[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

权利要求书

1.一种直升机桨叶翼型段静强度试验系统，其特征在于，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4个支柱上，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；

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；

进行试验时，在主桨叶翼型段主要剖面粘贴挥舞和摆振应变片，分别施加多级挥舞及摆振载荷，获得挥舞弯矩及摆振弯矩的标定方程；在A、B支柱上粘贴应变片，并标定A、B支柱的轴力(N_ay、N_by)及弯矩(M_ax，M_ay，M_az，M_bx，M_by，M_bz)；将主桨叶安装至疲劳试验台上；安装带桨叶形状夹板的A、B支柱，带桨叶形状支撑面的C、D支柱,且A、B、C、D支柱位置在桨叶扭转轴线上；在翼型段试验件上表面E、F位置安装加载作动筒和力传感器；静强度试验-预加载调试：确定测试剖面，在翼型段试验件上部和尖部用Fy，Fc按比例施加单位载荷，测试A点的N_ay，M_az，M_ax，M_ay；B点的N_by，M_bz，M_bx，M_by；C点N_cy，D点的N_dy，并绘制弯矩图，通过计算确定载荷分布；并通过调整x₁,x₂,x₃,x₄,x₅的距离，其中，x₁＝x₅,x₂＝x₄，实现所需的载荷分布情况：并使M_az-N_ayx₁的绝对值小于M_az-N_ay(x₁+x₂)-N_cyx₂的绝对值；

并使试验区间内，各剖面设计载荷与测试载荷的比例高于考核剖面设计载荷与测试载荷的比例；

调整ABCD支柱的Z向位置，使得M_ax，M_ay，M_bx，M_by的数值尽量小；调整主桨叶的安装角度，实现主桨叶挥舞摆振弯矩的比例。

2.根据权利要求1所述的直升机桨叶翼型段静强度试验系统，其特征在于，其中，所述支柱为两对，其中，一对设置力传感器，另一对设置应变测试仪，且上述支柱均对称设置在支柱下底座上。

3.根据权利要求1所述的直升机桨叶翼型段静强度试验系统，其特征在于，外侧支柱与翼型段试验件之间设置由上下卡板，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。

4.根据权利要求1所述的直升机桨叶翼型段静强度试验系统，其特征在于，内侧支柱与翼型段试验件之间设置有下卡板，该下卡板外形与翼型段试验件外形相匹配。

5.根据权利要求1所述的直升机桨叶翼型段静强度试验系统，其特征在于，所述翼型段试验件与上下卡板之间设置有柔性层。