一种直升机复合材料桨叶疲劳试验系统及方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种疲劳试验系统及方法，具体涉及一种直升机复合材料桨叶疲劳试验系统及试验方法。
【背景技术】
[0002]目前，复合材料桨叶已经在广泛的应用到了各型号的直升机上，由于复合材料的结构疲劳特性的分析难度，按照CCAR29R1第571条的要求，进行部件级疲劳试验是必需的。对于桨叶等旋转部件，本身结构细长且同时承受离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩的共同作用，一般采用对桨叶分段的方式分多次进行试验，即将桨叶切割成若干试验段，分别在各试验段两端连接工装接头，即每次试验只能考核一个较小区域。这种试验方式大大的增加了相应的试验周期及试验成本。
【发明内容】
[0003]本发明的目的:本发明的目的在于建立一种直升机复合材料桨叶翼型段的疲劳试验方法，实现一次试验对直升机复合材料桨叶翼型段多个区域的疲劳性能考核，节约试验周期及试验成本。
[0004]本发明的技术方案:本发明基于桨叶的二阶挥舞振型的特性，利用桨叶的振动过程中翼型段的振动与飞行过程中桨叶振动相似性，采用一套桨叶强迫共振的方法实现桨叶疲劳试验。
[0005]一种直升机复合材料桨叶疲劳试验系统，包括试验台架1、阻尼器2、左连接接头3、右连接接头4、滑块5、钢索6、测力传感器7、液压作动筒8、位移加载装置9、位移传感器
10、激光位移测试系统11、应变测试系统12、应变片13、试验控制器14。其中试验件安装在框架式试验台架I上；试验台架左侧可变位置的横梁上安装有阻尼器2，阻尼器右端与试验桨叶左端的左连接接头3相连。试验台架右侧固定横梁上安装有液压作动筒8，液压作动筒左端与钢索6相连，在钢索中间串联有测力传感器7;钢索的左端与试验台架滑道中的滑块5连接，滑块左端与试验桨叶右端的右连接接头4相连，滑块上部连接有位移加载装置9，位移加载装置输出端并联有位移传感器10。试验台架后侧钢架上固定有激光位移测试系统
11。应变片13按需固定在试验件上，并通过导线将测试结果反馈给应变测试系统12。试验控制器14向液压作动筒8和位移加载装置9提供控制信号，并接收应变测试系统12、位移传感器10、测力传感器7、激光位移测试系统11反馈的信息，分析后对控制信号进行微调。
[0006]一种直升机复合材料桨叶疲劳试验方法，包括以下步骤:
[0007]1、在试验桨叶考核区域上粘贴应变片13，并使用导线与应变测试系统12连接。
[0008]2、固定桨叶一端，在另一端施加单位载荷，使用应变测试系统12标定应变片与载荷关系曲线。
[0009]3、依据桨叶在直升机上的支持条件确定阻尼器2的阻尼值。
[0010]4、依据桨叶尺寸调整安装有阻尼器2的可变位置的横梁位置，使左连接接头3、右连接接头4之间距离为桨叶长度，并将桨叶安装在左连接接头3、右连接接头4之间。
[0011 ] 5、预设试验桨叶安装角度，通过试验控制器14控制液压作动筒8和位移加载装置9以桨叶旋转频率施加70%试验载荷/位移，使桨叶处于强迫振动状态，依据应变测试系统12反馈的数据，调整桨叶的安装角度，直至满足挥舞、摆振弯矩的比例要求。
[0012]6、进行疲劳试验，并通过试验控制器14连续记录应变测试系统12、位移传感器10、测力传感器7、激光位移测试系统11输出的数据。
[0013]本发明的优点:
[0014]本发明的一种直升机复合材料桨叶疲劳试验系统及试验方法，采用强迫振动的方法，通过一次疲劳试验实现对直升机复合材料桨叶翼型段多个区域的疲劳性能考核，节约试验周期及试验成本。
【附图说明】
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[0015]图1为本发明疲劳试验系统构成要素示意图；其中:1试验台架2阻尼器3左连接接头4右连接接头5滑块6钢索7测力传感器8液压作动筒9位移加载装置10位移传感器11激光位移测试系统12应变测试系统13应变片14试验控制器。
【具体实施方式】
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[0016]实施例:
[0017]下面结合某复合材料桨叶试验，参照图1对本发明做进一步详细描述。
