一种直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法

摘要

一种直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，属于直升机结构强度试验领域，主要涉及直升机主桨叶变距拉杆在飞行中发生鸟撞损伤后性能的确定方法。针对直升机主桨叶变距拉杆低空域发生鸟撞概率高、危害大的特点，通过全尺寸结构在模拟真实工作环境下的飞鸟撞击、撞击后的三十分钟疲劳寿命验证及剩余强度试验，准确评估该类结构的抗鸟撞性能，确保直升机即使在最严酷的飞行过程中发生鸟撞也不至于出现灾难性的后果。

权利要求

1.一种直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：

第一步、选取与直升机装机技术状态一致的主桨叶变距拉杆作为试验件，在试验件上粘贴应变片；

第二步、设计用于向主桨叶变距拉杆施加轴向压载荷的试验台和试验夹具，将试验件安装在试验台上；

第三步、确定试验安装载荷，并施加在试验件上；

第四步、进行鸟弹设计，确定主桨叶变距拉杆的鸟撞位置和撞击速度；

第五步、进行鸟撞试验，记录鸟撞过程中试验件上应变片的输出；

第六步、鸟撞试验后对试验件进行损伤检查和变形计量；

第七步、进行鸟撞试验后的至少三十分钟疲劳寿命试验；

第八步、疲劳寿命试验后进行压缩及拉伸剩余强度试验；

第九步、依据试验结果对主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能评估。

2.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第一步中，选取至少两件主桨叶变距拉杆作为试验件，在试验夹具和试验件上分别粘贴应变片，以便控制试验载荷的精度，获取鸟撞过程中试验件响应特性，试验夹具上的应变片通过载荷标定，建立电压与载荷的关系。

3.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第二步中，主桨叶变距拉杆的下端夹具固定在试验台地板上，上端夹具采用螺杆与螺母与试验台连接，通过旋转螺杆上的螺母施加轴向力，主桨叶变距拉杆通过连接螺栓安装在上、下夹具之间，安装模拟装机状态，包括螺栓的拧紧力矩。

4.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第三步中，在主桨叶变距拉杆上施加轴向压载荷，所述压载荷为飞行中结构受到的最大载荷值，根据飞行实测或计算给出，试验件安装到夹具上后，压载荷通过调节螺杆上的螺母施加，载荷大小通过试验夹具上的应变片输出值进行控制。

5.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第四步中，选择重量1kg左右的鸡作为鸟弹，以保证组织成分与飞鸟相近；在主桨叶变距拉杆的中间位置标识鸟弹的撞击点；根据直升机的最大前飞速度、旋翼正常转速时主桨叶变距拉杆的线速度确定撞击时鸟弹的撞击速度；鸟弹发射采用空气炮，在试验件前布置两排激光测速设备，正式试验前通过实弹发射的方法建立弹速和空气炮压力的关系。

6.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第六步中，对鸟撞后的变距拉杆进行四个方面检查，包括测量杆体变形量、检查两个杆端带柄轴承的卡滞情况、检查安装螺栓的拧紧力矩和检查试验件的损伤，采用三维数控测量机测量杆体的变形，并与三维数模对比。

7.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第七步中，将正常情况下主桨叶变距拉杆30分钟内的飞行状态载荷及循环次数施加在鸟撞后的试验件上。

8.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第八步中，直升机主桨叶变距拉杆在完成寿命试验后，将至少两件主桨叶变距拉杆安装在拉压试验台上，至少一件以从零开始连续线性增加的方式施加拉伸载荷，直到结构破坏，至少一件主桨叶变距拉杆施加轴向压缩载荷，以从零开始连续线性增加的方式施加压缩载荷，直到结构破坏。

9.根据权利要求1所述的直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，其特征在于：在所述第九步中，根据直升机主桨叶变距拉杆鸟撞后的损伤检查、三十分钟疲劳寿命试验、压缩及拉伸剩余强度试验结果，确定主桨叶变距拉杆的抗鸟撞性能。

