[發明專利]一種直升機機身整流罩振動疲勞試驗驗證方法

有效

• 申請號: 202011020414.2
• 申請日: 2020-09-25
• 公開（公告）號: CN112179595B
• 公開（公告）日: 2022-06-21
• 發明（設計）人: 何丁妮;崔韋;陶憲斌
• 申請（專利權）人: 中國直升機設計研究所
• 主分類號: G01M7/02
• 分類號: G01M7/02;G01M13/00;B64F5/60
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王世磊

本發明公開了一種直升機機身整流罩振動疲勞試驗驗證方法，包括在機身整流罩上布設測量設備、機身整流罩支持邊界模擬；振動疲勞試驗載荷譜編制；試驗前檢查；進行振動疲勞試驗，并在試驗過程中保證周期檢查；試驗終止后檢查，確定結構振動疲勞危險部位和振動疲勞壽命。本發明提供了整流罩件振動疲勞試驗載荷譜的編制方法、試驗加載方法以及試驗操作過程。針對直升機機身整流罩結構，根據其動力學特性及復雜振動載荷環境分布特性，通過基于固有頻率、振型以及振動響應的多目標參數優化分析，完成支持邊界設計；本發明方法能通過試驗驗證結構件的振動疲勞破壞危險部位和壽命，保證直升機結構振動疲勞安全。

技術領域

本發明涉及直升機結構強度試驗領域，特別涉及一種直升機機身整流罩振動疲勞試驗驗證方法。

背景技術

直升機結構在飛行過程中承受著復雜的氣動交變載荷和結構振動載荷，由常規疲勞疊加結構本體共振導致的振動疲勞破壞故障在近年國內多型直升機上頻發，較多出現在次承力的、有局部共振的結構上，嚴重影響直升機平臺結構安全。針對直升機整流罩疲勞破壞的疲勞試驗驗證和針對結構振動環境破壞的振動試驗驗證技術在工程上已較為成熟，建立了普適性的試驗方法和規范化的試驗步驟：GJB720.6A-2012詳細介紹了疲勞試驗驗證方法，通過疲勞試驗可獲得結構疲勞薄弱部位和結構使用壽命；GJB150.16A-2009詳細介紹了振動環境試驗方法，通過振動環境試驗可對結構的使用壽命進行考核。

然而目前國內直升機結構強度試驗仍是疲勞試驗與振動試驗脫節，疲勞試驗是利用多點協調加力系統來驗證結構疲勞壽命，而振動試驗則是以振動臺作為基礎激勵來考核結構振動耐久性，二者并未有機融合，無法獲知結構在局部共振疊加疲勞載荷作用下的壽命情況。

發明內容

本發明的目的是提供一種直升機機身整流罩振動疲勞試驗驗證方法，滿足對整流罩件同時施加振動基礎激勵和疲勞載荷，以獲取結構的振動疲勞危險部位和驗證結構振動疲勞壽命。

為了實現上述任務，本發明采用以下技術方案：

一種直升機機身整流罩振動疲勞試驗驗證方法，包括以下步驟：

根據直升機機身整流罩組件的實際破壞模式，選擇疲勞危險部位設置應變片，并在機身整流罩上設置加速度傳感器；

機身整流罩安裝在斜梁假件上，斜梁假件再通過夾具固定在試驗臺上，通過夾具模擬真實裝機邊界條件；以結構固有頻率、振型以及振動響應的一致性作為動力學邊界條件設計和模擬的首要原則，將機身整流罩的模態前三階振型誤差最小作為設計目標，以其真實的固有頻率作為約束條件，通過改變影響邊界結構剛度和質量等特性的參數數值，對機身整流罩組件進行支持邊界模擬；

根據直升機機身整流罩組件在實際使用環境中同時承受高應力水平低周疲勞載荷疊加高頻振動載荷的特點，振動疲勞試驗中采用循環加載的方式，建立振動疲勞試驗載荷譜；其中每個循環包括：振動載荷持續→常規疲勞載荷施加→常規疲勞載荷穩定→常規疲勞載荷卸載→振動載荷持續；

振動疲勞試驗前對機身整流罩組件初始質量進行檢查，同時采用合適的幅值進行掃頻試驗，對試驗件安裝的初始動特性進行檢測；

根據編制的振動疲勞試驗載荷譜進行機身整流罩組件振動疲勞試驗。

進一步地，所述振動疲勞試驗中，低周疲勞載荷的確定方法為：

計算機身整流罩全部典型低周疲勞工況下的氣動分布載荷，取最危險載荷進行覆蓋；在機身整流罩表面選取多個個對稱均分加載點，將分布載荷折算為加載點的集中載荷。

進一步地，所述振動疲勞試驗中，振動載荷的確定方法為：

通過A_T＝A_D/(t/4)^1/6可確定振動載荷的試驗幅值，其中A_T為實際試驗幅值，A_D為規定試驗幅值，t為軸向實際試驗持續時間。