CN114112348A - 一种直升机复合材料尾段缺陷容限试验验证方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种直升机复合材料尾段缺陷容限试验验证方法，包括：模拟复合材料尾段在制造过程产生的不可检测制造缺陷；模拟复合材料尾段在使用过程中产生的低能量冲击损伤；在复合材料尾段贴应变片；将复合材料尾段安装在过渡段假件上；在复合材料尾段的尾梁上选择应力小的位置施加侧向和垂向载荷；在复合材料尾段的平尾气动中心位置施加平尾气动载荷；在复合材料尾段的尾桨毂中心施加侧向和垂向载荷；开展第一阶段疲劳试验和极限载荷验证试验；基于第二冲击能量对复合材料尾段各框连接区的蒙皮进行冲击损伤；开展第二阶段疲劳试验和剩余强度验证试验。

Description

一种直升机复合材料尾段缺陷容限试验验证方法
技术领域
本发明属于直升机结构疲劳设计技术领域，尤其涉及一种直升机复合材料尾段缺陷容限试验验证方法。
背景技术
对于民用直升机来说，直升机关重件采用了新材料、新工艺，其需进行相关试验验证，且满足CCAR-29-R1《运输类旋翼航空器适航规定》的相关条款及FAA AC20-107B“复合材料飞机结构”相关验证要求。
为满足CCAR-29-R1《运输类旋翼航空器适航规定》的相关条款及FAA AC20-107B“复合材料飞机结构”相关验证要求，复合材料尾段作为直升机典型关重件，构成直升机尾段疲劳损伤的载荷以飞行状态的变化和飞行起落的地-空-地循环引起的低周疲劳载荷为主，在尾段疲劳试验过程中连续施尾段地面状态→空中状态→地面状态就构成了一个地空地载荷循环，直升机尾段在工作中承受尾桨载荷、平尾载荷、惯性载荷等，试验载荷较难模拟。
因此，本发明在上述要求的基础上，提出一种复合材料尾段作缺陷容限试验验证方法。
发明内容
针对上述技术问题，本发明提供了一种直升机复合材料尾段缺陷容限试验验证方法，所述方法包括：
模拟复合材料尾段在制造过程产生的不可检测制造缺陷；
模拟所述复合材料尾段在使用过程中产生的低能量冲击损伤；
在所述复合材料尾段贴应变片；其中，所述应变片用于测量所述复合材料尾段的应变；
将所述复合材料尾段安装在过渡段假件上；其中，所述过渡段假件安装在承力墙上；
在所述复合材料尾段的尾梁上选择应力小的位置施加侧向和垂向载荷；在所述复合材料尾段的平尾气动中心位置施加平尾气动载荷；在所述复合材料尾段的尾桨毂中心施加侧向和垂向载荷；
开展第一阶段疲劳试验和极限载荷验证试验。
优选地，所述方法还包括：
基于第二冲击能量对所述复合材料尾段各框连接区的蒙皮进行冲击损伤；
开展第二阶段疲劳试验和剩余强度验证试验。
优选地，所述第一阶段疲劳试验用于确定所述复合材料尾段的缺陷容限安全寿命，所述极限载荷验证试验用于验证所述复合材料尾段的极限载荷静强度。
优选地，所述第二阶段疲劳试验用于确定所述复合材料尾段的缺陷检查周期，所述剩余强度验证试验用于验证所述复合材料尾段的限制载荷静强度。
优选地，所述模拟复合材料尾段在制造过程产生的不可检测制造缺陷，包括：
基于有限元仿真的应力计算结果，确定所述复合材料尾段的蒙皮的高应力区域；
在所述蒙皮的高应力区域预制不可检测制造缺陷；其中，所述不可检测制造缺陷包括分层缺陷。
优选地，所述模拟所述复合材料尾段在使用过程中产生的低能量冲击损伤，包括：
基于冲击能量标定试验确定第一冲击能量和第二冲击能量；
基于所述第一冲击能量对所述复合材料尾段各框连接区的蒙皮进行冲击损伤。
优选地，所述基于冲击能量标定试验确定第一冲击能量和第二冲击能量，包括：
基于对所述蒙皮进行目视勉强可见冲击凹坑，获得所述第一冲击能量；
基于对所述蒙皮进行目视明显可见冲击凹坑，获得所述第二冲击能量。
优选地，所述在所述复合材料尾段贴应变片，包括：
在平尾斜撑杆杆体中央贴“T”字形轴力片，在斜梁和尾梁对接接头、尾梁贴应变片；其中，所述轴力片用于测量所述撑杆的拉力。
