一種直升機復(fù)合材料槳葉疲勞試驗系統(tǒng)及方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種疲勞試驗系統(tǒng)及方法，具體涉及一種直升機復(fù)合材料槳葉疲勞試驗系統(tǒng)及試驗方法。
【背景技術(shù)】
[0002]目前，復(fù)合材料槳葉已經(jīng)在廣泛的應(yīng)用到了各型號的直升機上，由于復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)疲勞特性的分析難度，按照CCAR29R1第571條的要求，進(jìn)行部件級疲勞試驗是必需的。對于槳葉等旋轉(zhuǎn)部件，本身結(jié)構(gòu)細(xì)長且同時承受離心力、揮舞彎矩和擺振彎矩的共同作用，一般采用對槳葉分段的方式分多次進(jìn)行試驗，即將槳葉切割成若干試驗段，分別在各試驗段兩端連接工裝接頭，即每次試驗只能考核一個較小區(qū)域。這種試驗方式大大的增加了相應(yīng)的試驗周期及試驗成本。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明的目的:本發(fā)明的目的在于建立一種直升機復(fù)合材料槳葉翼型段的疲勞試驗方法，實現(xiàn)一次試驗對直升機復(fù)合材料槳葉翼型段多個區(qū)域的疲勞性能考核，節(jié)約試驗周期及試驗成本。
[0004]本發(fā)明的技術(shù)方案:本發(fā)明基于槳葉的二階揮舞振型的特性，利用槳葉的振動過程中翼型段的振動與飛行過程中槳葉振動相似性，采用一套槳葉強迫共振的方法實現(xiàn)槳葉疲勞試驗。
[0005]一種直升機復(fù)合材料槳葉疲勞試驗系統(tǒng)，包括試驗臺架1、阻尼器2、左連接接頭3、右連接接頭4、滑塊5、鋼索6、測力傳感器7、液壓作動筒8、位移加載裝置9、位移傳感器
10、激光位移測試系統(tǒng)11、應(yīng)變測試系統(tǒng)12、應(yīng)變片13、試驗控制器14。其中試驗件安裝在框架式試驗臺架I上；試驗臺架左側(cè)可變位置的橫梁上安裝有阻尼器2，阻尼器右端與試驗槳葉左端的左連接接頭3相連。試驗臺架右側(cè)固定橫梁上安裝有液壓作動筒8，液壓作動筒左端與鋼索6相連，在鋼索中間串聯(lián)有測力傳感器7;鋼索的左端與試驗臺架滑道中的滑塊5連接，滑塊左端與試驗槳葉右端的右連接接頭4相連，滑塊上部連接有位移加載裝置9，位移加載裝置輸出端并聯(lián)有位移傳感器10。試驗臺架后側(cè)鋼架上固定有激光位移測試系統(tǒng)
11。應(yīng)變片13按需固定在試驗件上，并通過導(dǎo)線將測試結(jié)果反饋給應(yīng)變測試系統(tǒng)12。試驗控制器14向液壓作動筒8和位移加載裝置9提供控制信號，并接收應(yīng)變測試系統(tǒng)12、位移傳感器10、測力傳感器7、激光位移測試系統(tǒng)11反饋的信息，分析后對控制信號進(jìn)行微調(diào)。
[0006]一種直升機復(fù)合材料槳葉疲勞試驗方法，包括以下步驟:
[0007]1、在試驗槳葉考核區(qū)域上粘貼應(yīng)變片13，并使用導(dǎo)線與應(yīng)變測試系統(tǒng)12連接。
[0008]2、固定槳葉一端，在另一端施加單位載荷，使用應(yīng)變測試系統(tǒng)12標(biāo)定應(yīng)變片與載荷關(guān)系曲線。
[0009]3、依據(jù)槳葉在直升機上的支持條件確定阻尼器2的阻尼值。
[0010]4、依據(jù)槳葉尺寸調(diào)整安裝有阻尼器2的可變位置的橫梁位置，使左連接接頭3、右連接接頭4之間距離為槳葉長度，并將槳葉安裝在左連接接頭3、右連接接頭4之間。
