[发明专利]一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法

说明书

本发明公开了一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法，包括在机身整流罩上布设测量设备、机身整流罩支持边界模拟；振动疲劳试验载荷谱编制；试验前检查；进行振动疲劳试验，并在试验过程中保证周期检查；试验终止后检查，确定结构振动疲劳危险部位和振动疲劳寿命。本发明提供了整流罩件振动疲劳试验载荷谱的编制方法、试验加载方法以及试验操作过程。针对直升机机身整流罩结构，根据其动力学特性及复杂振动载荷环境分布特性，通过基于固有频率、振型以及振动响应的多目标参数优化分析，完成支持边界设计；本发明方法能通过试验验证结构件的振动疲劳破坏危险部位和寿命，保证直升机结构振动疲劳安全。

技术领域

本发明涉及直升机结构强度试验领域，特别涉及一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法。

背景技术

直升机结构在飞行过程中承受着复杂的气动交变载荷和结构振动载荷，由常规疲劳叠加结构本体共振导致的振动疲劳破坏故障在近年国内多型直升机上频发，较多出现在次承力的、有局部共振的结构上，严重影响直升机平台结构安全。针对直升机整流罩疲劳破坏的疲劳试验验证和针对结构振动环境破坏的振动试验验证技术在工程上已较为成熟，建立了普适性的试验方法和规范化的试验步骤：GJB720.6A-2012详细介绍了疲劳试验验证方法，通过疲劳试验可获得结构疲劳薄弱部位和结构使用寿命；GJB150.16A-2009详细介绍了振动环境试验方法，通过振动环境试验可对结构的使用寿命进行考核。

然而目前国内直升机结构强度试验仍是疲劳试验与振动试验脱节，疲劳试验是利用多点协调加力系统来验证结构疲劳寿命，而振动试验则是以振动台作为基础激励来考核结构振动耐久性，二者并未有机融合，无法获知结构在局部共振叠加疲劳载荷作用下的寿命情况。

发明内容

本发明的目的是提供一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法，满足对整流罩件同时施加振动基础激励和疲劳载荷，以获取结构的振动疲劳危险部位和验证结构振动疲劳寿命。

为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：

一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法，包括以下步骤：

根据直升机机身整流罩组件的实际破坏模式，选择疲劳危险部位设置应变片，并在机身整流罩上设置加速度传感器；

机身整流罩安装在斜梁假件上，斜梁假件再通过夹具固定在试验台上，通过夹具模拟真实装机边界条件；以结构固有频率、振型以及振动响应的一致性作为动力学边界条件设计和模拟的首要原则，将机身整流罩的模态前三阶振型误差最小作为设计目标，以其真实的固有频率作为约束条件，通过改变影响边界结构刚度和质量等特性的参数数值，对机身整流罩组件进行支持边界模拟；

根据直升机机身整流罩组件在实际使用环境中同时承受高应力水平低周疲劳载荷叠加高频振动载荷的特点，振动疲劳试验中采用循环加载的方式，建立振动疲劳试验载荷谱；其中每个循环包括：振动载荷持续→常规疲劳载荷施加→常规疲劳载荷稳定→常规疲劳载荷卸载→振动载荷持续；

振动疲劳试验前对机身整流罩组件初始质量进行检查，同时采用合适的幅值进行扫频试验，对试验件安装的初始动特性进行检测；

根据编制的振动疲劳试验载荷谱进行机身整流罩组件振动疲劳试验。

进一步地，所述振动疲劳试验中，低周疲劳载荷的确定方法为：

计算机身整流罩全部典型低周疲劳工况下的气动分布载荷，取最危险载荷进行覆盖；在机身整流罩表面选取多个个对称均分加载点，将分布载荷折算为加载点的集中载荷。

进一步地，所述振动疲劳试验中，振动载荷的确定方法为：

通过A_T＝A_D/(t/4)^1/6可确定振动载荷的试验幅值，其中A_T为实际试验幅值，A_D为规定试验幅值，t为轴向实际试验持续时间。