[发明专利]一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法

说明书

技术领域

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

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，铝合金面板从0.2mm、0.3mm到0.8mm共有6种厚度，蜂窝与铝合金面板之间采用了胶粘接中温成型的工艺。

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0.1mm)，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。

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

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。

本发明直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，包括以下步骤：

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，设计典型构型蜂窝夹层结构的小试样，并在小试样上预制缺陷；

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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

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。

图2是图1所示实施例的四点弯曲受力简化图和弯矩图。

图3是图1所示实施例的试验件尺寸示意图。

图4是图1所示实施例的冲击锤示意图。

具体实施方式

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。

本发明直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，包括以下步骤：

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，设计典型构型蜂窝夹层结构的小试样，并在小试样上预制缺陷；

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。