说明书

一种直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法

技术领域

[0001] 本发明属于直升机结构强度试验领域，主要涉及直升机主桨叶变距拉杆在飞行中发生鸟撞损伤后性能的确定方法。

背景技术

[0002] 直升机作为一种特殊的低空域航空器，主要的使用范围在0到1000米高度之间，如某型机0～600m高度范围的使用时间比率高达为40％，这一范围正是飞鸟主要的活动区间，所以全球范围内直升机发生鸟撞的事故一直居高不下。虽然直升机属于低速航空器，飞行时速度一般在300km/h以内，但相比固定翼飞机，其有着高速转动的旋翼系统，一般直升机主旋翼系统的转速在200转/分到400转/分之间，尾旋翼的速度更高，因此如果鸟撞发生在旋翼系统，撞击时的相对速度同样很大，而且直升机靠旋翼系统的产生升力、前飞动力和实现飞行操纵，且多为单路传力结构，一旦某个环节出现失效，后果将是灾难性的。如作为直升机旋翼系统的关键性部件，主桨叶变距拉杆一端连接主桨叶，另一端连接操纵系统，与旋翼系统一起高速旋转，飞行时直升机通过主桨叶变距拉杆实现桨叶攻角和旋翼倾斜角的操纵，来获得其飞行时所需的姿态、方向和速度，如果在飞行过程中出现鸟撞，轻则会引起直升机的强烈振动，重则使主桨叶变距拉杆的操纵功能丧失。

[0003] 因此，民用航空器适航JAR/FAR/CCAR29.631规定：旋翼航空器必须设计成，在0～2440米的高度范围内，速度等于VNE或VH(取较小者)，受到1.0公斤的鸟撞击后能够继续安全飞行并着陆(对A类)或安全着陆(对B类)，必须通过试验或在对有充分代表性的相似设计结构上进行的试验的基础上的分析来表明符合性。

[0004] 目前国内民用直升机适航工作处于起步阶段，直升机动部件鸟撞验证技术研究较少，主桨叶变距拉杆结构的抗鸟撞性能缺乏可靠的认定方法。

发明内容

[0005] 为解决上述问题，本发明提出直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，准确获得该类结构的抗鸟撞性能，确保直升机在各类飞行过程中发生鸟撞后不会导致灾难性的后果。

[0006] 本发明直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，包括以下步骤：

[0007] 第一步、选取与直升机装机技术状态一致的主桨叶变距拉杆作为试验件，在试验件上粘贴应变片；

[0008] 第二步、设计用于向主桨叶变距拉杆施加轴向压载荷的试验台和试验夹具，将试验件安装在试验台上；

[0009] 第三步、确定试验安装载荷，并施加在试验件上；

[0010] 第四步、进行鸟弹设计，确定主桨叶变距拉杆的鸟撞位置和撞击速度；

[0011] 第五步、进行鸟撞试验，记录鸟撞过程中试验件上应变片的输出；

[0012] 第六步、鸟撞试验后对试验件进行损伤检查和变形计量；

[0013] 第七步、进行鸟撞试验后的三十分钟疲劳寿命试验；

[0014] 第八步、疲劳寿命试验后进行压缩及拉伸剩余强度试验；

[0015] 第九步、依据试验结果对主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能评估。

[0016] 优选的是，在所述第一步中，选取不少于两件主桨叶变距拉杆作为试验件；为了控制试验载荷的精度，获取鸟撞过程中试验件响应特性，在试验夹具和试验件分别粘贴应变片，试验夹具上的应变片通过载荷标定，建立电压与载荷的关系。

[0017] 在上述任一方案中优选的是，在所述第二步中，主桨叶变距拉杆的下端夹具固定在试验台地板上，上端夹具采用螺杆与螺母与试验台连接，通过旋转螺杆上的螺母施加轴向力，主桨叶变距拉杆通过连接螺栓安装在上、下夹具之间，安装模拟装机状态，包括螺栓的拧紧力矩。

[0018] 在上述任一方案中优选的是，在所述第三步中，在主桨叶变距拉杆上施加轴向压载荷，载荷为飞行中结构受到的最大载荷值，根据飞行实测或计算给出，试验件安装到夹具上后，压载荷通过调节螺杆上的螺母施加，载荷大小通过试验夹具上的应变片输出值进行控制。

[0019] 在上述任一方案中优选的是，在所述第四步中，选择重量1kg左右的鸡作为鸟弹，以保证组织成分与飞鸟相近；在主桨叶变距拉杆的中间位置标识鸟弹的撞击点；根据直升机的最大前飞速度、旋翼正常转速时主桨叶变距拉杆的线速度确定撞击时鸟弹的撞击速度；鸟弹发射采用空气炮，在试验件前布置两排激光测速设备，正式试验前通过实弹发射的方法建立弹速和空气炮压力的关系，将鸟撞时的速度控制在误差范围内。

[0020] 在上述任一方案中优选的是，在所述第六步中，对鸟撞后的变距拉杆进行四个方面检查：测量杆体变形量、检查两个杆端带柄轴承的卡滞情况、检查安装螺栓的拧紧力矩、检查试验件的损伤，采用三维数控测量机测量杆体的变形，并与三维数模对比。

