CN114112264A - 一种直升机操纵杆系支座振动疲劳试验验证方法和设备 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种直升机操纵杆系支座振动疲劳试验验证方法，所述操纵杆系支座包括：支座、安装在所述支座上的摇臂以及连接在所述摇臂上的拉杆；所述方法包括：向所述摇臂与拉杆连接处施加垂向静态载荷，同时向所述支座上施加振动环境谱；在预设时间内，若所述支座未失效，则对所述振动环境谱的周期振动幅值进行加大并继续试验直至失效；本发明提供的一种直升机操纵杆系支座组件振动疲劳试验验证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。
Description
技术领域
本发明属于直升机结构强度试验技术领域，特别涉及一种直升机操纵杆系支座振动疲劳试验验证方法和设备。
背景技术
直升机结构在飞行过程中承受着复杂的结构振动载荷，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。针对直升机结构疲劳试验和结构振动试验验证技术在工程上已较为成熟，建立了各自普适性的试验方法和规范化的试验步骤。
然而，目前直升机结构强度试验的疲劳试验与振动试验相互脱节，面对操纵杆系支座等典型结构的振动疲劳问题，难以预测结构的真实寿命，无法满足结构设计及强度验证的需要。
发明内容
针对上述技术问题，第一方面，本发明提供了一种直升机操纵杆系支座振动疲劳试验验证方法，所述操纵杆系支座包括：支座、安装在所述支座上的摇臂以及连接在所述摇臂上的拉杆；所述方法包括：
向所述摇臂与拉杆连接处施加垂向静态载荷，同时向所述支座上施加振动环境谱；
在预设时间内，若所述支座未失效，则对所述振动环境谱的周期振动幅值进行加大并继续试验直至失效。
优选地，所述向所述摇臂与拉杆连接处施加垂向载荷之前，还包括：
约束前后支座与拉杆连接处沿拉杆轴向的位移；
设置所述操纵杆系支座的初始安装动特性；其中，所述初始安装动特性包括：第一阶模态频率为53.46Hz和振型为拉杆的整体侧向弯曲。
优选地，所述向所述摇臂与拉杆连接处施加垂向静态载荷，包括：
采用软绳加配重的方式，向所述摇臂与拉杆连接处施加垂向静态载荷；其中，所述软绳加配重的固有频率不得大于2Hz。
优选地，所述向所述支座上施加振动环境谱，包括：
利用振动台向所述支座施加振动环境谱；其中，所述振动环境谱的形式包括周期振动和随机振动，所述周期振动的单个频率幅值是根据实测振动数据的傅里叶变换结果定义，且按下式进行加速得到的；
AT＝1.2*Amax/(Tflight/Ttest)1/6
其中，AT为实际试验幅值，Amax为实测的振动峰值，Tflight为真实飞行寿命小时，Ttest为加速后的试验时间。
第二方面，本发明还提供了一种直升机操纵杆系支座振动疲劳试验验证设备，所述设备包括：
静态加载软绳，用于向所述摇臂与拉杆连接处施加垂向静态载荷；
振动台，用于向所述支座上施加振动环境谱；
其中，在预设时间内，若所述支座未失效，则对所述振动环境谱的周期振动幅值进行加大并继续试验直至失效。
优选地，所述设备还包括：
拉杆轴向约束装置，用于约束前后支座与拉杆连接处沿拉杆轴向的位移；
试验件安装夹具，用于设置所述操纵杆系支座的初始安装动特性；其中，所述初始安装动特性包括：第一阶模态频率为53.46Hz和振型为拉杆的整体侧向弯曲。
优选地，所述静态加载软绳，还用于采用软绳加配重的方式，向所述摇臂与拉杆连接处施加垂向静态载荷；其中，所述软绳加配重的固有频率不得大于2Hz。
优选地，所述振动台，还用于利用振动台向所述支座施加振动环境谱；其中，所述振动环境谱的形式包括周期振动和随机振动，所述周期振动的单个频率幅值是根据实测振动数据的傅里叶变换结果定义，且按下式进行加速得到的；
AT＝1.2*Amax/(Tflight/Ttest)1/6
其中，AT为实际试验幅值，Amax为实测的振动峰值，Tflight为真实飞行寿命小时，Ttest为加速后的试验时间。
本发明的有益技术效果：
本发明提供的一种直升机操纵杆系支座组件振动疲劳试验验证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。