本发明的有益技术效果：
本发明提出直升机尾段结构疲劳试验验证方法，可以指导尾段预制缺陷，真实模拟直升机尾段受载和约束方式，通过试验验证，评定出直升机尾段安全寿命和检查周期。在今后型号研制、生产、制造验收准则等均有借鉴价值。
附图说明
图1是本发明实施例提供的尾段疲劳试验加载示意图；
图2是本发明实施例提供的制造缺陷和冲击损伤在有限元模型中的相对位置示意图；
图3是本发明实施提供的尾梁制造缺陷位置示意图；
图4是本发明实施提供的左、右壁板制造缺陷示意图；
图5是本发明实施例提供的尾段疲劳试验件冲击损伤位置示意图。
具体实施方式
请参阅图1-5，本发明提出一种直升机复合材料尾段缺陷容限试验验证方法。该方案可以指导尾段预制缺陷，设计尾段试验方案，真实模拟直升机尾段受载和约束方式，通过试验验证，可评定出直升机尾段安全寿命和检查周期。
本发明提供了一种直升机复合材料尾段缺陷容限试验验证方法，包括：模拟复合材料尾段在制造过程产生的不可检测制造缺陷；模拟复合材料尾段在使用过程中产生的低能量冲击损伤；在复合材料尾段贴应变片；将复合材料尾段安装在过渡段假件上。
其中，在复合材料尾段的尾梁上选择应力小的位置施加侧向和垂向载荷；在复合材料尾段的平尾气动中心位置施加平尾气动载荷；在复合材料尾段的尾桨毂中心施加侧向和垂向载荷；开展第一阶段疲劳试验和极限载荷验证试验；基于第二冲击能量对复合材料尾段各框连接区的蒙皮进行冲击损伤；开展第二阶段疲劳试验和剩余强度验证试验。
实施例
1.模拟复合材料尾段在制造过程产生的不可检测制造缺陷。
在本申请实施例中，根据有限元仿真结果，在复合材料尾段平台壁板蒙皮脱粘、左右壁板内蒙皮脱粘、中段右侧板件外蒙皮脱粘，在该区域的高应力区布置分层缺陷，分层面积应覆盖大部分生产制造的缺陷。
2.模拟复合材料尾段使用过程中产生的低能量冲击损伤。
在本申请实施例中，首先在相同厚度相同材料的复合材料典型铺层平板件上进行冲击能量标定试验，获取冲击能量1使蒙皮目视勉强可见BVID冲击凹坑(凹坑深度约0.6mm)、冲击能量2使蒙皮目视明显可见CVID冲击凹坑(凹坑深度约1.0mm)，随后采用能量1对尾段疲劳及缺陷容限试验件进行冲击损伤，在尾段传动平台安装框；左侧壁板两框之间；右侧壁板两框之间；中段左侧板件；底部蒙皮两框之间，斜梁左壁板两肋之间开展冲击试验，冲击头建议使用φ16mm的半圆头。
3.在复合材料尾段贴应变片测量复合材料尾段应变，平尾斜撑杆杆体中央贴“T”字形轴力片测撑杆拉力，斜梁和尾梁对接接头、尾梁贴应变片测应变。
4.将复合材料尾段试验件安装在过渡段假件上，过渡段假件安装在承力墙上，避免试验件和承力墙直接连接因刚度不匹配导致尾段1框附近试验的应力水平不真实。
5.在尾梁上选择应力水平较低的位置施加侧向、垂向载荷；在平尾气动中心位置施加平尾气动载荷；在尾桨毂中心施加侧向、垂向载荷，各试验载荷同步协调加载，使试验状态尾梁的应力分布、应力大小与真实飞行状态基本一致(误差在5％以内)。
6.开展第一阶段试验(缺陷安全寿命验证阶段)，完成安全寿命指标的考核，要求存在的初始缺陷无明显可检扩展。
7.开展极限载荷验证试验。
在本申请实施例中，逐级加载试验载荷，加载到限制载荷，保载30秒后卸载至0，再逐级加载到极限载荷(1.5倍限制载荷)，保载3秒后卸载至0，检查(目视或敲击检查)尾段结构，重点检查预制缺陷区及冲击损伤区、尾1框连接螺栓拧紧力矩、斜梁与尾梁对接接头，如出现裂纹、分层、缺陷扩展等情况。
8.采用能量2对尾段疲劳及缺陷容限试验件进行冲击损伤。
在一种可行的实施方式中，在尾段传动平台安装框；左侧壁板两框之间；右侧壁板两框之间；中段左侧板件；底部蒙皮两框之间，斜梁左壁板两肋之间开展冲击试验。
9.开展第二阶段试验(检查周期验证阶段)。