[0021] 在上述任一方案中优选的是，在所述第七步中，直升机在空中发生鸟撞后，按应急处置程序调整航向、高度和速度等最终实现安全着陆需要足够的时间，按民用直升机适航规章要求，必须具备30分钟的飞行能力，按主桨变距拉杆的工作频率、考虑超转(105％正常转速)和寿命试验分散系数，确定主桨叶变距拉杆30分钟的飞行状态载荷及循环次数，并施加在鸟撞后的试验件上。

[0022] 在上述任一方案中优选的是，在所述第八步中，直升机主桨叶变距拉杆在完成寿命试验后，将至少一件主桨叶变距拉杆安装拉压试验台上，以从零开始连续线性增加的方式施加拉伸载荷，直到结构破坏，将至少一件主桨叶变距拉杆施加轴向压缩载荷，以从零开始连续线性增加的方式施加压缩载荷，直到结构破坏。

[0023] 在上述任一方案中优选的是，在所述第九步中，根据直升机主桨叶变距拉杆鸟撞后的损伤检查、三十分钟疲劳寿命试验、压缩及拉伸剩余强度试验结果，确定主桨叶变距拉杆的抗鸟撞性能。

附图说明

[0024] 图1是按照本发明直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法的一优选实施例的流程图。

[0025] 图2是图1所示实施例的疲劳寿命试验和剩余强度试验方法示意图。

[0026] 图3是图1所示实施例的疲劳寿命试验载荷谱施加方法示意图。

具体实施方式

[0027] 为解决上述问题，本发明提出直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，准确获该类结构的抗鸟撞性能，即使直升机在最严酷的飞行过程中发生鸟撞也不会出现灾难性的后果。

[0028] 本发明直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法，包括以下步骤：

[0029] 第一步、选取与直升机装机技术状态一致的主桨叶变距拉杆作为试验件，在试验件上粘贴应变片；

[0030] 第二步、设计用于向主桨叶变距拉杆施加轴向压载荷的试验台和试验夹具，将试验件安装在试验台上；

[0031] 第三步、确定试验安装载荷，并施加在试验件上；

[0032] 第四步、进行鸟弹设计，确定主桨叶变距拉杆的鸟撞位置和撞击速度；

[0033] 第五步、进行鸟撞试验，记录鸟撞过程中试验件上应变片的输出；

[0034] 第六步、鸟撞试验后对试验件进行损伤检查和变形计量；

[0035] 第七步、进行鸟撞试验后的三十分钟疲劳寿命试验；

[0036] 第八步、疲劳寿命试验后进行压缩及拉伸剩余强度试验；

[0037] 第九步、依据试验结果对主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能评估。

[0038] 在所述第一步中，选取不少于两件主桨叶变距拉杆作为试验件；为了控制试验载荷的精度，获取鸟撞过程中试验件响应特性，在试验夹具和试验件分别粘贴应变片，试验夹具上的应变片通过载荷标定，建立电压与载荷的关系。

[0039] 在所述第二步中，主桨叶变距拉杆的下端夹具固定在试验台地板上，上端夹具采用螺杆与螺母与试验台连接，通过旋转螺杆上的螺母施加轴向力。主桨叶变距拉杆通过连接螺栓安装在上、下夹具之间，安装模拟装机状态，包括螺栓的拧紧力矩。

[0040] 在所述第三步中，在主桨叶变距拉杆上施加轴向压载荷，载荷为飞行中结构受到的最大载荷值，根据飞行实测或计算给出。试验件安装到夹具上后，压载荷通过调节螺杆上的螺母施加，载荷大小通过试验夹具上的应变片输出值进行控制。

[0041] 在所述第四步中，选择重量1kg左右的鸡作为鸟弹，以保证组织成分与飞鸟相近；在主桨叶变距拉杆的中间位置标识鸟弹的撞击点；根据直升机的最大前飞速度、旋翼正常转速时主桨叶变距拉杆的线速度确定撞击时鸟弹的撞击速度；鸟弹发射采用空气炮，在试验件前布置两排激光测速设备，正式试验前通过实弹发射的方法建立弹速和空气炮压力的关系，将鸟撞时的速度控制在误差范围内。

[0042] 在所述第六步中，对鸟撞后的变距拉杆进行四个方面检查：测量杆体变形量、检查两个杆端带柄轴承的卡滞情况、检查安装螺栓的拧紧力矩、检查试验件的损伤。采用三维数控测量机测量杆体的变形，并与三维数模对比。