附图说明
图1是本发明实施例提供的试验方法流程图；
图2是本发明实施例提供的直升机操纵杆系支座结构示意图；
图3是本发明实施例提供的试验台加载示意图；
图4是本发明实施例提供的试验时间与加载谱示意图；
其中，1-静态加载软绳、2-拉杆轴向约束装置、3-拉杆、4-工装、5-试验件安装夹具、6-操纵杆系支座、7-水平滑台、8-摇臂、9-振动台。
具体实施方式
本发明提出一种新的试验方法，满足对直升机操纵杆系支座结构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。
本发明的目的是提供一种直升机操纵杆系支座振动试验验证方法，包括试验件设计、边界条件模拟、试验载荷谱定义、试验控制技术等方面。
请参阅图1-4，具体步骤包括：
步骤一：试验件及配套件制备；
步骤二：夹具设计、试验件边界模拟；
步骤三：试验载荷谱定义；
步骤四：试验前检查；
步骤五：进行振动疲劳试验，并在试验过程中保证周期检查；
步骤六：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。
下面以直升机典型机身结构操纵杆系支座振动疲劳试验方法为例，结合附图1-4，对本发明作进一步详细说明：
步骤一：试验件及配套件制备。操纵杆系支座试验件制造工艺要求与装机件相同。为了消除边界影响，试验件选取操纵系统中的两拉杆和三个支座部分，其中，中间支座为试验件，其余结构均为陪试件，试验件结构见附图2所示。
步骤二：夹具设计、试验件边界模拟。试验夹具用于模拟真实飞机操纵杆系支座组件的安装边界条件，要求如下：
首先，试验件安装夹具5能将试验件安全稳固，不能在试验过程中发生破坏，导致试验件受损；
其次，拉杆轴向约束装置2约束前后操纵杆系支座6与拉杆3连接处沿拉杆轴向的位移；
最后，操纵杆系支座6安装的第一阶模态频率为53.46Hz，允许误差范围为53.46±1Hz，振型为拉杆的整体侧向弯曲。其中，53.46Hz为装机件动特性实测结果，为了满足频率范围，可通过增加配重或增加拉杆3轴向拉力实现。
步骤三：试验载荷定义。本试验载荷包括静载荷和操纵杆系支座组件振动环境谱，试验中采用复合加载的方式。
静载荷:分别在前、中、后三个摇臂8与拉杆连接处施加垂向惯性载荷，静态加载采用软绳加配重的方式，要求加载系统的固有频率不得大于2Hz。
振动环境谱：利用振动台9施加振动环境谱，根据GJB150.16A要求，操纵杆系组件的振动环境谱的形式包括周期振动和随机振动两部分，随机振动成分直接采用GJB150.16A中定义的对应影响区参数，周期振动则根据操纵杆系支座附近的实测振动数据的傅里叶变换的频域结果定义的，单个频率幅值则是基于实测的振动峰值加速等效而成，加速关系如下：
AT＝1.2*Amax/(Tflight/Ttest)1/6
其中，AT为实际试验幅值，Amax为实测的振动峰值，Tflight为真实飞行寿命小时，Ttest为加速后的试验时间。为了减少试验成本，允许基于各向实测振动水平峰值和危险部位的损伤贡献，删减振动环境试验的实施方向。
复合加载：在加载振动环境谱时，需要同时施加静载荷，试验件通过夹具固定在振动台上，在拉杆中间和摇臂端部布置加速度响应，同时，在中间支座安装位置布置测点为控制点，加载系统如附图3所示。
步骤四：试验前检查。试验前对操纵杆系支座组件试验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验证，检查要求模态对应的固有频率，必要时可按步骤二要求方法进行调频，直到满足频率要求。
步骤五：试验件调频完成后应立即进行试验，当考核区出现裂纹时可停止试验。若陪试件先破坏，可更换后继续试验；完成累计8小时的振动试验，若试验件仍未失效，则对原谱中的周期振动幅值进行加大并继续试验，后续试验以4小时为一个加载周期，每个周期按原谱的0.5倍值进行等差放大，直至破坏，试验谱幅值与试验时间对应关系如图4所示。在整个试验过程中，检测人员应随时注意现场情况，用目视或辅助工具经常观察整个试验件的状况，以便及时发现裂纹和跟踪裂纹的扩展，避免结构发生无预见的突然破坏。
步骤六：试验终止后，以目视和特殊目视(放大镜)检查的形式检查整个试验件表面及内部是否有损伤(需拆开摇臂及连接轴承进行检查)，拍照记录；试验终止后应当再次进行扫频试验并记录，并确定结构振动疲劳危险部位和振动疲劳寿命。
