CN114112267B - 一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法，包括以下步骤：根据直升机全动平尾组件的实际破坏模式，选择疲劳危险部位设置应变片，并在全动平尾上设置加速度传感器；全动平尾安装在机上接头假件上，机上接头假件利用夹具固定在试验台上，所述机上接头假件满足模拟真实装机边界条件；振动疲劳试验中采用循环加载的方式，编制振动疲劳试验载荷加载过程，其中，每个循环包括：振动载荷持续→常规疲劳载荷施加→常规疲劳载荷稳定→常规疲劳载荷卸载→振动载荷持续；振动疲劳试验前对全动平尾组件初始质量进行检查，同时采用预设幅值进行扫频试验，对试验件安装的初始动特性进行检测；根据编制的振动疲劳试验载荷谱进行全动平尾组件振动疲劳试验。
Description
技术领域
本发明涉及直升机结构强度试验领域，特别涉及一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法。
背景技术
直升机平尾结构在飞行过程中承受着复杂的气动交变载荷和结构振动载荷，由常规疲劳叠加结构本体共振导致的振动疲劳破坏故障在近年国内多型直升机上频发，较多出现在次承力的、有局部共振的结构上，严重影响直升机平台结构安全。针对直升机全动平尾疲劳破坏的常规疲劳试验验证技术在工程上已较为成熟，建立了普适性的试验方法和规范化的试验步骤：GJB720.6A-2012详细介绍了疲劳试验验证方法，通过疲劳试验可获得结构疲劳薄弱部位和结构使用寿命。
然而目前国内直升机全动平尾常规疲劳试验仍未能考虑平尾复杂振动环境，验证中无法验证结构固有特性与振动环境的相互作用；常规疲劳试验是利用多点协调加力***来验证结构疲劳寿命，而振动试验则是以振动台作为基础激励来考核结构振动耐久性，二者并未有机融合，无法获知结构在局部共振叠加疲劳载荷作用下的寿命情况。
发明内容
本发明的目的是：本发明的目的是提供一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法，满足对平尾同时施加振动基础激励和疲劳载荷，以获取结构的振动疲劳危险部位和验证结构振动疲劳寿命。
第一方面，本发明提供一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法，包括以下步骤：
根据直升机全动平尾组件的实际破坏模式，选择疲劳危险部位设置应变片，并在全动平尾上设置加速度传感器；
全动平尾安装在机上接头假件上，机上接头假件利用夹具固定在试验台上，所述机上接头假件满足模拟真实装机边界条件；
振动疲劳试验中采用循环加载的方式，编制振动疲劳试验载荷加载过程，其中，每个循环包括：振动载荷持续→常规疲劳载荷施加→常规疲劳载荷稳定→常规疲劳载荷卸载→振动载荷持续；
振动疲劳试验前对全动平尾组件初始质量进行检查，同时采用预设幅值进行扫频试验，对试验件安装的初始动特性进行检测；
根据编制的振动疲劳试验载荷谱进行全动平尾组件振动疲劳试验。
具体的，所述振动载荷持续的过程具体为：通过振动台施加振动激励，使全动平尾产生稳定振动响应。
具体的，所述常规疲劳载荷施加的过程具体为：通过液压作动筒对全动平尾施加模拟气动载荷的常规疲劳载荷。
具体的，所述常规疲劳载荷稳定的过程具体为：使在加载常规疲劳载荷后，响应波形稳定。
具体的，所述常规疲劳载荷卸载的过程具体为：将液压作动筒施加的常规疲劳载荷幅值减小到零。
具体的，所述振动载荷持续的过程具体为：常规疲劳载荷卸载后，振动载荷仍然持续加载；
振动疲劳试验中，每个循环中的常规疲劳载荷的确定方法为：
计算全动平尾全部典型低周疲劳工况下的气动分布载荷，取最危险载荷进行覆盖；在全动平尾表面选取多个对称均分加载点，将分布载荷折算为加载点的集中载荷。
具体的，所述振动疲劳试验中，每个循环中的振动载荷的确定方法为：通过飞行实测振动数据编制危险部位损伤等效的振动载荷谱，该振动载荷谱由4个定频激励组成。
