[发明专利]一种直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法

权利要求书

1.一种直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：

第一步、选取与直升机装机技术状态一致的主桨叶变距拉杆作为试验件，在试验件上粘贴应变片；

第二步、设计用于向主桨叶变距拉杆施加轴向压载荷的试验台和试验夹具，将试验件安装在试验台上；

第三步、确定试验安装载荷，并施加在试验件上；

第四步、进行鸟弹设计，确定主桨叶变距拉杆的鸟撞位置和撞击速度；

第五步、进行鸟撞试验，记录鸟撞过程中试验件上应变片的输出；

第六步、鸟撞试验后对试验件进行损伤检查和变形计量；

第七步、进行鸟撞试验后的至少三十分钟疲劳寿命试验；

第八步、疲劳寿命试验后进行压缩及拉伸剩余强度试验；

第九步、依据试验结果对主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能评估。

2.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第一步中，选取至少两件主桨叶变距拉杆作为试验件，在试验夹具和试验件上分别粘贴应变片，以便控制试验载荷的精度，获取鸟撞过程中试验件响应特性，试验夹具上的应变片通过载荷标定，建立电压与载荷的关系。

3.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第二步中，主桨叶变距拉杆的下端夹具固定在试验台地板上，上端夹具采用螺杆与螺母与试验台连接，通过旋转螺杆上的螺母施加轴向力，主桨叶变距拉杆通过连接螺栓安装在上、下夹具之间，安装模拟装机状态，包括螺栓的拧紧力矩。

4.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第三步中，在主桨叶变距拉杆上施加轴向压载荷，所述压载荷为飞行中结构受到的最大载荷值，根据飞行实测或计算给出，试验件安装到夹具上后，压载荷通过调节螺杆上的螺母施加，载荷大小通过试验夹具上的应变片输出值进行控制。

5.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第四步中，选择重量1kg左右的鸡作为鸟弹，以保证组织成分与飞鸟相近；在主桨叶变距拉杆的中间位置标识鸟弹的撞击点；根据直升机的最大前飞速度、旋翼正常转速时主桨叶变距拉杆的线速度确定撞击时鸟弹的撞击速度；鸟弹发射采用空气炮，在试验件前布置两排激光测速设备，正式试验前通过实弹发射的方法建立弹速和空气炮压力的关系。

6.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第六步中，对鸟撞后的变距拉杆进行四个方面检查，包括测量杆体变形量、检查两个杆端带柄轴承的卡滞情况、检查安装螺栓的拧紧力矩和检查试验件的损伤，采用三维数控测量机测量杆体的变形，并与三维数模对比。

7.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第七步中，将正常情况下主桨叶变距拉杆30分钟内的飞行状态载荷及循环次数施加在鸟撞后的试验件上。

8.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第八步中，直升机主桨叶变距拉杆在完成寿命试验后，将至少两件主桨叶变距拉杆安装在拉压试验台上，至少一件以从零开始连续线性增加的方式施加拉伸载荷，直到结构破坏，至少一件主桨叶变距拉杆施加轴向压缩载荷，以从零开始连续线性增加的方式施加压缩载荷，直到结构破坏。

9.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第九步中，根据直升机主桨叶变距拉杆鸟撞后的损伤检查、三十分钟疲劳寿命试验、压缩及拉伸剩余强度试验结果，确定主桨叶变距拉杆的抗鸟撞性能。