本发明针对操纵杆系支座组件结构，根据其动力学特性和真实直升机上的振动环境，完成支持边界设计和固有频率要求；在本申请实施例中，考虑直升机操纵杆系支座组件在实际使用过程中的复杂载荷环境，本发明提供了一种静态惯性载荷和振动环境谱复合加载方法，并提供了针对操纵杆系的振动环境加速谱的编制方法，用于模拟结构真实受载情况；本发明提供了一种等差增幅的试验方法，用于试验的加速和终止条件。
由于目前直升机结构振动疲劳研究较少，没有针对直升机操纵杆系支座组件的振动疲劳试验验证方法，无法保证直升机振动疲劳寿命安全。
本发明提供的一种直升机操纵杆系支座组件振动疲劳试验验证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。直升机操纵杆系支座组件在实际使用中受载形式复杂，本发明提供了操纵杆系支座组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。
Claims (8)
1.一种直升机操纵杆系支座振动疲劳试验验证方法，其特征在于，所述操纵杆系支座包括：支座、安装在所述支座上的摇臂以及连接在所述摇臂上的拉杆；所述方法包括：
向所述摇臂与拉杆连接处施加垂向静态载荷，同时向所述支座上施加振动环境谱；
在预设时间内，若所述支座未失效，则对所述振动环境谱的周期振动幅值进行加大并继续试验直至失效。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述向所述摇臂与拉杆连接处施加垂向载荷之前，还包括：
约束前后支座与拉杆连接处沿拉杆轴向的位移；
设置所述操纵杆系支座的初始安装动特性；其中，所述初始安装动特性包括：第一阶模态频率为53.46Hz和振型为拉杆的整体侧向弯曲。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述向所述摇臂与拉杆连接处施加垂向静态载荷，包括：
采用软绳加配重的方式，向所述摇臂与拉杆连接处施加垂向静态载荷；其中，所述软绳加配重的固有频率不得大于2Hz。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述向所述支座上施加振动环境谱，包括：
利用振动台向所述支座施加振动环境谱；其中，所述振动环境谱的形式包括周期振动和随机振动，所述周期振动的单个频率幅值是根据实测振动数据的傅里叶变换结果定义，且按下式进行加速得到的；
AT＝1.2*Amax/(Tflight/Ttest)1/6
其中，AT为实际试验幅值，Amax为实测的振动峰值，Tflight为真实飞行寿命小时，Ttest为加速后的试验时间。
5.一种直升机操纵杆系支座振动疲劳试验验证设备，其特征在于，所述设备包括：
静态加载软绳，用于向所述摇臂与拉杆连接处施加垂向静态载荷；
振动台，用于向所述支座上施加振动环境谱；
其中，在预设时间内，若所述支座未失效，则对所述振动环境谱的周期振动幅值进行加大并继续试验直至失效。
6.根据权利要求5所述的设备，其特征在于，所述设备还包括：
拉杆轴向约束装置，用于约束前后支座与拉杆连接处沿拉杆轴向的位移；
试验件安装夹具，用于设置所述操纵杆系支座的初始安装动特性；其中，所述初始安装动特性包括：第一阶模态频率为53.46Hz和振型为拉杆的整体侧向弯曲。
7.根据权利要求6所述的设备，其特征在于，
所述静态加载软绳，还用于采用软绳加配重的方式，向所述摇臂与拉杆连接处施加垂向静态载荷；其中，所述软绳加配重的固有频率不得大于2Hz。
8.根据权利要求6所述的设备，其特征在于，
所述振动台，还用于利用振动台向所述支座施加振动环境谱；其中，所述振动环境谱的形式包括周期振动和随机振动，所述周期振动的单个频率幅值是根据实测振动数据的傅里叶变换结果定义，且按下式进行加速得到的；
AT＝1.2*Amax/(Tflight/Ttest)1/6
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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