[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

本發明屬于直升機復合材料主槳葉靜強度試驗領域，涉及一種直升機槳葉翼型段靜強度的試驗系統及方法。本發明直升機槳葉翼型段靜強度試驗系統包括翼型段試驗件、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。本發明通過利用疲勞試驗臺，對翼型段試驗件施加離心力，同時通過增設能夠測量彎矩的應變測量儀，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，解決了需要交替進行疲勞循環載荷加載及靜力加載的技術難題，具有較大的實際應用價值。

技術領域

本發明屬于直升機復合材料主槳葉靜強度試驗領域，涉及一種直升機槳葉翼型段靜強度的試驗方法。

背景技術

目前，復合材料主槳葉已經廣泛應用于各型號直升機，直升機主槳葉翼型段的典型剖面為靜強度試驗考核的主要部位之一；按照CCAR29R2第573條的要求，在進行復合材料槳葉的損傷容限試驗過程中，需要交替的進行疲勞循環載荷加載及靜強度加載。目前主槳葉翼型段全尺寸疲勞試驗為位移加載激勵的共振型試驗，始終處于振動狀態，不能在試驗臺上實現靜態加載，無法滿足需要交替進行疲勞循環載荷加載及靜強度加載的要求。而傳統的主槳葉翼型段靜強度試驗方法只能將主槳葉翼型段分成小段，單獨建立一個試驗臺進行試驗，基于懸臂梁的加載方式進行加載，無法同時進行全尺寸多剖面試驗。

另外，現有技術CN108120592A記載的一種直升機槳葉靜強度的試驗方法，該發明主要講述的是基于懸臂梁理論的，針對的是主槳葉根部段的靜強度試驗方法，由于其主槳葉根部段尺寸小，整體剛度高，能夠基于懸臂梁直接使用作動筒加載進行靜強度試驗，僅能考核槳葉根部連接區域。有別于槳葉根部段，槳葉翼型段尺寸大，整體剛度低，且考核區域為主槳葉整個中部翼型區間，無法基于懸臂梁進行加載，因此現有技術難以在振動疲勞試驗臺的基礎上實現主槳葉翼型段的靜強度試驗。

發明內容

本發明的目的：

為實現全尺寸主槳葉翼型段損傷容限試驗過程中的靜強度試驗，解決在主槳葉振動疲勞試驗安裝基礎上的無法進行復合材料主槳葉翼型段的靜強度試驗問題，建立一種直升機復合材料主槳葉翼型段的靜強度試驗系統及方法。

本發明的技術方案：一種直升機槳葉翼型段靜強度試驗系統，其包括翼型段試驗件、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若干支柱上，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。

所述支柱至少為兩對，其中，一對設置力傳感器，用于測量壓力值，另一對設置應變測試儀，用于同時測量彎矩值和拉力或壓力值，且上述支柱均對稱設置在支柱下底座上，以在具有離心力載荷下，限定翼型段試驗件試驗區間并求解試驗區間的彎矩。

外側支柱與翼型段試驗件之間設置由上下卡板，該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，以給槳葉提供除軸向外的約束。

內側支柱與翼型段試驗件之間設置有下卡板，該下卡板外形與該段翼型段試驗件外形相匹配，以提供垂向約束。

所述翼型段試驗件與上下卡板之間設置有柔性層，以避免翼型段試驗件受損。