一種直升機主槳葉變距拉桿抗鳥撞性能驗證方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于直升機結(jié)構(gòu)強度試驗領(lǐng)域，主要涉及直升機主槳葉變距拉桿在飛行中 發(fā)生鳥撞損傷后性能的確定方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 直升機作為一種特殊的低空域航空器，主要的使用范圍在0到1000米高度之間， 如某型機0~600m高度范圍的使用時間比率高達為40%，這一范圍正是飛鳥主要的活動區(qū) 間，所以全球范圍內(nèi)直升機發(fā)生鳥撞的事故一直居高不下。雖然直升機屬于低速航空器，飛 行時速度一般在300km/h以內(nèi)，但相比固定翼飛機，其有著高速轉(zhuǎn)動的旋翼系統(tǒng)，一般直升 機主旋翼系統(tǒng)的轉(zhuǎn)速在200轉(zhuǎn)/分到400轉(zhuǎn)/分之間，尾旋翼的速度更高，因此如果鳥撞發(fā) 生在旋翼系統(tǒng)，撞擊時的相對速度同樣很大，而且直升機靠旋翼系統(tǒng)的產(chǎn)生升力、前飛動力 和實現(xiàn)飛行操縱，且多為單路傳力結(jié)構(gòu)，一旦某個環(huán)節(jié)出現(xiàn)失效，后果將是災(zāi)難性的。如作 為直升機旋翼系統(tǒng)的關(guān)鍵性部件，主槳葉變距拉桿一端連接主槳葉，另一端連接操縱系統(tǒng)， 與旋翼系統(tǒng)一起高速旋轉(zhuǎn)，飛行時直升機通過主槳葉變距拉桿實現(xiàn)槳葉攻角和旋翼傾斜角 的操縱，來獲得其飛行時所需的姿態(tài)、方向和速度，如果在飛行過程中出現(xiàn)鳥撞，輕則會引 起直升機的強烈振動，重則使主槳葉變距拉桿的操縱功能喪失。
[0003] 因此，民用航空器適航JAR/FAR/CCAR29. 631規(guī)定：旋翼航空器必須設(shè)計成，在0~ 2440米的高度范圍內(nèi)，速度等于VNE或VH(取較小者），受到I. 0公斤的鳥撞擊后能夠繼續(xù) 安全飛行并著陸（對A類）或安全著陸（對B類），必須通過試驗或在對有充分代表性的相 似設(shè)計結(jié)構(gòu)上進行的試驗的基礎(chǔ)上的分析來表明符合性。
[0004] 目前國內(nèi)民用直升機適航工作處于起步階段，直升機動部件鳥撞驗證技術(shù)研宄較 少，主槳葉變距拉桿結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能缺乏可靠的認定方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 為解決上述問題，本發(fā)明提出直升機主槳葉變距拉桿抗鳥撞性能驗證方法，準確 獲得該類結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能，確保直升機在各類飛行過程中發(fā)生鳥撞后不會導(dǎo)致災(zāi)難性的 后果。
[0006] 本發(fā)明直升機主槳葉變距拉桿抗鳥撞性能驗證方法，包括以下步驟：
[0007] 第一步、選取與直升機裝機技術(shù)狀態(tài)一致的主槳葉變距拉桿作為試驗件，在試驗 件上粘貼應(yīng)變片；
[0008] 第二步、設(shè)計試驗臺和試驗夾具，將試驗件安裝在試驗臺上；
[0009] 第三步、確定試驗安裝載荷，并施加在試驗件上；
[0010] 第四步、進行鳥彈設(shè)計，確定主槳葉變距拉桿的鳥撞位置和撞擊速度；
[0011] 第五步、進行鳥撞試驗，記錄鳥撞過程中試驗件上應(yīng)變片的輸出；
[0012] 第六步、鳥撞試驗后對試驗件進行損傷檢查和變形計量；
[0013] 第七步、進行鳥撞試驗后的三十分鐘疲勞壽命試驗；
[0014] 第八步、疲勞壽命試驗后進行壓縮及拉伸剩余強度試驗；
[0015] 第九步、依據(jù)試驗結(jié)果對主槳葉變距拉桿抗鳥撞性能評估。