综上所述，本发明提供了一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法，解决了直升机全动平尾振动疲劳试验的问题。
附图说明
图1为本申请提供的一种全动平尾的结构示意图；
图2为本申请提供的一种全动平尾振动疲劳试验载荷谱的示意图；
图3为本申请提供的一种试验台以及全动平尾试验件的结构示意图；
图4为本申请提供的另一种全动平尾的结构示意图；
其中，1-全动平尾、2-机上接头假件、3-液压作动筒、4-钢丝绳、5-橡皮绳、6-振动台。
具体实施方式
实施例一
如图1-4所示，本申请提供一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法，包括以下步骤：
步骤101：根据直升机全动平尾1的实际破坏模式，选择疲劳危险部位设置应变片，并在全动平尾上设置加速度传感器；
步骤102：全动平尾安装在机上接头假件2上，机上接头假件固定在振动台6上，所述机上接头假件满足模拟真实装机边界条件；
其中，所述真实装机边界条件以结构固有频率、振型以及振动响应的一致性作为动力学边界条件设计和模拟的首要原则，将全动平尾的模态前三阶振型误差最小作为设计目标，以其真实的固有频率作为约束条件，通过改变影响边界结构刚度和质量等特性的参数数值，对全动平尾组件进行支持边界模拟。
步骤103：振动疲劳试验中采用循环加载的方式，编制振动疲劳试验载荷加载过程，其中，每个循环包括：振动载荷持续→常规疲劳载荷施加→常规疲劳载荷稳定→常规疲劳载荷卸载→振动载荷持续；
具体的，所述振动载荷持续为：通过振动台施加振动激励，使全动平尾产生稳定振动响应；
所述常规疲劳载荷施加为：通过液压作动筒对全动平尾施加模拟气动载荷的常规疲劳载荷；
所述常规疲劳载荷稳定为：使在加载常规疲劳载荷后，响应波形稳定；
所述常规疲劳载荷卸载为：将液压作动筒施加的常规疲劳载荷幅值减小到零；
所述振动疲劳载荷持续为：常规疲劳载荷卸载后，振动载荷仍然持续加载。
需要说明的是，根据直升机全动平尾在实际使用环境中同时承受高应力水平低周疲劳载荷叠加高频振动载荷的特点，因此，本申请采用循环加载的方式。
步骤104：振动疲劳试验前对全动平尾组件初始质量进行检查，同时采用预设幅值进行扫频试验，对试验件安装的初始动特性进行检测；
步骤105：根据编制的振动疲劳试验载荷谱进行全动平尾组件振动疲劳试验。
进一步地，所述振动疲劳试验中，每个循环中的常规疲劳载荷的确定方法为：
计算全动平尾全部典型低周疲劳工况下的气动分布载荷，取最危险载荷进行覆盖；在全动平尾表面选取多个对称均分加载点，将分布载荷折算为加载点的集中载荷。
进一步地，所述振动疲劳试验中，每个循环中的振动载荷的确定方法为：
通过飞行实测振动数据编制危险部位损伤等效的振动载荷谱，该振动载荷谱由4个定频激励组成。振动载荷与常规疲劳载荷的时域波形示意图参见图2所示。
进一步地，所述振动疲劳试验中，振动载荷调整方法为：
先按确定的振动疲劳载荷谱完成设定次数的循环，振动载荷持续时间共计N小时；循环次数完成后，如果没有达到失效判据，则对载荷进行调整，将振动载荷进行升级，并增加循环次数，继续进行循环试验，直至试验件破坏。
进一步地，所述振动疲劳试验中，要求每完成不超过500次循环检查试验件的损伤情况，检查时应先记录频响曲线图再停止激励，对重点***位合页安装组件连接区进行目视和敲击检查，同时进行扫频试验，记录并检测频率变化。
进一步地，所述试验台包括所述夹具、加载装置、水平滑台以及振动台；其中，所述夹具固定在水平滑台上，加载装置的加载连杆对称布设在所述全动平尾的两侧的加载点上，通过振动台驱动水平滑台振动，以通过加载连杆对加载点施加振动载荷。
进一步地，所述疲劳危险部位包括接头和加强肋部位；所述加速度传感器包括加速度响应传感器和加速度控制传感器，加速度响应传感器在全动平尾前后端对称不设，加速度控制传感器在安装接头区域对称布设。
实施例二
本申请还提供一种计算机，包括处理器、存储器以及存储在所述存储器上的计算机程序，计算机程序被处理器执行时，实现所述直升机全动平尾振动疲劳试验验证方法的步骤。