[0011 ] 5、預(yù)設(shè)試驗槳葉安裝角度，通過試驗控制器14控制液壓作動筒8和位移加載裝置9以槳葉旋轉(zhuǎn)頻率施加70%試驗載荷/位移，使槳葉處于強迫振動狀態(tài)，依據(jù)應(yīng)變測試系統(tǒng)12反饋的數(shù)據(jù)，調(diào)整槳葉的安裝角度，直至滿足揮舞、擺振彎矩的比例要求。
[0012]6、進(jìn)行疲勞試驗，并通過試驗控制器14連續(xù)記錄應(yīng)變測試系統(tǒng)12、位移傳感器10、測力傳感器7、激光位移測試系統(tǒng)11輸出的數(shù)據(jù)。
[0013]本發(fā)明的優(yōu)點:
[0014]本發(fā)明的一種直升機復(fù)合材料槳葉疲勞試驗系統(tǒng)及試驗方法，采用強迫振動的方法，通過一次疲勞試驗實現(xiàn)對直升機復(fù)合材料槳葉翼型段多個區(qū)域的疲勞性能考核，節(jié)約試驗周期及試驗成本。
【附圖說明】
:
[0015]圖1為本發(fā)明疲勞試驗系統(tǒng)構(gòu)成要素示意圖；其中:1試驗臺架2阻尼器3左連接接頭4右連接接頭5滑塊6鋼索7測力傳感器8液壓作動筒9位移加載裝置10位移傳感器11激光位移測試系統(tǒng)12應(yīng)變測試系統(tǒng)13應(yīng)變片14試驗控制器。
【具體實施方式】
:
[0016]實施例:
[0017]下面結(jié)合某復(fù)合材料槳葉試驗，參照圖1對本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)描述。
[0018]根據(jù)考核需要，在試驗槳葉翼型段考核區(qū)域上選擇7個典型剖面，二階振型最大值處I個，左右兩側(cè)各3組，粘貼應(yīng)變片13，并焊接導(dǎo)線與應(yīng)變測試系統(tǒng)12。固定槳葉一端，在另一端施加單位載荷，標(biāo)定應(yīng)變片應(yīng)變與載荷關(guān)系曲線。依據(jù)槳葉在直升機上的支持條件確定阻尼器2的阻尼值。依據(jù)槳葉尺寸調(diào)整安裝有阻尼器2的可變位置的橫梁位置，使左連接接頭3、右連接接頭4之間距離剛好放入試驗槳葉。
[0019]將槳葉安裝在左連接接頭3、右連接接頭4之間，預(yù)設(shè)試驗件安裝槳葉角度30度，以槳葉旋轉(zhuǎn)頻率施加70%試驗載荷/位移，使槳葉處于強迫振動狀態(tài)，依據(jù)應(yīng)變測試系統(tǒng)12反饋的數(shù)據(jù)，調(diào)整槳葉的安裝角度，直至滿足揮舞、擺振彎矩的比例要求，具體調(diào)整過程如下:
[0020]通過試驗控制器14給出液壓控制信號控制液壓作動筒8，液壓作動筒8通過鋼索6及滑塊5提供給試驗槳葉預(yù)定的拉力，并通過測力傳感器7將測力值反饋給試驗控制器14，根據(jù)測得的拉力與預(yù)定拉力的差異，由試驗控制器相應(yīng)調(diào)整液壓值。
[0021]通過試驗控制器14給出位移控制信號控制位移加載裝置9，位移加載裝置9使滑塊5沿試驗臺架上滑道上下滑動，并通過位移傳感器10反饋給控制器14，同時應(yīng)變測試系統(tǒng)12將測試值反饋給試驗控制器14，根據(jù)測得的揮舞、擺振彎矩比例情況與預(yù)定值的差異，旋轉(zhuǎn)左連接接頭3、右連接接頭4改變試驗安裝角。根據(jù)測得的揮舞、擺振彎矩數(shù)值大小調(diào)整位移加載裝置9的上下滑動位移。
[0022]進(jìn)行疲勞試驗，并通過試驗控制器14連續(xù)記錄(每100次加載記錄I次)應(yīng)變測試系統(tǒng)12、位移傳感器10、測力傳感器7、激光位移測試系統(tǒng)11輸出的數(shù)據(jù)；直到試驗結(jié)束。
