CN112504589A - 一种直升机复合材料主桨叶翼型段静强度试验***及方法 - Google Patents

一种直升机复合材料主桨叶翼型段静强度试验***及方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于直升机复合材料主桨叶静强度试验领域，涉及一种直升机桨叶翼型段静强度的试验***及方法。本发明直升机桨叶翼型段静强度试验***包括翼型段试验件、加载作动筒、离心作动筒、支柱、力传感器、应变测试仪、疲劳试验台。本发明通过利用疲劳试验台，对翼型段试验件施加离心力，同时通过增设能够测量弯矩的应变测量仪，对翼型段试验件进行四支撑柱支撑和双加载点加载，优化调整试验区间内的弯矩分布，实现在疲劳试验台上对主桨叶翼型的任意区间进行静强度试验加载，解决了需要交替进行疲劳循环载荷加载及静力加载的技术难题，具有较大的实际应用价值。

Description

一种直升机复合材料主桨叶翼型段静强度试验***及方法
技术领域
本发明属于直升机复合材料主桨叶静强度试验领域，涉及一种直升机桨叶翼型段静强度的试验方法。
背景技术
目前，复合材料主桨叶已经广泛应用于各型号直升机，直升机主桨叶翼型段的典型剖面为静强度试验考核的主要部位之一；按照CCAR29R2第573条的要求，在进行复合材料桨叶的损伤容限试验过程中，需要交替的进行疲劳循环载荷加载及静强度加载。目前主桨叶翼型段全尺寸疲劳试验为位移加载激励的共振型试验，始终处于振动状态，不能在试验台上实现静态加载，无法满足需要交替进行疲劳循环载荷加载及静强度加载的要求。而传统的主桨叶翼型段静强度试验方法只能将主桨叶翼型段分成小段，单独建立一个试验台进行试验，基于悬臂梁的加载方式进行加载，无法同时进行全尺寸多剖面试验。
另外，现有技术CN108120592A记载的一种直升机桨叶静强度的试验方法，该发明主要讲述的是基于悬臂梁理论的，针对的是主桨叶根部段的静强度试验方法，由于其主桨叶根部段尺寸小，整体刚度高，能够基于悬臂梁直接使用作动筒加载进行静强度试验，仅能考核桨叶根部连接区域。有别于桨叶根部段，桨叶翼型段尺寸大，整体刚度低，且考核区域为主桨叶整个中部翼型区间，无法基于悬臂梁进行加载，因此现有技术难以在振动疲劳试验台的基础上实现主桨叶翼型段的静强度试验。
发明内容
本发明的目的：
为实现全尺寸主桨叶翼型段损伤容限试验过程中的静强度试验，解决在主桨叶振动疲劳试验安装基础上的无法进行复合材料主桨叶翼型段的静强度试验问题，建立一种直升机复合材料主桨叶翼型段的静强度试验***及方法。
本发明的技术方案：一种直升机桨叶翼型段静强度试验***，其包括翼型段试验件、加载作动筒、离心作动筒、支柱、力传感器、应变测试仪、疲劳试验台，其中，所述翼型段试验件设置在若干支柱上，支柱上设置有力传感器或应变测试仪，翼型段试验件上方设置有加载作动筒和力传感器，翼型段试验件的根部与疲劳试验台弹性支撑端连接，翼型段试验件尖部通过夹具连接力传感器和离心作动筒，再与疲劳试验台连接，其中，翼型段试验件尖部的夹具连接疲劳试验台的偏心轮以实现疲劳试验过程中的位移加载，翼型段试验件静强度试验时，由加载作动筒和离心作动筒分别对翼型段试验件中部和尖部轴向同时进行加载。
所述加载作动筒对翼型段试验件进行加载时，具有两个加载点，且该两个加载点中心在支柱的对称中心线上，两个加载点之间的区域为翼型段的试验区。
所述支柱至少为两对，其中，一对设置力传感器，用于测量压力值，另一对设置应变测试仪，用于同时测量弯矩值和拉力或压力值，且上述支柱均对称设置在支柱下底座上，以在具有离心力载荷下，限定翼型段试验件试验区间并求解试验区间的弯矩。
外侧支柱与翼型段试验件之间设置由上下卡板，该卡板与翼型段试验件外形相匹配并扣住收容翼型段试验件，以给桨叶提供除轴向外的约束。