[0018]根据考核需要，在试验桨叶翼型段考核区域上选择7个典型剖面，二阶振型最大值处I个，左右两侧各3组，粘贴应变片13，并焊接导线与应变测试系统12。固定桨叶一端，在另一端施加单位载荷，标定应变片应变与载荷关系曲线。依据桨叶在直升机上的支持条件确定阻尼器2的阻尼值。依据桨叶尺寸调整安装有阻尼器2的可变位置的横梁位置，使左连接接头3、右连接接头4之间距离刚好放入试验桨叶。
[0019]将桨叶安装在左连接接头3、右连接接头4之间，预设试验件安装桨叶角度30度，以桨叶旋转频率施加70%试验载荷/位移，使桨叶处于强迫振动状态，依据应变测试系统12反馈的数据，调整桨叶的安装角度，直至满足挥舞、摆振弯矩的比例要求，具体调整过程如下:
[0020]通过试验控制器14给出液压控制信号控制液压作动筒8，液压作动筒8通过钢索6及滑块5提供给试验桨叶预定的拉力，并通过测力传感器7将测力值反馈给试验控制器14，根据测得的拉力与预定拉力的差异，由试验控制器相应调整液压值。
[0021]通过试验控制器14给出位移控制信号控制位移加载装置9，位移加载装置9使滑块5沿试验台架上滑道上下滑动，并通过位移传感器10反馈给控制器14，同时应变测试系统12将测试值反馈给试验控制器14，根据测得的挥舞、摆振弯矩比例情况与预定值的差异，旋转左连接接头3、右连接接头4改变试验安装角。根据测得的挥舞、摆振弯矩数值大小调整位移加载装置9的上下滑动位移。
[0022]进行疲劳试验，并通过试验控制器14连续记录(每100次加载记录I次)应变测试系统12、位移传感器10、测力传感器7、激光位移测试系统11输出的数据；直到试验结束。
【主权项】
1.一种直升机复合材料桨叶疲劳试验系统，其特征是，包括试验台架(I)、阻尼器(2)、左连接接头(3)、右连接接头(4)、滑块(5)、钢索￠)、测力传感器(7)、液压作动筒(8)、位移加载装置(9)、位移传感器(10)、激光位移测试系统(11)、应变测试系统(12)、应变片(13)、试验控制器(14);其中试验件安装在框架式试验台架(I)上；试验台架左侧可变位置的横梁上安装有阻尼器(2)，阻尼器右端与试验桨叶左端的左连接接头(3)相连；试验台架右侧固定横梁上安装有液压作动筒(8)，液压作动筒左端与钢索(6)相连，在钢索中间串联有测力传感器(7);钢索的左端与试验台架滑道中的滑块(5)连接，滑块左端与试验桨叶右端的右连接接头(4)相连，滑块上部连接有位移加载装置(9)，位移加载装置输出端并联有位移传感器(10);试验台架后侧钢架上固定有激光位移测试系统(11);应变片(13)按需固定在试验件上，并通过导线将测试结果反馈给应变测试系统(12);试验控制器(14)向液压作动筒(8)和位移加载装置(9)提供控制信号，并接收应变测试系统(12)、位移传感器(10)、测力传感器(7)、激光位移测试系统(11)反馈的信息，分析后对控制信号进行微调。2.一种直升机复合材料桨叶疲劳试验方法，其特征是，包括以下步骤: 第I步、在试验桨叶考核区域上粘贴应变片(13)，并使用导线与应变测试系统(12)连接； 第2步、固定桨叶一端，在另一端施加单位载荷，使用应变测试系统(12)标定应变片与载荷关系曲线； 第3步、依据桨叶在直升机上的支持条件确定阻尼器(2)的阻尼值； 第4步、依据桨叶尺寸调整安装有阻尼器(2)的可变位置的横梁位置，使左连接接头(3)、右连接接头(4)之间距离为桨叶长度，并将桨叶安装在左连接接头(3)、右连接接头(4)之间； 第5步、预设试验桨叶安装角度，通过试验控制器(14)控制液压作动筒(8)和位移加载装置(9)以桨叶旋转频率施加70%试验载荷/位移，使桨叶处于强迫振动状态，依据应变测试系统(12)反馈的数据，调整桨叶的安装角度，直至满足挥舞、摆振弯矩的比例要求； 第6步、进行疲劳试验，并通过试验控制器(14)连续记录应变测试系统(12)、位移传感器(10)、测力传感器(7)、激光位移测试系统(11)输出的数据。
【专利摘要】本发明涉及一种疲劳试验系统及方法，具体涉及一种直升机复合材料桨叶疲劳试验系统及试验方法。本发明基于桨叶的二阶挥舞振型的特性，利用桨叶的振动过程中翼型段的振动与飞行过程中桨叶振动相似性，采用一套桨叶强迫共振的方法实现桨叶疲劳试验。
【IPC分类】G01M7/02
【公开号】CN105092191
【申请号】CN201410188543
【发明人】李良操, 徐海斌, 马战奇, 杨库, 刘洁
【申请人】哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
【公开日】2015年11月25日
【申请日】2014年5月7日