【主權(quán)項】
1.一種直升機復(fù)合材料槳葉疲勞試驗系統(tǒng)，其特征是，包括試驗臺架(I)、阻尼器(2)、左連接接頭(3)、右連接接頭(4)、滑塊(5)、鋼索￠)、測力傳感器(7)、液壓作動筒(8)、位移加載裝置(9)、位移傳感器(10)、激光位移測試系統(tǒng)(11)、應(yīng)變測試系統(tǒng)(12)、應(yīng)變片(13)、試驗控制器(14);其中試驗件安裝在框架式試驗臺架(I)上；試驗臺架左側(cè)可變位置的橫梁上安裝有阻尼器(2)，阻尼器右端與試驗槳葉左端的左連接接頭(3)相連；試驗臺架右側(cè)固定橫梁上安裝有液壓作動筒(8)，液壓作動筒左端與鋼索(6)相連，在鋼索中間串聯(lián)有測力傳感器(7);鋼索的左端與試驗臺架滑道中的滑塊(5)連接，滑塊左端與試驗槳葉右端的右連接接頭(4)相連，滑塊上部連接有位移加載裝置(9)，位移加載裝置輸出端并聯(lián)有位移傳感器(10);試驗臺架后側(cè)鋼架上固定有激光位移測試系統(tǒng)(11);應(yīng)變片(13)按需固定在試驗件上，并通過導(dǎo)線將測試結(jié)果反饋給應(yīng)變測試系統(tǒng)(12);試驗控制器(14)向液壓作動筒(8)和位移加載裝置(9)提供控制信號，并接收應(yīng)變測試系統(tǒng)(12)、位移傳感器(10)、測力傳感器(7)、激光位移測試系統(tǒng)(11)反饋的信息，分析后對控制信號進(jìn)行微調(diào)。2.一種直升機復(fù)合材料槳葉疲勞試驗方法，其特征是，包括以下步驟: 第I步、在試驗槳葉考核區(qū)域上粘貼應(yīng)變片(13)，并使用導(dǎo)線與應(yīng)變測試系統(tǒng)(12)連接； 第2步、固定槳葉一端，在另一端施加單位載荷，使用應(yīng)變測試系統(tǒng)(12)標(biāo)定應(yīng)變片與載荷關(guān)系曲線； 第3步、依據(jù)槳葉在直升機上的支持條件確定阻尼器(2)的阻尼值； 第4步、依據(jù)槳葉尺寸調(diào)整安裝有阻尼器(2)的可變位置的橫梁位置，使左連接接頭(3)、右連接接頭(4)之間距離為槳葉長度，并將槳葉安裝在左連接接頭(3)、右連接接頭(4)之間； 第5步、預(yù)設(shè)試驗槳葉安裝角度，通過試驗控制器(14)控制液壓作動筒(8)和位移加載裝置(9)以槳葉旋轉(zhuǎn)頻率施加70%試驗載荷/位移，使槳葉處于強迫振動狀態(tài)，依據(jù)應(yīng)變測試系統(tǒng)(12)反饋的數(shù)據(jù)，調(diào)整槳葉的安裝角度，直至滿足揮舞、擺振彎矩的比例要求； 第6步、進(jìn)行疲勞試驗，并通過試驗控制器(14)連續(xù)記錄應(yīng)變測試系統(tǒng)(12)、位移傳感器(10)、測力傳感器(7)、激光位移測試系統(tǒng)(11)輸出的數(shù)據(jù)。
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種疲勞試驗系統(tǒng)及方法，具體涉及一種直升機復(fù)合材料槳葉疲勞試驗系統(tǒng)及試驗方法。本發(fā)明基于槳葉的二階揮舞振型的特性，利用槳葉的振動過程中翼型段的振動與飛行過程中槳葉振動相似性，采用一套槳葉強迫共振的方法實現(xiàn)槳葉疲勞試驗。
【IPC分類】G01M7/02
【公開號】CN105092191
【申請?zhí)枴緾N201410188543
【發(fā)明人】李良操, 徐海斌, 馬戰(zhàn)奇, 楊庫, 劉潔
【申請人】哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責(zé)任公司
【公開日】2015年11月25日
【申請日】2014年5月7日