[0016] 優(yōu)選的是，在所述第一步中，選取不少于兩件主槳葉變距拉桿作為試驗件；為了控 制試驗載荷的精度，獲取鳥撞過程中試驗件響應(yīng)特性，在試驗夾具和試驗件分別粘貼應(yīng)變 片，試驗夾具上的應(yīng)變片通過載荷標定，建立電壓與載荷的關(guān)系。
[0017] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，在所述第二步中，主槳葉變距拉桿的下端夾具固定 在試驗臺地板上，上端夾具采用螺桿與螺母與試驗臺連接，通過旋轉(zhuǎn)螺桿上的螺母施加軸 向力，主槳葉變距拉桿通過連接螺栓安裝在上、下夾具之間，安裝模擬裝機狀態(tài)，包括螺栓 的擰緊力矩。
[0018] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，在所述第三步中，在主槳葉變距拉桿上施加軸向壓 載荷，載荷為飛行中結(jié)構(gòu)受到的最大載荷值，根據(jù)飛行實測或計算給出，試驗件安裝到夾具 上后，壓載荷通過調(diào)節(jié)螺桿上的螺母施加，載荷大小通過試驗夾具上的應(yīng)變片輸出值進行 控制。
[0019] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，在所述第四步中，選擇重量Ikg左右的雞作為鳥彈， 以保證組織成分與飛鳥相近；在主槳葉變距拉桿的中間位置標識鳥彈的撞擊點；根據(jù)直升 機的最大前飛速度、旋翼正常轉(zhuǎn)速時主槳葉變距拉桿的線速度確定撞擊時鳥彈的撞擊速 度；鳥彈發(fā)射采用空氣炮，在試驗件前布置兩排激光測速設(shè)備，正式試驗前通過實彈發(fā)射的 方法建立彈速和空氣炮壓力的關(guān)系，將鳥撞時的速度控制在誤差范圍內(nèi)。
[0020] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，在所述第六步中，對鳥撞后的變距拉桿進行四個方 面檢查：測量桿體變形量、檢查兩個桿端帶柄軸承的卡滯情況、檢查安裝螺栓的擰緊力矩、 檢查試驗件的損傷，采用三維數(shù)控測量機測量桿體的變形，并與三維數(shù)模對比。
[0021] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，在所述第七步中，直升機在空中發(fā)生鳥撞后，按應(yīng)急 處置程序調(diào)整航向、高度和速度等最終實現(xiàn)安全著陸需要足夠的時間，按民用直升機適航 規(guī)章要求，必須具備30分鐘的飛行能力，按主槳變距拉桿的工作頻率、考慮超轉(zhuǎn)（105%正 常轉(zhuǎn)速）和壽命試驗分散系數(shù)，確定主槳葉變距拉桿30分鐘的飛行狀態(tài)載荷及循環(huán)次數(shù)， 并施加在鳥撞后的試驗件上。
[0022] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，在所述第八步中，直升機主槳葉變距拉桿在完成壽 命試驗后，將至少一件主槳葉變距拉桿安裝拉壓試驗臺上，以從零開始連續(xù)線性增加的方 式施加拉伸載荷，直到結(jié)構(gòu)破壞，將至少一件主槳葉變距拉桿施加軸向壓縮載荷，以從零開 始連續(xù)線性增加的方式施加壓縮載荷，直到結(jié)構(gòu)破壞。
[0023] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，在所述第九步中，根據(jù)直升機主槳葉變距拉桿鳥撞 后的損傷檢查、三十分鐘疲勞壽命試驗、壓縮及拉伸剩余強度試驗結(jié)果，確定主槳葉變距拉 桿的抗鳥撞性能。
【附圖說明】
[0024] 圖1是按照本發(fā)明直升機主槳葉變距拉桿抗鳥撞性能驗證方法的一優(yōu)選實施例 的流程圖。
[0025] 圖2是圖1所示實施例的疲勞壽命試驗和剩余強度試驗方法示意圖。
[0026] 圖3是圖1所示實施例的疲勞壽命試驗載荷譜施加方法示意圖。
【具體實施方式】
[0027] 為解決上述問題，本發(fā)明提出直升機主槳葉變距拉桿抗鳥撞性能驗證方法，準確 獲該類結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能，即使直升機在最嚴酷的飛行過程中發(fā)生鳥撞也不會出現(xiàn)災(zāi)難性 的后果。
