复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法及航空发动机与流程

本发明涉及航空发动机，特别地，涉及一种复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法及航空发动机。

背景技术：

1、复合材料具有比强度高、比刚度高、可设计性强度的优点，应用于直升机尾传动轴可有效减轻结构重量、改善动力学特性。

2、铝合金尾传动轴的主要疲劳循环为地-空-地低周循环，众多型号使用经验表明尾传动轴地-空-地低周循环可覆盖由扭矩波动引起的高周疲劳循环。因此，铝合金尾传动轴疲劳寿命通过低周疲劳试验进行验证。

3、复合材料与金属材料相比，复合材料由于材料本身以及制造工艺的变异引起的分散性更大，同时复合材料对使用环境更敏感。现有铝合金尾传动轴疲劳寿命验证方法不适用复合材料尾传动轴，没有考虑使用环境对复合材料性能的影响、复合材料制造分散性的影响、复合材料损伤不扩展要求，按现有的试验方法进行复合材料尾传动轴的验证试验不能满足国军标和适航规章的相关要求。

技术实现思路

1、本发明提供了一种复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法及航空发动机，以解决现有试验验证方法不适用于复合材料尾传动轴的技术问题。

2、本发明采用的技术方案如下：

3、一种复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法，包括：

4、s1.确定试验件初始状态；

5、s2.确定试验载荷，在疲劳试验中插入极限载荷试验，以制造分散系数和环境补偿系数确定试验载荷循环；

6、s3.确定试验循环数；

7、s4.确定试验验证程序；

8、s5.进行试验。

9、作为上述技术方案的进一步改进，步骤s1包括：

10、s11.目视检查；

11、s12.目视不可见损伤验证；

12、s13.检测记录。

13、作为上述技术方案的进一步改进，步骤s12包括：

14、s121.采用落锤冲击试验，根据试验件匹配设计试验夹具及冲头；

15、s122.冲头对试验件表面的目标区域垂直冲击；

16、s123.按预设次数重复步骤s122。

17、作为上述技术方案的进一步改进，步骤s13包括：

18、s131.锤头冲击试验结束后对各冲击位置的凹坑深度进行测量并记录；

19、s132.对各冲击区域进行超声波检测，检测损伤区域范围并记录。

20、作为上述技术方案的进一步改进，步骤s2包括：

21、试验载荷循环为：刹车扭矩-限制扭矩×制造分散系数×环境补偿系数-刹车扭矩。

22、作为上述技术方案的进一步改进，步骤s5包括：

23、s51.试验件静强度标定；

24、s52.预期寿命低周疲劳试验；

25、s53.极限载荷试验；

26、s54.根据预期寿命按预设次数重复步骤s52-s53。

27、作为上述技术方案的进一步改进，步骤s3包括：

28、疲劳寿命验证试验循环数由设计寿命、每小时起落架次以及寿命缩减系数确定。

29、作为上述技术方案的进一步改进，步骤s5包括：

30、s51.试验最大扭矩为：限制扭矩×制造分散系数×环境补偿系数×安全系数，试验最小扭矩为0，循环次数为1；

31、s52.试验最大扭矩为：限制扭矩×制造分散系数×环境补偿系数，试验最小扭矩为刹车扭矩，循环次数为：1/3倍设计寿命×每小时起落架次×寿命缩减系数；

32、s53.试验最大扭矩为：限制扭矩×制造分散系数×环境补偿系数×安全系数，试验最小扭矩为0，循环次数为1；

33、s54.试验最大扭矩为：限制扭矩×制造分散系数×环境补偿系数，试验最小扭矩为刹车扭矩，循环次数为：1/3倍设计寿命×每小时起落架次×寿命缩减系数；

34、s55.试验最大扭矩为：限制扭矩×制造分散系数×环境补偿系数×安全系数，试验最小扭矩为0，循环次数为1；

35、s56.试验最大扭矩为：限制扭矩×制造分散系数×环境补偿系数，试验最小扭矩为刹车扭矩，循环次数为：1/3倍设计寿命×每小时起落架次×寿命缩减系数；

36、s57.试验最大扭矩为：限制扭矩×制造分散系数×环境补偿系数×安全系数，试验最小扭矩为0，循环次数为1。

37、作为上述技术方案的进一步改进，步骤s5还包括：

38、在极限载荷试验后进行损伤检查。

39、根据本发明的另一方面，还提供了一种航空发动机，应用有以上任一所述的复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法。

40、本发明具有以下有益效果：

41、本验证方法通过引入制造分散系数来体现复合材料制造过程中的分散性，通过环境补充系数来体现使用环境对复合材料性能下降的影响，使本验证方法适用于尾传动轴疲劳寿命验证，并通过在疲劳试验中插入极限载荷试验来证实在一定的疲劳循环次数后不会造成任何损伤、也不会引起任何可接受缺陷或损伤的扩展，具备足够的剩余强度，有效解决现有直升机复合材料尾传动轴疲劳寿命验证存在的问题。

42、除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。

技术特征：

1.一种复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法，其特征在于，步骤s1包括：

3.根据权利要求2所述的复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法，其特征在于，步骤s12包括：

4.根据权利要求3所述的复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法，其特征在于，步骤s13包括：

5.根据权利要求1所述的复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法，其特征在于，步骤s2包括：

6.根据权利要求5所述的复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法，其特征在于，步骤s5包括：

7.根据权利要求6所述的复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法，其特征在于，步骤s3包括：

8.根据权利要求7所述的复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法，其特征在于，步骤s5包括：

9.根据权利要求6-8任一项所述的复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法，其特征在于，步骤s5还包括：

10.一种航空发动机，其特征在于，应用有权利要求1-9任一项所述的复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法。

技术总结
本发明公开了一种复合材料尾传动轴疲劳寿命试验验证方法及航空发动机，包括：确定试验件初始状态；确定试验载荷，在疲劳试验中插入极限载荷试验，以制造分散系数和环境补偿系数确定试验载荷循环；确定试验循环数；确定试验验证程序；进行试验。本验证方法通过引入制造分散系数来体现复合材料制造过程中的分散性，通过环境补充系数来体现使用环境对复合材料性能下降的影响，使本验证方法适用于尾传动轴疲劳寿命验证，并通过在疲劳试验中插入极限载荷试验来证实在一定的疲劳循环次数后不会造成任何损伤、也不会引起任何可接受缺陷或损伤的扩展，具备足够的剩余强度，有效解决现有直升机复合材料尾传动轴疲劳寿命验证存在的问题。

技术研发人员：杨显昆,李坚,谢俊岭,万振华,易政宇,刘星,赵思波
受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/5/12