[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

说明书

技术领域

本发明属于直升机结构强度试验领域，主要涉及直升机主桨叶变距拉杆在飞行中发生鸟撞损伤后性能的确定方法。

背景技术

直升机作为一种特殊的低空域航空器，主要的使用范围在0到1000米高度之间，如某型机0～600m高度范围的使用时间比率高达为40％，这一范围正是飞鸟主要的活动区间，所以全球范围内直升机发生鸟撞的事故一直居高不下。虽然直升机属于低速航空器，飞行时速度一般在300km/h以内，但相比固定翼飞机，其有着高速转动的旋翼系统，一般直升机主旋翼系统的转速在200转/分到400转/分之间，尾旋翼的速度更高，因此如果鸟撞发生在旋翼系统，撞击时的相对速度同样很大，而且直升机靠旋翼系统的产生升力、前飞动力和实现飞行操纵，且多为单路传力结构，一旦某个环节出现失效，后果将是灾难性的。如作为直升机旋翼系统的关键性部件，主桨叶变距拉杆一端连接主桨叶，另一端连接操纵系统，与旋翼系统一起高速旋转，飞行时直升机通过主桨叶变距拉杆实现桨叶攻角和旋翼倾斜角的操纵，来获得其飞行时所需的姿态、方向和速度，如果在飞行过程中出现鸟撞，轻则会引起直升机的强烈振动，重则使主桨叶变距拉杆的操纵功能丧失。

因此，民用航空器适航JAR/FAR/CCAR29.631规定：旋翼航空器必须设计成，在0～2440米的高度范围内，速度等于VNE或VH(取较小者)，受到1.0公斤的鸟撞击后能够继续安全飞行并着陆(对A类)或安全着陆(对B类)，必须通过试验或在对有充分代表性的相似设计结构上进行的试验的基础上的分析来表明符合性。

目前国内民用直升机适航工作处于起步阶段，直升机动部件鸟撞验证技术研究较少，主桨叶变距拉杆结构的抗鸟撞性能缺乏可靠的认定方法。

发明内容

为解决上述问题，本发明提出直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，准确获得该类结构的抗鸟撞性能，确保直升机在各类飞行过程中发生鸟撞后不会导致灾难性的后果。

本发明直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，包括以下步骤：

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。

优选的是，在所述第一步中，选取不少于两件主桨叶变距拉杆作为试验件；为了控制试验载荷的精度，获取鸟撞过程中试验件响应特性，在试验夹具和试验件分别粘贴应变片，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。

在上述任一方案中优选的是，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。

在上述任一方案中优选的是，在所述第三步中，在主桨叶变距拉杆上施加轴向压载荷，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。

在上述任一方案中优选的是，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，将鸟撞时的速度控制在误差范围内。

在上述任一方案中优选的是，在所述第六步中，对鸟撞后的变距拉杆进行四个方面检查：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、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。