[发明专利]一种直升机桨叶翼型段疲劳试验件的改造和试验方法

说明书

本发明属于直升机结构疲劳设计领域，本发明提供一种直升机桨叶翼型段疲劳试验件的改造方法，包括：将桨叶根部段截断至试验所要求的长度；去除桨叶根部截断部位内的泡沫，并填充短切玻璃纤维混合物，对短切玻璃纤维混合物和桨叶的蒙皮进行加热固化；在桨叶根部截断部位的蒙皮外表面铺设大梁带，并用玻璃布进行包裹；包裹之后，对玻璃布、大梁带和桨叶根部截断部位的蒙皮进行加热固化；在铺设大梁带的区域相对的两侧加装夹板，完成疲劳试验件的改造。

技术领域

本专利属于直升机结构强度试验领域，具体涉及直升机桨叶翼型段疲劳试验件的设计方法。

背景技术

桨叶翼型段疲劳试验通常采用激振加载的方式，挥舞弯矩和摆振动弯矩以共振的方式合成加载；通过调节试验件的安装角、激振力和激振频率，可调节试验载荷，以达到试验加载要求。主桨叶翼型段疲劳试验通常仅对桨尖部位进行改造。

但此种试验方法对载荷调试时，桨叶根部区域载荷相较于桨叶翼型段考核区域载荷明显增大的桨叶翼型段试验，可能会由于桨叶共振频率高，桨叶根部区域载荷大使得桨叶衬套孔处温度升高而提前破坏，导致桨叶翼型段未能充分达到考核目的。

发明内容

本发明的目的：针对疲劳试验时某些桨叶根部区域载荷相较于桨叶翼型段考核区域载荷明显增大的桨叶翼型段试验，完成桨叶翼型段试验件等效性分析，对桨叶翼型段试验件进行改造，解决此类桨叶根部区域提前破坏而桨叶翼型段未能充分考核的问题。

本发明的技术方案：一方面提供一种直升机桨叶翼型段疲劳试验件的改造方法,所述改造方法包括,

将桨叶根部段截断至试验所要求的长度；

去除桨叶根部截断部位内的泡沫，并填充短切玻璃纤维混合物，对短切玻璃纤维混合物和桨叶的蒙皮进行加热固化；

在桨叶根部截断部位的蒙皮外表面铺设大梁带，并用玻璃布进行包裹；包裹之后，对玻璃布、大梁带和桨叶根部截断部位的蒙皮进行加热固化；

在铺设大梁带的区域相对的两侧加装夹板，完成疲劳试验件的改造。

进一步地，对短切玻璃纤维混合物和桨叶的蒙皮进行加热固化时，在95～105℃下固化；固化时间不小于2h。

进一步地，对玻璃布、大梁带和桨叶根部截断部位的蒙皮进行加热固化时，在95～105℃下固化；固化时间在2～3h。

进一步地，在加装夹板时，夹板表面涂覆胶体，并在夹板表面与桨叶根部截断部位的蒙皮之间粘贴胶膜，并对夹板、桨叶根部截断部位的蒙皮和胶膜进行加热固化；所述胶膜用于保护桨叶根部截断部位的蒙皮。

另一方面，提供一种直升机桨叶翼型段疲劳试验件的试验方法，利用如上所述的疲劳试验件的改造方法，所述试验方法包括，

提供改造之后的疲劳试验件；

对所述疲劳试验件进行贴片和标定，完成疲劳试验件标定之后进行疲劳试验件的安装和疲劳试验件的试验调试，调试完成之后利用疲劳试验台进行疲劳试验：

其中，所述疲劳试验件的试验调试包括：由小到大调节施加在疲劳试验件上的离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩，使疲劳试验件的离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩分别与对应的给定载荷值相差不大于5％。

进一步地，在进行疲劳试验件的试验调试时，检查挥舞弯矩和摆振弯矩的比例是否符合试验要求，若不符合试验要求,则调整疲劳试验件的安装角度；所述安装角度为桨叶的上翼面与前缘的夹角。

进一步地，对所述疲劳试验件进行贴片包括：对改造之后的疲劳试验件进行挥舞弯矩和摆振弯矩测量应变片的粘贴；其中，挥舞弯矩测量应变片粘贴于桨叶的上、下表面之间距桨叶前缘的25％弦线上，在消除挥舞弯矩对摆振弯矩的藕合影响处粘贴摆振弯矩测量应变片。