本發(fā)明是一種確定直升機涵道垂尾壽命的試驗方法,屬于直升機結(jié)構(gòu)試驗領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

現(xiàn)有的直升機復(fù)合材料涵道垂尾壽命的確定方法是：在涵道垂尾試驗結(jié)構(gòu)件上按預(yù)先編制好的疲勞載荷譜進行疲勞試驗，根據(jù)分析設(shè)定幾個循環(huán)下的疲勞載荷譜對應(yīng)涵道垂尾的設(shè)計目標壽命，按照4～6倍的設(shè)計目標壽命進行疲勞試驗，試驗結(jié)束后涵道垂尾結(jié)構(gòu)如果沒有出現(xiàn)危機安全飛行的損傷即可確定涵道垂尾結(jié)構(gòu)壽命與設(shè)計目標壽命等效。

現(xiàn)有的試驗技術(shù)試驗周期比較長，試驗過程中也不考慮試驗件初始制造缺陷和使用過程中各種缺陷對直升機復(fù)合材料涵道垂尾結(jié)構(gòu)造成的影響，不能夠完全反映直升機復(fù)合材料垂尾結(jié)構(gòu)在整個服役周期內(nèi)使用情況。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題：

考慮復(fù)合材料的特殊的力學和物理特性，本發(fā)明考慮實際制造以及使用過程中可能產(chǎn)生的各種缺陷、損傷，同時考慮使用環(huán)境對復(fù)合材料力學性能產(chǎn)生的影響，進行直升機復(fù)合材料涵道垂尾的壽命試驗，并能根據(jù)試驗結(jié)果確定檢查周期。

本發(fā)明的技術(shù)方案：

一種確定直升機復(fù)合材料涵道垂尾壽命的試驗方法，其主要步驟如下：

第一步，確定直升機復(fù)合材料涵道垂尾的試驗加載點，分別是涵道垂尾結(jié)構(gòu)的尾槳加載點4；涵道垂尾結(jié)構(gòu)的氣動載荷加載點5；涵道垂尾結(jié)構(gòu)的平尾加載點6，確定復(fù)合材料涵道垂尾結(jié)構(gòu)的缺陷，分別是預(yù)制沖擊缺陷7和預(yù)制分層缺陷8；

第二步，是在最大使用載荷下進行靜力試驗，確定直升機復(fù)合材料涵道垂尾結(jié)構(gòu)在最大使用載荷情況不會發(fā)生破壞；

第三步，用加重的1.2倍疲勞載荷譜對復(fù)合材料涵道垂尾試驗件進行疲勞試驗，加載2倍的設(shè)計目標壽命周期后，如果試驗件初始預(yù)制的可檢沖擊缺陷和分層沒有擴展和新的損傷出現(xiàn)，可確定復(fù)合材料涵道垂尾結(jié)構(gòu)滿足了設(shè)計目標壽命；如果預(yù)制的缺陷擴展和新的缺陷出現(xiàn)，試驗失?。?/p>

第四步，在1.1倍的最大使用載荷下進行靜力試驗，確保在完成設(shè)計目標壽命后能夠再承受最大的使用載荷結(jié)構(gòu)不發(fā)生破壞，如果結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞，試驗失?。?/p>

第五步，將疲勞載荷譜加重1.2倍后繼續(xù)進行對復(fù)合材料涵道垂尾試驗件進行疲勞試驗，根據(jù)對預(yù)制沖擊缺陷7和預(yù)制分層缺陷8的擴展情況和新的缺陷的產(chǎn)生時間，給出復(fù)合材料涵道垂尾結(jié)構(gòu)的檢查周期；

第六步，進行靜力試驗直至復(fù)合材料涵道垂尾結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞，確定結(jié)構(gòu)剩余強度。

本發(fā)明的有益效果：

能夠減少試驗的周期，同時能夠涵蓋直升機復(fù)合材料垂尾結(jié)構(gòu)制造和使用過程中可能碰見的各種缺陷和損傷以及這些缺陷和損傷的擴展情況,能夠根據(jù)試驗結(jié)果確定涵道垂尾結(jié)構(gòu)的使用壽命和檢查間隔時間。

附圖說明

圖1為直升機復(fù)合材料涵道垂尾試驗件安裝示意圖；

圖2為本發(fā)明方法流程圖；

其中：1涵道垂尾結(jié)構(gòu) 2涵道垂尾結(jié)構(gòu)的過渡段 3固定墻 4涵道垂尾結(jié)構(gòu)的尾槳加載點 5涵道垂尾結(jié)構(gòu)的氣動載荷加載點 6涵道垂尾結(jié)構(gòu)的平尾加載點 7預(yù)制的沖擊缺陷 8預(yù)制的分層缺陷。

具體實施方式

安裝涵道垂尾結(jié)構(gòu)試驗件1時取與涵道垂尾過渡一段結(jié)構(gòu)2進行安裝，試驗件已經(jīng)制造了預(yù)制沖擊缺陷7和預(yù)制分層缺陷8，并在過渡段2進行約束固定，試驗過程如下：

第一步，確定直升機復(fù)合材料涵道垂尾的試驗加載點，分別是4涵道垂尾結(jié)構(gòu)的尾槳加載點；5涵道垂尾結(jié)構(gòu)的氣動載荷加載點；6涵道垂尾結(jié)構(gòu)的平尾加載點。確定復(fù)合材料涵道垂尾結(jié)構(gòu)的缺陷，分別是7預(yù)制的沖擊缺陷和8預(yù)制的分層缺陷。

第二步，是在最大使用載荷下進行靜力試驗，確定直升機復(fù)合材料涵道垂尾結(jié)構(gòu)在最大使用載荷情況不會發(fā)生破壞，如果發(fā)生破壞，試驗失敗；

第三步，用加重的1.2倍疲勞載荷譜對復(fù)合材料涵道垂尾試驗件進行疲勞試驗，加載2倍的設(shè)計目標壽命周期后，如果試驗件初始預(yù)制的可檢沖擊缺陷和分層沒有擴展和新的損傷出現(xiàn)，可確定復(fù)合材料涵道垂尾結(jié)構(gòu)滿足了設(shè)計目標壽命；如果預(yù)制的缺陷擴展和新的缺陷出現(xiàn)，試驗失敗；

第四步，在1.1倍的最大使用載荷下進行靜力試驗，確保在完成設(shè)計目標壽命后能夠再承受最大的使用載荷結(jié)構(gòu)不發(fā)生破壞，如果結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞，試驗失敗。

第五步，將疲勞載荷譜加重1.2倍后繼續(xù)進行對復(fù)合材料涵道垂尾試驗件進行疲勞試驗，根據(jù)對缺陷7和缺陷8的擴展情況和新的缺陷的產(chǎn)生時間，給出復(fù)合材料涵道垂尾結(jié)構(gòu)的檢查周期；

第六步，進行靜力試驗直至復(fù)合材料涵道垂尾結(jié)構(gòu)的破壞，確定結(jié)構(gòu)剩余強度。