应变器获得测量，从而实现载荷测量，再通过常规方法对桨叶应变进行测量，从而可以获得桨叶根部的载荷应变曲线。
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)

1.一种直升机桨叶强度试验方法，其特征在于，加载时，在桨叶离心力方向施加F离心力，同时在桨叶根段加载端挥舞方向施加F挥舞力，在桨叶根段加载端摆振方向施加F摆振力，通过监测桨叶根部固定端的挥舞方向和摆振方向支反力F0的大小，调节F挥舞力和F摆振力，使得挥舞方向支反力F0达到理论挥舞加载值，使得摆振方向支反力F0达到理论摆振加载值。
2.按照权利要求1所述的直升机桨叶强度试验方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一：根据桨叶试验载荷的大小，设计满足强度和精度要求的桨叶根段安装测量底座；
步骤二：在桨叶根段加载端安装一种能够实现挥舞摆振离心力三方向加载载荷始终交于一点的加载夹具；
步骤三：通过作动器对桨叶挥舞方向施加F挥舞力，对桨叶摆振方向施加摆振力，通过加载夹具对桨叶根段施加F离心力，从而对桨叶根段施加载荷；
步骤四：通过测量底座测量桨叶根部挥舞方向支反力F0，并与理论挥舞加载值进行比较；测量桨叶根部摆振方向支反力F0，并与理论摆振加载值进行比较
步骤五：根据差值，调整桨叶挥舞方向的F挥舞力，使得挥舞方向支反力F0达到理论挥舞加载值；调整桨叶摆振方向的F摆振力，使得摆振方向支反力F0达到理论摆振加载值。
3.按照权利要求1所述的直升机桨叶强度试验方法，其特征在于，所述测量底座包括桨叶安装座、压力应变计以及壳体，其中，桨叶根段穿过壳体与桨叶安装座连接固定，所述桨叶安装座端面及侧面与壳体内壁之间设置有压力应变计，用于测量桨叶根段挥舞方向和摆振方向支反力F0及F离心力。
4.按照权利要求1所述的直升机桨叶强度试验方法，其特征在于，所述测量底座包括测量平台和测量基座以及设置在二者之间的至少六根载荷测量杆。
5.按照权利要求4所述的直升机桨叶强度试验方法，其特征在于，所述载荷测量杆为二力杆，其两端与测量平台和测量基座之间通过轴承连接，且载荷测量杆中间安装测力计。
6.按照权利要求5所述的直升机桨叶强度试验方法，其特征在于，所述载荷测量杆通过在测量平台下方交叉排列设置，能够实现三个坐标轴方向力和弯矩的测量。
7.按照权利要求1所述的直升机桨叶强度试验方法，其特征在于，所述加载夹具包括离心力加载装置(1)、挥舞载荷加载装置(2)、摆振载荷加载装置(3)、关节轴承安装座(4)以及试验件与关节轴承安装座之间的连接装置(5)，其中，所述关节轴承安装座(4)为中空框架结构，摆振载荷加载装置(3)通过双耳活动设置在关节轴承安装座(4)两侧面，所述挥舞载荷加载装置(2)通过弯曲双耳结构活动设置在关节轴承安装座(4)另一对侧面，且与摆振载荷加载装置(3)相错，所述离心力加载装置(1)设置在关节轴承安装座(4)内，其一端与关节轴承安装座(4)及挥舞载荷加载装置(2)弯曲双耳结构铰连，另一端连接外部加载作动器，所述关节轴承安装座(4)经连接装置(5)连接试验件。
8.按照权利要求7所述的直升机桨叶强度试验方法，其特征在于，所述离心力加载装置(1)包括带柄关节轴承(11)、加载连接叉耳(12)、安装轴(13)、安装螺栓(14)、衬套(15)，其中，安装轴13穿过带柄关节轴承(11)，并套接衬套(15)，然后通过安装螺栓(14)穿过挥舞载荷加载装置(2)弯曲双耳结构端部螺孔及关节轴承安装座(4)壁与安装轴(13)内螺纹连接固定，所述加载连接叉耳(12)与带柄关节轴承(11)垂直连接。
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