[发明专利]一种直升机复合材料主桨叶翼型段静强度试验系统及方法

说明书

本发明属于直升机复合材料主桨叶静强度试验领域，涉及一种直升机桨叶翼型段静强度的试验系统及方法。本发明直升机桨叶翼型段静强度试验系统包括翼型段试验件、加载作动筒、离心作动筒、支柱、力传感器、应变测试仪、疲劳试验台。本发明通过利用疲劳试验台，对翼型段试验件施加离心力，同时通过增设能够测量弯矩的应变测量仪，对翼型段试验件进行四支撑柱支撑和双加载点加载，优化调整试验区间内的弯矩分布，实现在疲劳试验台上对主桨叶翼型的任意区间进行静强度试验加载，解决了需要交替进行疲劳循环载荷加载及静力加载的技术难题，具有较大的实际应用价值。

技术领域

本发明属于直升机复合材料主桨叶静强度试验领域，涉及一种直升机桨叶翼型段静强度的试验方法。

背景技术

目前，复合材料主桨叶已经广泛应用于各型号直升机，直升机主桨叶翼型段的典型剖面为静强度试验考核的主要部位之一；按照CCAR29R2第573条的要求，在进行复合材料桨叶的损伤容限试验过程中，需要交替的进行疲劳循环载荷加载及静强度加载。目前主桨叶翼型段全尺寸疲劳试验为位移加载激励的共振型试验，始终处于振动状态，不能在试验台上实现静态加载，无法满足需要交替进行疲劳循环载荷加载及静强度加载的要求。而传统的主桨叶翼型段静强度试验方法只能将主桨叶翼型段分成小段，单独建立一个试验台进行试验，基于悬臂梁的加载方式进行加载，无法同时进行全尺寸多剖面试验。

另外，现有技术CN108120592A记载的一种直升机桨叶静强度的试验方法，该发明主要讲述的是基于悬臂梁理论的，针对的是主桨叶根部段的静强度试验方法，由于其主桨叶根部段尺寸小，整体刚度高，能够基于悬臂梁直接使用作动筒加载进行静强度试验，仅能考核桨叶根部连接区域。有别于桨叶根部段，桨叶翼型段尺寸大，整体刚度低，且考核区域为主桨叶整个中部翼型区间，无法基于悬臂梁进行加载，因此现有技术难以在振动疲劳试验台的基础上实现主桨叶翼型段的静强度试验。

发明内容

本发明的目的：

为实现全尺寸主桨叶翼型段损伤容限试验过程中的静强度试验，解决在主桨叶振动疲劳试验安装基础上的无法进行复合材料主桨叶翼型段的静强度试验问题，建立一种直升机复合材料主桨叶翼型段的静强度试验系统及方法。

本发明的技术方案：一种直升机桨叶翼型段静强度试验系统，其包括翼型段试验件、加载作动筒、离心作动筒、支柱、力传感器、应变测试仪、疲劳试验台，其中，所述翼型段试验件设置在若干支柱上，支柱上设置有力传感器或应变测试仪，翼型段试验件上方设置有加载作动筒和力传感器，翼型段试验件的根部与疲劳试验台弹性支撑端连接，翼型段试验件尖部通过夹具连接力传感器和离心作动筒，再与疲劳试验台连接，其中，翼型段试验件尖部的夹具连接疲劳试验台的偏心轮以实现疲劳试验过程中的位移加载，翼型段试验件静强度试验时，由加载作动筒和离心作动筒分别对翼型段试验件中部和尖部轴向同时进行加载。

所述加载作动筒对翼型段试验件进行加载时，具有两个加载点，且该两个加载点中心在支柱的对称中心线上，两个加载点之间的区域为翼型段的试验区。

所述支柱至少为两对，其中，一对设置力传感器，用于测量压力值，另一对设置应变测试仪，用于同时测量弯矩值和拉力或压力值，且上述支柱均对称设置在支柱下底座上，以在具有离心力载荷下，限定翼型段试验件试验区间并求解试验区间的弯矩。

外侧支柱与翼型段试验件之间设置由上下卡板，该卡板与翼型段试验件外形相匹配并扣住收容翼型段试验件，以给桨叶提供除轴向外的约束。

内侧支柱与翼型段试验件之间设置有下卡板，该下卡板外形与该段翼型段试验件外形相匹配，以提供垂向约束。

所述翼型段试验件与上下卡板之间设置有柔性层，以避免翼型段试验件受损。