[0028] 本發(fā)明直升機主槳葉變距拉桿抗鳥撞性能驗證方法，包括以下步驟：
[0029] 第一步、選取與直升機裝機技術(shù)狀態(tài)一致的主槳葉變距拉桿作為試驗件，在試驗 件上粘貼應(yīng)變片；
[0030] 第二步、設(shè)計試驗臺和試驗夾具，將試驗件安裝在試驗臺上；
[0031] 第三步、確定試驗安裝載荷，并施加在試驗件上；
[0032] 第四步、進行鳥彈設(shè)計，確定主槳葉變距拉桿的鳥撞位置和撞擊速度；
[0033] 第五步、進行鳥撞試驗，記錄鳥撞過程中試驗件上應(yīng)變片的輸出；
[0034] 第六步、鳥撞試驗后對試驗件進行損傷檢查和變形計量；
[0035] 第七步、進行鳥撞試驗后的三十分鐘疲勞壽命試驗；
[0036] 第八步、疲勞壽命試驗后進行壓縮及拉伸剩余強度試驗；
[0037] 第九步、依據(jù)試驗結(jié)果對主槳葉變距拉桿抗鳥撞性能評估。
[0038] 在所述第一步中，選取不少于兩件主槳葉變距拉桿作為試驗件；為了控制試驗載 荷的精度，獲取鳥撞過程中試驗件響應(yīng)特性，在試驗夾具和試驗件分別粘貼應(yīng)變片，試驗夾 具上的應(yīng)變片通過載荷標定，建立電壓與載荷的關(guān)系。
[0039] 在所述第二步中，主槳葉變距拉桿的下端夾具固定在試驗臺地板上，上端夾具采 用螺桿與螺母與試驗臺連接，通過旋轉(zhuǎn)螺桿上的螺母施加軸向力。主槳葉變距拉桿通過連 接螺栓安裝在上、下夾具之間，安裝模擬裝機狀態(tài)，包括螺栓的擰緊力矩。
[0040] 在所述第三步中，在主槳葉變距拉桿上施加軸向壓載荷，載荷為飛行中結(jié)構(gòu)受到 的最大載荷值，根據(jù)飛行實測或計算給出。試驗件安裝到夾具上后，壓載荷通過調(diào)節(jié)螺桿上 的螺母施加，載荷大小通過試驗夾具上的應(yīng)變片輸出值進行控制。
[0041] 在所述第四步中，選擇重量Ikg左右的雞作為鳥彈，以保證組織成分與飛鳥相近； 在主槳葉變距拉桿的中間位置標識鳥彈的撞擊點；根據(jù)直升機的最大前飛速度、旋翼正常 轉(zhuǎn)速時主槳葉變距拉桿的線速度確定撞擊時鳥彈的撞擊速度；鳥彈發(fā)射采用空氣炮，在試 驗件前布置兩排激光測速設(shè)備，正式試驗前通過實彈發(fā)射的方法建立彈速和空氣炮壓力的 關(guān)系，將鳥撞時的速度控制在誤差范圍內(nèi)。
[0042] 在所述第六步中，對鳥撞后的變距拉桿進行四個方面檢查：測量桿體變形量、檢查 兩個桿端帶柄軸承的卡滯情況、檢查安裝螺栓的擰緊力矩、檢查試驗件的損傷。采用三維數(shù) 控測量機測量桿體的變形，并與三維數(shù)模對比。
[0043] 在所述第七步中，直升機在空中發(fā)生鳥撞后，按應(yīng)急處置程序調(diào)整航向、高度和速 度等最終實現(xiàn)安全著陸需要足夠的時間，按民用直升機適航規(guī)章要求，必須具備30分鐘的 飛行能力，按主槳變距拉桿的工作頻率、考慮超轉(zhuǎn)（105%正常轉(zhuǎn)速）和壽命試驗分散系數(shù)， 確定主槳葉變距拉桿30分鐘的飛行狀態(tài)載荷及循環(huán)次數(shù)，并施加在鳥撞后的試驗件上。
[0044] 在所述第八步中，直升機主槳葉變距拉桿在完成壽命試驗后，將至少兩件主槳葉 變距拉桿安裝在拉壓試驗臺上，至少一件以從零開始連續(xù)線性增加的方式施加拉伸載荷， 直到結(jié)構(gòu)破壞，至少一件主槳葉變距拉桿施加軸向壓縮載荷，以從零開始連續(xù)線性增加的 方式施加壓縮載荷，直到結(jié)構(gòu)破壞。
[0045] 在所述第九步中，根據(jù)直升機主槳葉變距拉桿鳥撞后的損傷檢查、三十分鐘疲勞 壽命試驗、壓縮及拉伸剩余強度試驗結(jié)果，確定主槳葉變距拉桿的抗鳥撞性能。
[0046] 下面以某型直升機主槳葉變距拉桿為例，闡述【具體實施方式】：
[0047] (1)主槳葉變距拉桿鳥撞時的技術(shù)狀態(tài)
[0048] 某型直升機的主槳葉變距拉桿包含