[0043] 在所述第七步中，直升机在空中发生鸟撞后，按应急处置程序调整航向、高度和速度等最终实现安全着陆需要足够的时间，按民用直升机适航规章要求，必须具备30分钟的飞行能力，按主桨变距拉杆的工作频率、考虑超转(105％正常转速)和寿命试验分散系数，确定主桨叶变距拉杆30分钟的飞行状态载荷及循环次数，并施加在鸟撞后的试验件上。

[0044] 在所述第八步中，直升机主桨叶变距拉杆在完成寿命试验后，将至少两件主桨叶变距拉杆安装在拉压试验台上，至少一件以从零开始连续线性增加的方式施加拉伸载荷，直到结构破坏，至少一件主桨叶变距拉杆施加轴向压缩载荷，以从零开始连续线性增加的方式施加压缩载荷，直到结构破坏。

[0045] 在所述第九步中，根据直升机主桨叶变距拉杆鸟撞后的损伤检查、三十分钟疲劳寿命试验、压缩及拉伸剩余强度试验结果，确定主桨叶变距拉杆的抗鸟撞性能。

[0046] 下面以某型直升机主桨叶变距拉杆为例，阐述具体实施方式：

[0047] (1)主桨叶变距拉杆鸟撞时的技术状态

[0048] 某型直升机的主桨叶变距拉杆包含铝合金杆体、带柄橡胶轴承和螺母、垫圈等，两端的带柄橡胶轴承工作面互相垂直。直升机在飞行过程中，变距拉杆随主旋翼一起旋转，该型机变距拉杆承受的最大载荷为-8000N(受压)，出现在最大过载下的俯冲拉起状态。

[0049] 由于主桨叶变距拉杆为两端铰支的二力杆，理论上当鸟撞发生时，冲击位置处于拉杆中间时，受力情况最为严酷，因此，根据危险性原则，鸟撞验证时偏保守地采用重量1.0kg的鸟沿与主桨叶变距拉杆轴线呈90°夹角，且垂直一个带柄橡胶轴承的工作面撞击杆体的中间部位，撞击时主桨叶变距拉杆的工作载荷为-8000N，撞击速度为直升机的速度VH叠加旋翼系统的工作转速279.2rpm，即：100m/s。

[0050] (2)鸟撞试验设计

[0051] 设计鸟撞试验台，主桨叶变距拉杆的下端夹具固定在试验台地板上，上端夹具采用螺杆、螺母与试验台连接，通过旋转螺杆上的螺母施加轴向力或轴向位移。主桨叶变距拉杆由连接螺栓安装在上、下夹具之间，安装模拟装机状态，包括螺栓的拧紧力矩。

[0052] 鸟撞时主桨叶变距拉杆上施加轴向压力以模拟飞行中桨叶产生的铰链力。为了保证施加载荷的精度，在螺杆上粘贴4个应变片，变距拉杆安装在试验台上前进行满量程的载荷标定，建立应变和载荷的关系。试验件安装到夹具上后，调节螺杆上的螺母对变距拉杆施加压载荷，当应变输出值到达标定对应的值即可。

[0053] 选择重量1kg左右的鸡做鸟弹，以保证组织成分与飞鸟相近。鸟弹的发射采用空气炮，空气炮的工作压力为1.5MPa，炮管长9.5m～13.5m，内径200mm。在试验台前布置两排激光测速系统，正式试验前采用实弹发射的方法对撞击速度进行调试，通过建立弹速和空气炮压力的关系将鸟撞速度控制在360±7.2km/h以内。

[0054] 试验在0℃～35℃的室温下进行。正式试验时，做好鸟弹的称重，并在主桨叶变距拉杆上标注弹着点，保证撞击位置在拉杆的中间区域。将空气炮加压到正确的压力，发射鸟弹。

[0055] (3)鸟撞后的试验件检查

[0056] 对鸟撞试验后的主桨叶变距拉杆进行四个方面的损伤检查，包括测量杆体的变形量、检查两个杆端的带柄轴承是否存在卡滞现象、检查安装螺栓的拧紧力矩变化、检查主桨叶变距拉杆可能存在的裂纹。

[0057] 采用三维数控测量机对主桨叶变距拉杆的弯曲变形进行精确测量，并与主桨叶变距拉杆的三维数模进行对比，确定最大的变形区域和变形量，对鸟撞后冲击影响进行初步评估，包括冲击力、两个杆端的带柄轴承是否存在可视损伤，弹性体变形是否正常，有无卡滞现象；两个安装螺栓的拧紧力矩变化；撞击区域着色渗透检查是否存在裂纹，主桨叶变距拉杆杆体的弯曲变形是否影响飞行操纵功能。