内侧支柱与翼型段试验件之间设置有下卡板，该下卡板外形与该段翼型段试验件外形相匹配，以提供垂向约束。
所述翼型段试验件与上下卡板之间设置有柔性层，以避免翼型段试验件受损。
一种基于所述的直升机桨叶翼型段静强度试验***的试验方法，其通过利用疲劳试验台，对翼型段试验件施加离心力，同时通过增设能够测量弯矩的应变测量仪，对翼型段试验件进行四支撑柱支撑和双加载点加载，优化调整试验区间内的弯矩分布，实现在疲劳试验台上对主桨叶翼型的任意区间进行静强度试验加载。
所述的直升机桨叶翼型段静强度试验方法，其包括以下步骤：
步骤一：通过分析，确定需要考核的各典型剖面，并计算确定各剖面的试验载荷；
步骤二：在主桨叶翼型段主要剖面粘贴挥舞和摆振应变片，分别施加多级挥舞及摆振载荷，获得挥舞弯矩及摆振弯矩的标定方程；
步骤三：在外侧A、B支柱上粘贴应变片，并标定A、B支柱的轴力(Nay、Nby)及弯矩(Max，May，Maz，Mbx，Mby，Mbz)；
步骤四：将主桨叶安装至疲劳试验台上；安装带桨叶形状夹板的A、B支柱，带桨叶形状支撑面的C、D支柱,且A、B、C、D支柱位置在桨叶扭转轴线上；在翼型段试验件上表面E、F位置安装加载作动筒和力传感器；
步骤五：静强度试验-预加载调试
确定测试剖面，在翼型段试验件上部和尖部用Fy，Fc按比例施加单位载荷，测试A点的Nay，Maz，Max，May；B点的Nby，Mbz，Mbx，Mby；C点Ncy，D点的Ndy，并绘制弯矩图，通过计算确定载荷分布；并通过调整x1,x2,x3,x4,x5的距离，其中，x1＝x5,x2＝x4，实现所需的载荷分布情况：
并使Maz-Nayx1的绝对值小于Maz-Nay(x1+x2)-Ncyx2的绝对值；
并使试验区间内，各剖面设计载荷与测试载荷的比例高于考核剖面设计载荷与测试载荷的比例；
调整支柱ABCD的Z向位置，使得Max，May，Mbx，Mby的数值尽量小；
调整主桨叶的安装角度，实现主桨叶挥舞摆振弯矩的比例；
步骤六：静强度试验测试
逐级按比例加大Fy、Fc载荷，依据公式Maz-Nay(x1+x2)-Ncyx2计算试验区间的弯矩值，满足保载试验要求后卸载；
步骤七：调整测试剖面，重复步骤五-步骤六过程。
本发明的有益效果为：本发明在主桨叶翼型段振动疲劳试验台基础上，实现了全尺寸复合材料主桨叶翼型段损伤容限试验过程中的静强度试验；充分利用现有的试验台离心力加载装置实现离心力加载；采用可调整位置的四支撑柱支撑、双加载点结构，可优化调整试验区间内的弯矩分布，确保试验区间外无弯矩，解决了主桨叶翼型段损伤容限试验过程中需要交替的进行疲劳循环载荷加载及静力加载的技术难题，可广泛的应用于后续各个型号的主桨叶翼型段静强度试验。
附图说明
图1为按照本发明实施例的直升机主桨叶翼型段贴片示意图；
图2为本发明的试验加载示意图；
图3为本发明的试验区间弯矩示意图；
图4为按照本发明实施例的挥舞弯矩示意图；
图5为按照本发明实施例的摆振弯矩示意图，
其中，1-翼型段试验件、2-加载作动筒、3-离心作动筒、4-力传感器、5-应变测试仪、6-支柱下底座、7弹性支撑端、8支持夹具。
具体实施方式
为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，以下结合附图及具体实施例，对本申请作进一步地详细说明。
实施例1：
以某型机主桨叶翼型段静强度试验为例，载荷方向规定：离心力Fc指向桨尖，挥舞弯矩为桨叶上翼面受拉为正，摆振弯矩为桨叶后缘受拉为正。通过分析确定的需要进行考核的剖面如下图1所示的1910，2160，2420，2910，3320等5个剖面，给定的设计载荷如下表1，
表1某型机主桨叶翼型段设计载荷
Figure BDA0002754337830000041
Figure BDA0002754337830000051