实施例三
本申请还一种计算机可读存储介质，所述可读存储介质中存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时，实现所述直升机全动平尾振动疲劳试验验证方法的步骤。
综上所述，本发明提供了一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法，解决了直升机全动平尾振动疲劳试验的问题。
Claims (6)
1.一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
根据直升机全动平尾组件的实际破坏模式，选择疲劳危险部位设置应变片，并在全动平尾上设置加速度传感器；
全动平尾安装在机上接头假件上，机上接头假件利用夹具固定在试验台上，所述机上接头假件满足模拟真实装机边界条件；真实装机边界条件以结构固有频率、振型以及振动响应的一致性作为动力学边界条件设计和模拟的首要原则，将全动平尾的模态前三阶振型误差最小作为设计目标，以其真实的固有频率作为约束条件，通过改变影响边界结构刚度和质量特性的参数数值，对全动平尾组件进行支持边界模拟；
振动疲劳试验中采用循环加载的方式，编制振动疲劳试验载荷加载过程，其中，每个循环包括：振动载荷持续→常规疲劳载荷施加→常规载荷稳定→常规疲劳载荷卸载→振动载荷持续；
振动疲劳试验前对全动平尾组件初始质量进行检查，同时采用预设幅值进行扫频试验，对试验件安装的初始动特性进行检测；
根据编制的振动疲劳试验载荷谱进行全动平尾组件振动疲劳试验；
所述振动疲劳试验中，每个循环中的常规疲劳载荷的确定方法为：
计算全动平尾全部典型低周疲劳工况下的气动分布载荷，取最危险载荷进行覆盖；在全动平尾表面选取多个对称均分加载点，将分布载荷折算为加载点的集中载荷；
所述振动疲劳试验中，每个循环中的振动载荷的确定方法为：通过飞行实测振动数据编制危险部位损伤等效的振动载荷谱，该振动载荷谱由4个定频激励组成；
所述振动疲劳试验中，振动载荷调整方法为：
先按确定的振动疲劳载荷谱完成设定次数的循环，振动载荷持续时间共计N小时；循环次数完成后，如果没有达到失效判据，则对载荷进行调整，将振动载荷进行升级，并增加循环次数，继续进行循环试验，直至试验件破坏；
所述振动疲劳试验中，要求每完成不超过500次循环检查试验件的损伤情况，检查时先记录频响曲线图再停止激励，对重点***位合页安装组件连接区进行目视和敲击检查，同时进行扫频试验，记录并检测频率变化；
所述试验台包括所述夹具、加载装置、水平滑台以及振动台；其中，所述夹具固定在水平滑台上，加载装置的加载连杆对称布设在所述全动平尾的两侧的加载点上，通过振动台驱动水平滑台振动，以通过加载连杆对加载点施加振动载荷；
所述疲劳危险部位包括接头和加强肋部位；所述加速度传感器包括加速度响应传感器和加速度控制传感器，加速度响应传感器在全动平尾前后端对称布设，加速度控制传感器在安装接头区域对称布设。
2.根据权利要求1所述的直升机全动平尾振动疲劳试验方法，其特征在于，所述振动载荷持续的过程具体为：通过振动台施加振动激励，使全动平尾产生稳定振动响应。
3.根据权利要求1所述的直升机全动平尾振动疲劳试验方法，其特征在于，所述常规疲劳载荷施加的过程具体为：通过液压作动筒对全动平尾施加模拟气动载荷的常规疲劳载荷。
4.根据权利要求1所述的直升机全动平尾振动疲劳试验方法，其特征在于，所述常规载荷稳定的过程具体为：使在加载常规疲劳载荷后，响应波形稳定。
5.根据权利要求1所述的直升机全动平尾振动疲劳试验方法，其特征在于，所述常规疲劳载荷卸载的过程具体为：将液压作动筒施加的常规疲劳载荷幅值减小到零。
6.根据权利要求1所述的直升机全动平尾振动疲劳试验方法，其特征在于，所述振动疲劳载荷持续的过程具体为：常规疲劳载荷卸载后，振动载荷仍然持续加载。
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