一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于直升机结构疲劳设计技术领域，重点涉及具有缺陷的直升机机体蜂窝 夹层结构缺陷确定方法。
【背景技术】
[0002] 直升机蜂窝夹层结构由轻质芯体和两层较为坚固的面板组成，在轻质芯体的支撑 和分隔下，结构的重量几乎没有太大变化，而惯性矩大幅增加，提升了结构抗弯和抗屈曲的 能力。作为一种特殊的复合材料结构，其较高的比强度、比刚度以及性能易设计和便于大 尺寸整体成型等诸多优点，被广泛地应用在航空器的结构设计中，如某型直升机的尾段结 构和垂尾蒙皮大量使用了蜂窝夹层结构。该机的蜂窝夹层采用的是双面铝合金面板，内衬 15mm高度的Nomex (芳纶纸浸酚醛树脂）蜂窝结构，根据尾段、垂尾具体部位的承载与刚度 需求，错合金面板从0. 2mm、0. 3mm到0. 8mm共有6种厚度，蜂窝与错合金面板之间采用了胶 粘接中温成型的工艺。
[0003] 由于蜂窝夹层结构一次成型的面积较大，且铝合金面板薄，与蜂窝的接触面积也 小（蜂窝材料厚度约为0.1 mm)，因而工艺或材料上很难保证蜂窝与铝合金面板之间不存在 局部脱/漏粘的情况；而在生产加工、装配和使用、维护过程中，铝合金面板表面也可能因 各类工具或风沙、石子等碰撞或冲击出现凹坑等损伤，可以说脱/漏粘和磕碰是蜂窝夹层 结构应用过程中必须面对的两类缺陷，而且这两类缺陷出现的频率很高，且修补困难，很难 进行确定。
[0004] 目前国内对这类缺陷缺乏可靠的认定方法，处理技术不成熟，经常给生产和设计 带来很大的困惑：报废或维修会带来生产、使用成本的增加；不进行处理而装机使用，对安 全飞行潜在的影响又难以准确把握。
【发明内容】
[0005] 为解决上述问题，本发明提出一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，对此类制 造偏差的许用值或处置措施，减少直升机制造成本，降低直升机蜂窝夹层结构含缺陷使用 风险。
[0006] 本发明直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，包括以下步骤：
[0007] 第一步、根据制造、使用和维修情况确定常见缺陷的类型；
[0008] 第二步、通过全机有限元模型分析和飞行载荷，确定机上蜂窝夹层结构关键区域 的应力；
[0009] 同时，设计典型构型蜂窝夹层结构的小试样，并在小试样上预制缺陷；
[0010] 第三步、进行模拟使用环境下的带缺陷和不带缺陷试件的静力、疲劳及剩余强度 对比试验；
[0011] 第四步、依据对比试验结果，分析缺陷对试件强度的影响，确定缺陷可接受的最大 尺寸、类型。
[0012] 优选的是，在所述第二步中，通过蜂窝夹层试件中心截面处面板的应力与载荷之 间的关系计算试验载荷；设计相应构型的试验件，并预制脱粘和冲击坑两类缺陷。
[0013] 在上述任一方案中优选的是，所述缺陷包括内部缺陷、外部明显可检缺陷和勉强 可检缺陷。
[0014] 在上述任一方案中优选的是，所述内部缺陷通过在两侧面板与蜂窝之间放置垫片 进行预制；外部缺陷通过采用冲击锤的自由落体来预制。
[0015] 在上述任一方案中优选的是，在所述第三步中，在不同的试验环境、使用载荷和极 限载荷条件下进行第二步所述试验件的静强度对比试验，确定缺陷对静强度的影响系数。
[0016] 在上述任一方案中优选的是，在所述第三步中，依据直升机的任务剖面编制疲劳 试验载荷谱，进行试验件的疲劳寿命试验。
[0017] 在上述任一方案中优选的是，在所述第三步中，在不同的试验环境和使用载荷条 件下进行第二步所述试验件疲劳试验后的剩余强度对比试验，确定缺陷对疲劳强度的影响 系数。
【附图说明】
[0018] 图1是按照本发明直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法的一优选实施例的流程图。
[0019] 图2是图1所示实施例的四点弯曲受力简化图和弯矩图。
[0020] 图3是图1所示实施例的试验件尺寸示意图。
[0021] 图4是图1所示实施例的冲击锤示意图。
【具体实施方式】
[0022] 为解决上述问题，本发明提出一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，对此类制 造偏差的许用值或处置措施，减少直升机制造成本，降低直升机蜂窝夹层结构含缺陷使用 风险。
[0023] 本发明直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，包括以下步骤：
[0024] 第一步、根据制造、使用和维修情况确定常见缺陷的类型；
[0025] 第二步、通过全机有限元模型分析和飞行载荷，确定机上蜂窝夹层结构关键区域 的应力；
[0026] 同时，设计典型构型蜂窝夹层结构的小试样，并在小试样上预制缺陷；
[0027] 第三步、进行模拟使用环境下的带缺陷和不带缺陷试件的静力、疲劳及剩余强度 对比试验；
[0028] 第四步、依据对比试验结果，分析缺陷对试件强度的影响，确定缺陷可接受的最大 尺寸、类型。