本文实施例仅给出2160剖面的实施过程，
在A、B、C、D四个支柱上粘贴应变片，分5级载荷标定A、B支柱的轴力(Nay、Nby)及弯矩(Max，Maz，Mbx，Mbz)的标定方程，在如图1所示的主桨叶翼型段剖面上粘贴应变片，并进行挥舞、摆振弯矩的标定。标定公式如下Y＝Kx+b，上式中Y为轴力N(弯矩N.m)，x为应变片测试的应变值，K，b标定后的拟合系数；主桨叶2160剖面标定系数如下表2。
表2主桨叶标定系数
应变片位置(㎜) 摆振标定系数 挥舞标定系数
2160 0.5050 1.01
设置各支柱与加载点之间的距离x1、x2、x3、x4、x5，本实施例中，x3＝100mm，x2＝x4＝100mm,x1＝x5＝200mm。
在2160剖面主桨叶的摆振挥舞载荷比为2.4644，调整主桨叶初始安装角为67.9度，通过加载作动筒对翼型段试验件中部施加Fy＝-36599N，利用疲劳试验台对翼型段试验件尖部施加离心载荷Fc＝42024N,详见图2本发明的试验加载示意图。
测试获得Nay＝-6350.4N，Maz＝232477.8N，Ncy＝24647.4N，Ndy＝24647.4N，Nby＝-6350N，Mbz＝232477.8N，并绘制获得的试验弯矩图，其中，图4所示给出了翼型段试验件2160剖面的挥舞弯矩示意图，图5给出了翼型段试验件2160剖面的摆振弯矩示意图。
测试2160剖面施加的弯矩与目标弯矩值比较见表3。
表3 2160剖面比较结果
剖面位置Mm 设计载荷30％ 测试弯矩 差距
挥舞N.m -810 -811.4 0.17％
摆振N.m 1996.2 1998.2 0.10％
并注意需要满足以下要求：
1)Maz-Nayx1的绝对值小于Maz-Nay(x1+x2)-Ncyx2，分析结果见表4，以满足试验设计要求。
表4挥舞摆振对比
剖面位置Mm |M<sub>az</sub>-N<sub>ay</sub>x<sub>1</sub>| |M<sub>az</sub>-N<sub>ay</sub>(x<sub>1</sub>+x<sub>2</sub>)-N<sub>cy</sub>x<sub>2</sub>| 符合情况
挥舞弯矩N.m 565.3 811.4 符合
摆振弯矩N.m 1392.1 1998.2 符合
2)试验区间内，各剖面设计载荷与测试载荷的比例应高于考核剖面(2160mm)设计载荷与测试载荷的比例，使得非试验区间测试载荷低于设计载荷，分析结果见表5，分析结果符合要求。
表5弯矩设计值与测试值比较表
剖面位置Mm 1920mm 2160mm 2420mm 符合情况
挥舞弯矩设计值/测试值 3.4415 3.3275 3.6562 符合
摆振弯矩设计值/测试值 4.0900 3.3298 4.7488 符合
逐级按比例加大Fy、Fc载荷，达到表1所示的试验载荷值(此时Fc＝140082N，Fy＝121996N)，满足保载试验要求后卸载。
如不满足试验要求，则调整各支柱与加载点之间的距离x1、x2、x3、x4、x5，重新进行加载试验，直至满足试验设计要求。
综上所述，本发明针对主桨叶翼型段的静强度试验采用可调整位置的四支撑柱支撑、双加载点结构，可优化调整试验区间内的弯矩分布，对主桨叶翼型的任意区间进行试验加载；可直接在现有的振动疲劳试验台基础上改装，不需建立单独试验台，在振动疲劳试验台基础上、引入基于四点弯曲试验方法设计的试验加载及约束方式，实现全尺寸复合材料主桨叶翼型段损伤容限试验过程中的静强度试验，相对于现有技术具有显著的技术进步和较大的实际应用价值。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内，另外，本发明未详尽部分均为常规技术。

Claims (8)

