[发明专利]一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法

说明书

本发明提供一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法，包括以下步骤：根据直升机全动平尾组件的实际破坏模式，选择疲劳危险部位设置应变片，并在全动平尾上设置加速度传感器；全动平尾安装在机上接头假件上，机上接头假件利用夹具固定在试验台上，所述机上接头假件满足模拟真实装机边界条件；振动疲劳试验中采用循环加载的方式，编制振动疲劳试验载荷加载过程，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；振动疲劳试验前对全动平尾组件初始质量进行检查，同时采用预设幅值进行扫频试验，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全动平尾组件振动疲劳试验。

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全动平尾振动疲劳试验方法。

背景技术

直升机平尾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。针对直升机全动平尾疲劳破坏的常规疲劳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。

然而目前国内直升机全动平尾常规疲劳试验仍未能考虑平尾复杂振动环境，验证中无法验证结构固有特性与振动环境的相互作用；常规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：本发明的目的是提供一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法，满足对平尾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。

第一方面，本发明提供一种直升机全动平尾振动疲劳试验方法，包括以下步骤：

根据直升机全动平尾组件的实际破坏模式，选择疲劳危险部位设置应变片，并在全动平尾上设置加速度传感器；

全动平尾安装在机上接头假件上，机上接头假件利用夹具固定在试验台上，所述机上接头假件满足模拟真实装机边界条件；

振动疲劳试验中采用循环加载的方式，编制振动疲劳试验载荷加载过程，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；

振动疲劳试验前对全动平尾组件初始质量进行检查，同时采用预设幅值进行扫频试验，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全动平尾组件振动疲劳试验。

具体的，所述振动载荷持续的过程具体为：通过振动台施加振动激励，使全动平尾产生稳定振动响应。

具体的，所述常规疲劳载荷施加的过程具体为：通过液压作动筒对全动平尾施加模拟气动载荷的常规疲劳载荷。

具体的，所述常规疲劳载荷稳定的过程具体为：使在加载常规疲劳载荷后，响应波形稳定。

具体的，所述常规疲劳载荷卸载的过程具体为：将液压作动筒施加的常规疲劳载荷幅值减小到零。

具体的，所述振动载荷持续的过程具体为：常规疲劳载荷卸载后，振动载荷仍然持续加载；

振动疲劳试验中，每个循环中的常规疲劳载荷的确定方法为：

计算全动平尾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；在全动平尾表面选取多个对称均分加载点，将分布载荷折算为加载点的集中载荷。