[0029] 在所述第二步中，通过蜂窝夹层试件中心截面处面板的应力与载荷之间的关系计 算试验载荷；设计相应构型的试验件，并预制脱粘和冲击坑两类缺陷，上述缺陷包括内部缺 陷、外部明显可检缺陷和勉强可检缺陷。所述内部缺陷通过在两侧面板与蜂窝之间放置垫 片进行预制；外部缺陷通过采用冲击锤的自由落体来预制。
[0030] 在所述第三步中，在不同的试验环境、使用载荷和极限载荷条件下进行第二步所 述试验件的静强度对比试验，确定缺陷对静强度的影响系数；依据直升机的任务剖面编制 疲劳试验载荷谱，进行试验件的疲劳寿命试验；在不同的试验环境和使用载荷条件下进行 第二步所述试验件疲劳试验后的剩余强度对比试验，确定缺陷对疲劳强度的影响系数
[0031] 下面以某型直升机尾梁平台及过渡段的底部梁双面铝板内衬纸蜂窝的夹层结构 为例，阐述【具体实施方式】：
[0032] (1)蜂窝夹层结构试验设计
[0033] 某型直升机尾梁平台及过渡段的底部梁、尾梁左/右侧蒙皮和垂尾蒙皮处均采 用双面铝板内衬纸蜂窝的夹层结构，结构的外两层为铝面板，厚度分别为0.2mm、0· 3mm、 0. 4mm、0. 5mm、0. 6mm和0. 8mm，内层为Nomex蜂窝结构，面板与蜂窝之间米用Redux 322胶 粘接为一体，中温成型。
[0034] 尾段主要承受平尾的升力、垂尾的侧向气动力、尾桨侧向和垂向拉力以及尾段结 构的惯性力，尾段的各个剖面以受弯为主，剪切力和剪流基本可以忽略。
[0035] 研宄受纯弯蜂窝夹层结构的强度性能，可以设计模拟真实结构的小试件，采用四 点弯曲试验方法。四点弯曲法不会在试验件加载点之间造成明显的应力集中，试验结果与 理论分析结果之间的偏差较小，这种方法对结构表面存在的缺陷也十分敏感，适合用于研 宄仅有正应力且存在缺陷结构形式的承载特性。
[0036] 四点弯曲试验受力简化图和弯矩图如图2所示，试验件上面板受压，下面板受拉， 在试验件的A、B点间剪力为一常值，在加载点B、C之间只有纯弯矩，而无剪切力，BC段的弯 矩：
【主权项】
1. 一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，其特征在于： 第一步、根据制造、使用和维修情况确定常见缺陷的类型； 第二步、通过全机有限元模型分析和飞行载荷，确定机上蜂窝夹层结构关键区域的应 力； 同时，设计构型蜂窝夹层结构试样，并在所述试样上预制缺陷； 第三步、进行模拟使用环境下的带缺陷和不带缺陷试件的静力、疲劳及剩余强度对比 试验； 第四步、依据对比试验结果，分析缺陷对试件强度的影响，确定缺陷可接受的最大尺 寸、类型。
2. 根据权利要求1所述的直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，其特征在于：在所述第 二步中，通过蜂窝夹层试件中心截面处面板的应力与载荷之间的关系计算试验载荷，设计 相应构型的试验件，并预制脱粘缺陷和冲击坑缺陷。
3. 根据权利要求1所述的直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，其特征在于：所述缺陷 包括内部缺陷、外部明显可检缺陷和勉强可检缺陷。
4. 根据权利要求3所述的直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，其特征在于：所述内部 缺陷通过在两侧面板与蜂窝之间放置垫片进行预制；外部缺陷通过采用冲击锤的自由落体 来预制。
5. 根据权利要求1所述的直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，其特征在于：在所述第 三步中，在不同的试验环境、使用载荷和极限载荷条件下进行第二步所述试验件的静强度 对比试验，确定缺陷对静强度的影响系数。
6. 根据权利要求1所述的直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，其特征在于：在所述第 三步中，依据直升机的任务剖面编制疲劳试验载荷谱，进行试验件的疲劳寿命试验。
7. 根据权利要求1所述的直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，其特征在于：在所述第 三步中，在不同的试验环境和使用载荷条件下进行第二步所述试验件疲劳试验后的剩余强 度对比试验，确定缺陷对疲劳强度的影响系数。
【专利摘要】一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，属于直升机结构疲劳设计技术领域，重点涉及具有缺陷的直升机机体蜂窝夹层结构缺陷确定方法,通过在蜂窝夹层试验件上预制内部和外部缺陷，采用模拟真实受载环境下的静强度、疲劳和剩余强度对比试验确定缺陷参数的合理性，为设计处置此类制造偏差提供依据，可减少直升机蜂窝夹层结构制造和使用成本，降低带缺陷结构的使用风险。
【IPC分类】G06F19-00, G06F17-50
【公开号】CN104778372
【申请号】CN201510205402
【发明人】顾文标, 邹静, 查丁平, 潘春蛟, 虞汉文
【申请人】中国直升机设计研究所
【公开日】2015年7月15日
【申请日】2015年4月27日