[發明專利]一種直升機復合材料主槳葉翼型段靜強度試驗系統及方法

有效

• 申請號: 202011200064.8
• 申請日: 2020-10-30
• 公開（公告）號: CN112504589B
• 公開（公告）日: 2023-08-04
• 發明（設計）人: 李良操;孫秀文;劉志芳;徐海斌;張文迪
• 申請（專利權）人: 哈爾濱飛機工業集團有限責任公司
• 主分類號: G01M7/02
• 分類號: G01M7/02;B64F5/60
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 張毓靈

1.一種直升機槳葉翼型段靜強度試驗系統，其特征在于，包括翼型段試驗件、加載作動筒、離心作動筒、支柱、力傳感器、應變測試儀、疲勞試驗臺，其中，所述翼型段試驗件設置在4個支柱上，支柱上設置有力傳感器或應變測試儀，翼型段試驗件上方設置有加載作動筒和力傳感器，翼型段試驗件的根部與疲勞試驗臺彈性支撐端連接，翼型段試驗件尖部通過夾具連接力傳感器和離心作動筒，再與疲勞試驗臺連接，其中，翼型段試驗件尖部的夾具連接疲勞試驗臺的偏心輪以實現疲勞試驗過程中的位移加載，翼型段試驗件靜強度試驗時，由加載作動筒和離心作動筒分別對翼型段試驗件中部和尖部軸向同時進行加載；

所述加載作動筒對翼型段試驗件進行加載時，具有兩個加載點，且該兩個加載點中心在支柱的對稱中心線上,兩個加載點之間的區域為翼型段的試驗區；

對翼型段試驗件進行四支撐柱支撐和雙加載點加載，優化調整試驗區間內的彎矩分布，實現在疲勞試驗臺上對主槳葉翼型的任意區間進行靜強度試驗加載；

進行試驗時，在主槳葉翼型段主要剖面粘貼揮舞和擺振應變片，分別施加多級揮舞及擺振載荷，獲得揮舞彎矩及擺振彎矩的標定方程；在A、B支柱上粘貼應變片，并標定A、B支柱的軸力(N_ay、N_by)及彎矩(M_ax，M_ay，M_az，M_bx，M_by，M_bz)；將主槳葉安裝至疲勞試驗臺上；安裝帶槳葉形狀夾板的A、B支柱，帶槳葉形狀支撐面的C、D支柱,且A、B、C、D支柱位置在槳葉扭轉軸線上；在翼型段試驗件上表面E、F位置安裝加載作動筒和力傳感器；靜強度試驗-預加載調試：確定測試剖面，在翼型段試驗件上部和尖部用Fy，Fc按比例施加單位載荷，測試A點的N_ay，M_az，M_ax，M_ay；B點的N_by，M_bz，M_bx，M_by；C點N_cy，D點的N_dy，并繪制彎矩圖，通過計算確定載荷分布；并通過調整x₁,x₂,x₃,x₄,x₅的距離，其中，x₁＝x₅,x₂＝x₄，實現所需的載荷分布情況：并使M_az-N_ayx₁的絕對值小于M_az-N_ay(x₁+x₂)-N_cyx₂的絕對值；

并使試驗區間內，各剖面設計載荷與測試載荷的比例高于考核剖面設計載荷與測試載荷的比例；

調整ABCD支柱的Z向位置，使得M_ax，M_ay，M_bx，M_by的數值盡量小；調整主槳葉的安裝角度，實現主槳葉揮舞擺振彎矩的比例。

2.根據權利要求1所述的直升機槳葉翼型段靜強度試驗系統，其特征在于，其中，所述支柱為兩對，其中，一對設置力傳感器，另一對設置應變測試儀，且上述支柱均對稱設置在支柱下底座上。

3.根據權利要求1所述的直升機槳葉翼型段靜強度試驗系統，其特征在于，外側支柱與翼型段試驗件之間設置由上下卡板，卡板與翼型段試驗件外形相匹配并扣住收容翼型段試驗件。

4.根據權利要求1所述的直升機槳葉翼型段靜強度試驗系統，其特征在于，內側支柱與翼型段試驗件之間設置有下卡板，該下卡板外形與翼型段試驗件外形相匹配。

5.根據權利要求1所述的直升機槳葉翼型段靜強度試驗系統，其特征在于，所述翼型段試驗件與上下卡板之間設置有柔性層。