1.一种直升机桨叶翼型段静强度试验***，其特征在于，包括翼型段试验件、加载作动筒、离心作动筒、支柱、力传感器、应变测试仪、疲劳试验台，其中，所述翼型段试验件设置在若干支柱上，支柱上设置有力传感器或应变测试仪，翼型段试验件上方设置有加载作动筒和力传感器，翼型段试验件的根部与疲劳试验台弹性支撑端连接，翼型段试验件尖部通过夹具连接力传感器和离心作动筒，再与疲劳试验台连接，其中，翼型段试验件尖部的夹具连接疲劳试验台的偏心轮以实现疲劳试验过程中的位移加载，翼型段试验件静强度试验时，由加载作动筒和离心作动筒分别对翼型段试验件中部和尖部轴向同时进行加载。
2.根据权利要求1所述的直升机桨叶翼型段静强度试验***，其特征在于，所述加载作动筒对翼型段试验件进行加载时，具有两个加载点，且该两个加载点中心在支柱的对称中心线上。
3.根据权利要求1所述的直升机桨叶翼型段静强度试验***，其特征在于，其中，所述支柱至少为两对，其中，一对设置力传感器，另一对设置应变测试仪，且上述支柱均对称设置在支柱下底座上。
4.根据权利要求1所述的直升机桨叶翼型段静强度试验***，其特征在于，外侧支柱与翼型段试验件之间设置由上下卡板，该卡板与翼型段试验件外形相匹配并扣住收容翼型段试验件。
5.根据权利要求1所述的直升机桨叶翼型段静强度试验***，其特征在于，内侧支柱与翼型段试验件之间设置有下卡板，该下卡板外形与该段翼型段试验件外形相匹配。
6.根据权利要求1所述的直升机桨叶翼型段静强度试验***，其特征在于，所述翼型段试验件与上下卡板之间设置有柔性层。
7.一种基于根据权利要求1至6任一项所述的直升机桨叶翼型段静强度试验***的试验方法，其特征在于，通过利用疲劳试验台，对翼型段试验件施加离心力，同时通过增设能够测量弯矩的应变测量仪，对翼型段试验件进行四支撑柱支撑和双加载点加载，优化调整试验区间内的弯矩分布，实现在疲劳试验台上对主桨叶翼型的任意区间进行静强度试验加载。
8.根据权利要求7所述的直升机桨叶翼型段静强度试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：通过分析，确定需要考核的各典型剖面，各剖面的试验载荷；
步骤二：在主桨叶翼型段主要剖面粘贴挥舞和摆振应变片，分别施加多级挥舞及摆振载荷，获得挥舞弯矩及摆振弯矩的标定方程；
步骤三：在A、B支柱上粘贴应变片，并标定A、B支柱的轴力(Nay、Nby)及弯矩(Max，May，Maz，Mbx，Mby，Mbz)；
步骤四：将主桨叶安装至疲劳试验台上；安装带桨叶形状夹板的A、B支柱，带桨叶形状支撑面的C、D支柱,且A、B、C、D支柱位置在桨叶扭转轴线上；在翼型段试验件上表面E、F位置安装加载作动筒和力传感器；
步骤五：静强度试验-预加载调试
确定测试剖面，在翼型段试验件上部和尖部用Fy，Fc按比例施加单位载荷，测试A点的Nay，Maz，Max，May；B点的Nby，Mbz，Mbx，Mby；C点Ncy，D点的Ndy，并绘制弯矩图，通过计算确定载荷分布；并通过调整x1,x2,x3,x4,x5的距离，其中，x1＝x5,x2＝x4，实现所需的载荷分布情况：
并使Maz-Nayx1的绝对值小于Maz-Nay(x1+x2)-Ncyx2的绝对值；
并使试验区间内，各剖面设计载荷与测试载荷的比例高于考核剖面设计载荷与测试载荷的比例；
调整ABCD的Z向位置，使得Max，May，Mbx，Mby的数值尽量小；
调整主桨叶的安装角度，实现主桨叶挥舞摆振弯矩的比例；
步骤六：静强度试验测试
逐级按比例加大Fy、Fc载荷，依据公式Maz-Nay(x1+x2)-Ncyx2计算试验区间的弯矩值，满足保载试验要求后卸载；
步骤七：调整测试剖面，重复步骤五-步骤六过程。
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