[0058] (4)鸟撞后结构安全性验证

[0059] 排除主桨叶变距拉杆的损伤不会对飞行操纵功能影响后，进行使用载荷下的疲劳寿命试验和剩余静强度试验，确保主桨变距拉杆在鸟撞发生后不会影响直升机的安全着陆。主桨变距拉杆通过双耳接头连接在试验机上，轴向受拉为正。

[0060] 三十分钟疲劳寿命试验：

[0061] 从试验情况看鸟撞发生时的撞击力导致变距拉杆产生较大程度的变形，这种损伤对旋翼系统的振动水平和操纵都会产生明显影响，飞行员应能得到及时反馈进入返航或应急程序。按应急处置程序，直升机首先退出此前的任务状态，采用水平飞行方式向目标着陆点靠近，期间通过转弯、下降等机动调整航向和高度，在接近陆地点时持续下滑到达安全高度，通过消速拉平将速度降至零，最终实现安全着陆。

[0062] 按JAR/FAR/CCAR/AC/CS29.631条款的要求，主桨变距拉杆鸟撞后能安全使用30分钟，故对其采用疲劳寿命试验的方法进行考核验证。试验偏安全地认为直升机在返场着陆过程中使用的是最危险飞行状态：70％最大连续功率水平飞行—>速度80节、滚转角45°螺旋转弯—>VNE下降—>进场消速—>正常着陆，若变距拉杆能够承受这些状态对应的载荷作用30分钟而不破坏，则认为满足寿命要求。

[0063] 主桨变距拉杆的工作频率为1Ω，与旋翼系统的正常转速(279.2转/分)一致，考虑超转105％正常转速，和单件寿命试验分散系数7，对应30分钟飞行载荷总循环次数为：

[0064] 30’×279.2×1.05×7＝61564次

[0065] 按照某型机的飞行实测结果，对应的5个飞行状态的载荷见表1所示。

[0066] 采用图2示意的试验方法进行三十分钟疲劳寿命试验，表1中的载荷按图3所示施加，试验前在主桨叶变距拉杆的两端布置银漆网用以监测试验过程中的裂纹。30分钟的寿命试验结束后，主桨变距拉杆如果未出现破坏，为了对受损结构的安全使用能力进行摸底，再按表1试验谱重复加载4次，继续验证2小时30分钟。

[0067] 当试验进行到最后一个30分钟的进场消速第一次循环时，一件主桨叶变距拉杆的一端银漆网报警，通过渗透显影方法确定变距拉杆带柄轴承与杆体螺纹连接区出现环状态裂纹。

[0068] 按照试验谱继续对试验件加载，直至达到要求的加栽次数，试验过程中裂纹没有继续扩展，也未发现新裂纹。

[0069] 由于裂纹出现在杆体螺纹连接区之内，试验中裂纹穿透后，靠近带柄轴承一端的杆体不再参与承载，而由剩余螺纹连接部分传递，故在后续载荷的施加下裂纹未出现进一步扩展，说明变距拉杆的带柄轴承与杆体螺纹连接区具有一定的损伤容限性能。

[0070] 表1 30分钟疲劳寿命试验载荷谱

[0071]

[0072]

[0073] 剩余强度验证：

[0074] 鸟撞后的主桨变距拉杆在经受2小时30分钟的飞行小时载荷考核后未破坏，满足JAR/FAR/CCAR/AC/CS29.631适航条款的要求。考虑到鸟撞后的飞行过程中意外遇到突风等大载荷情况，因此需要进一步确定结构的剩余承载能力。

[0075] 剩余承载能力包括静压缩失稳强度和静拉伸破坏强度2个部分，一个试验件验证静拉伸破坏强度，另一个试验件验证压缩失稳强度，试验加载方法见图2所示。

[0076] 将主桨叶变距拉杆安装在试验台上施加轴向拉伸和压缩载荷，载荷从零开始连续线性增加，直至达到最大使用载荷的1.5倍后停止试验。

[0077] 根据疲劳寿命试验、拉伸和压缩剩余强度试验结果，判断鸟撞后的主桨变距拉杆是否具备安全飞行2小时30分钟的能力，且此后是否仍能承受最大拉、压使用载荷而不发生失稳或拉伸破坏，做出该型机主桨变距拉杆是否需要加强的决定。

[0078] 需要说明的是，本发明直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法包括上述实施例中的任何一项及其任意组合，但上面所述的实施例仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明范围进行限定，在不脱离本发明设计精神前提下，本领域普通工程技术人员对本发明的技术方案作出的各种变形和改进，均应落入本发明的权利要求书确定的保护范围内。