一种确定直升机复合材料涵道垂尾寿命的试验方法与流程

本发明是一种确定直升机涵道垂尾寿命的试验方法,属于直升机结构试验领域。

背景技术：

现有的直升机复合材料涵道垂尾寿命的确定方法是：在涵道垂尾试验结构件上按预先编制好的疲劳载荷谱进行疲劳试验，根据分析设定几个循环下的疲劳载荷谱对应涵道垂尾的设计目标寿命，按照4～6倍的设计目标寿命进行疲劳试验，试验结束后涵道垂尾结构如果没有出现危机安全飞行的损伤即可确定涵道垂尾结构寿命与设计目标寿命等效。

现有的试验技术试验周期比较长，试验过程中也不考虑试验件初始制造缺陷和使用过程中各种缺陷对直升机复合材料涵道垂尾结构造成的影响，不能够完全反映直升机复合材料垂尾结构在整个服役周期内使用情况。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题：

考虑复合材料的特殊的力学和物理特性，本发明考虑实际制造以及使用过程中可能产生的各种缺陷、损伤，同时考虑使用环境对复合材料力学性能产生的影响，进行直升机复合材料涵道垂尾的寿命试验，并能根据试验结果确定检查周期。

本发明的技术方案：

一种确定直升机复合材料涵道垂尾寿命的试验方法，其主要步骤如下：

第一步，确定直升机复合材料涵道垂尾的试验加载点，分别是涵道垂尾结构的尾桨加载点4；涵道垂尾结构的气动载荷加载点5；涵道垂尾结构的平尾加载点6，确定复合材料涵道垂尾结构的缺陷，分别是预制冲击缺陷7和预制分层缺陷8；

第二步，是在最大使用载荷下进行静力试验，确定直升机复合材料涵道垂尾结构在最大使用载荷情况不会发生破坏；

第三步，用加重的1.2倍疲劳载荷谱对复合材料涵道垂尾试验件进行疲劳试验，加载2倍的设计目标寿命周期后，如果试验件初始预制的可检冲击缺陷和分层没有扩展和新的损伤出现，可确定复合材料涵道垂尾结构满足了设计目标寿命；如果预制的缺陷扩展和新的缺陷出现，试验失败；

第四步，在1.1倍的最大使用载荷下进行静力试验，确保在完成设计目标寿命后能够再承受最大的使用载荷结构不发生破坏，如果结构发生破坏，试验失败；

第五步，将疲劳载荷谱加重1.2倍后继续进行对复合材料涵道垂尾试验件进行疲劳试验，根据对预制冲击缺陷7和预制分层缺陷8的扩展情况和新的缺陷的产生时间，给出复合材料涵道垂尾结构的检查周期；

第六步，进行静力试验直至复合材料涵道垂尾结构发生破坏，确定结构剩余强度。

本发明的有益效果：

能够减少试验的周期，同时能够涵盖直升机复合材料垂尾结构制造和使用过程中可能碰见的各种缺陷和损伤以及这些缺陷和损伤的扩展情况,能够根据试验结果确定涵道垂尾结构的使用寿命和检查间隔时间。

附图说明

图1为直升机复合材料涵道垂尾试验件安装示意图；

图2为本发明方法流程图；

其中：1涵道垂尾结构 2涵道垂尾结构的过渡段 3固定墙 4涵道垂尾结构的尾桨加载点 5涵道垂尾结构的气动载荷加载点 6涵道垂尾结构的平尾加载点 7预制的冲击缺陷 8预制的分层缺陷。

具体实施方式

安装涵道垂尾结构试验件1时取与涵道垂尾过渡一段结构2进行安装，试验件已经制造了预制冲击缺陷7和预制分层缺陷8，并在过渡段2进行约束固定，试验过程如下：

第一步，确定直升机复合材料涵道垂尾的试验加载点，分别是4涵道垂尾结构的尾桨加载点；5涵道垂尾结构的气动载荷加载点；6涵道垂尾结构的平尾加载点。确定复合材料涵道垂尾结构的缺陷，分别是7预制的冲击缺陷和8预制的分层缺陷。

第二步，是在最大使用载荷下进行静力试验，确定直升机复合材料涵道垂尾结构在最大使用载荷情况不会发生破坏，如果发生破坏，试验失败；

第三步，用加重的1.2倍疲劳载荷谱对复合材料涵道垂尾试验件进行疲劳试验，加载2倍的设计目标寿命周期后，如果试验件初始预制的可检冲击缺陷和分层没有扩展和新的损伤出现，可确定复合材料涵道垂尾结构满足了设计目标寿命；如果预制的缺陷扩展和新的缺陷出现，试验失败；

第四步，在1.1倍的最大使用载荷下进行静力试验，确保在完成设计目标寿命后能够再承受最大的使用载荷结构不发生破坏，如果结构发生破坏，试验失败。

第五步，将疲劳载荷谱加重1.2倍后继续进行对复合材料涵道垂尾试验件进行疲劳试验，根据对缺陷7和缺陷8的扩展情况和新的缺陷的产生时间，给出复合材料涵道垂尾结构的检查周期；

第六步，进行静力试验直至复合材料涵道垂尾结构的破坏，确定结构剩余强度。