其中，完成检查周期寿命考核，要求CVID缺陷无明显可检扩展，获得尾段结构的检查周期；当发现CVID缺陷扩展，则需要进行限制载荷验证试验，验证尾段结构的剩余强度。
10.开展剩余强度验证试验。
在一种可行的实施方式中，逐级加载试验载荷，加载到限制载荷，保载30秒后卸载至0，检查(目视或敲击检查)尾段结构，重点检查预制缺陷区及冲击损伤区、尾1框连接螺栓拧紧力矩、斜梁与尾梁对接接头，如出现裂纹、分层、缺陷扩展等情况。
11.试验过程中定期对试验件预置缺陷和冲击损伤位置进行无损检查，确保在试验过程中缺陷无扩展，满足试验要求。
需要说明的是，本发明的核心点是直升机尾段试验载荷加载点位置确定方法和直升机尾段缺陷模拟。
此外，本发明提出直升机尾段结构疲劳试验验证方法，该方案可以指导尾段预制缺陷，真实模拟直升机尾段受载和约束方式，通过试验验证，评定出直升机尾段安全寿命和检查周期。在今后型号研制、生产、制造验收准则等均有借鉴价值。

Claims (8)

1.一种直升机复合材料尾段缺陷容限试验验证方法，其特征在于，所述方法包括：
模拟复合材料尾段在制造过程产生的不可检测制造缺陷；
模拟所述复合材料尾段在使用过程中产生的低能量冲击损伤；
在所述复合材料尾段贴应变片；其中，所述应变片用于测量所述复合材料尾段的应变；
将所述复合材料尾段安装在过渡段假件上；其中，所述过渡段假件安装在承力墙上；
在所述复合材料尾段的尾梁上选择应力小的位置施加侧向和垂向载荷；在所述复合材料尾段的平尾气动中心位置施加平尾气动载荷；在所述复合材料尾段的尾桨毂中心施加侧向和垂向载荷；
开展第一阶段疲劳试验和极限载荷验证试验。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
基于第二冲击能量对所述复合材料尾段各框连接区的蒙皮进行冲击损伤；
开展第二阶段疲劳试验和剩余强度验证试验。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一阶段疲劳试验用于确定所述复合材料尾段的缺陷容限安全寿命，所述极限载荷验证试验用于验证所述复合材料尾段的极限载荷静强度。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述第二阶段疲劳试验用于确定所述复合材料尾段的缺陷检查周期，所述剩余强度验证试验用于验证所述复合材料尾段的限制载荷静强度。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述模拟复合材料尾段在制造过程产生的不可检测制造缺陷，包括：
基于有限元仿真的应力计算结果，确定所述复合材料尾段的蒙皮的高应力区域；
在所述蒙皮的高应力区域预制不可检测制造缺陷；其中，所述不可检测制造缺陷包括分层缺陷。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述模拟所述复合材料尾段在使用过程中产生的低能量冲击损伤，包括：
基于冲击能量标定试验确定第一冲击能量和第二冲击能量；
基于所述第一冲击能量对所述复合材料尾段各框连接区的蒙皮进行冲击损伤。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述基于冲击能量标定试验确定第一冲击能量和第二冲击能量，包括：
基于对所述蒙皮进行目视勉强可见冲击凹坑，获得所述第一冲击能量；
基于对所述蒙皮进行目视明显可见冲击凹坑，获得所述第二冲击能量。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述在所述复合材料尾段贴应变片，包括：
在平尾斜撑杆杆体中央贴“T”字形轴力片，在斜梁和尾梁对接接头、尾梁贴应变片；其中，所述轴力片用于测量所述撑杆的拉力。
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