直八机旋翼大梁疲劳试验方法研究以及和进口大梁对比试验分析.pdfVIP

第十四届(1998年)全国矗升机年会论文 直八机旋翼大梁疲劳试验方法研究 以及与进口大梁对比试验分析 中国直升机设计研究所九室 雷键 摘 要 由我国自{亍设计、制造的直八桨计部件经过几年不懈努力，已研 制生产成功。它采用LD2高强度铝台金材料挤压成型，为空心薄壁管 梁结构。为确定国产桨叶性能和疲劳特性，为国产桨叶疲劳寿命提供 依据，保障部队正常使用，我们在相同条件下进行了进口大梁与国产 大梁样件的疲劳对比试验，最后与法国宇航提供的原准机数据进行对 比分析。本文着重阐述了其疲劳试验方法的研究。该试验采用了共振 复合加载技术，栗用了调频调幅技术．采用了计算机跟踪采集和数据 分析软件技术，取得了较好效果。 一、试验原理及其特点 设计了一个专用桨叶振动试验台，即用机械激振器产生交变力，作为试件激振力，使 其在一个特定频率范围内与试件产生共振．以其达到规定的试验载荷。加载原理示意图如 下： ～168一 激振器由调频器连接交流电机通过软轴驱动。激振力的大小可通过调节激振器的偏心 轮角度来控制，利用载荷的比例关系．使试件带攻角安装．当激振器工作时即单点激振， 试件截面载荷同频率、同相位，同时满足挥舞、摆振交变力矩——即复合加载。完全满足 了试验任务书要求，桨叶根部的一端设计了专用的工艺管梁过渡．模拟了桨叶的边界条件 以及任务书规定载荷分布曲线要求。离心力由钢索、减震弹簧和液压作动筒来施加。试验 采用了以静代动标定法通过采取以上措施．经过试验不断摸索和改进．现试验已圆满完 成。 二、试验载荷 1．D——D截面监控载荷： 挥舞交变力矩№=±2500N·m 摆振交变力矩M，=±6250N·111挥／摆：1：2．5 离心力 N=211kN 2 载荷向量计算 由于是单点激搌．同时施加挥舞、摆振交变力矩D-——1D截面载荷部是在中性轴上 所以根据向最合成定理，合成力矩为 r——————一，——————————一 M台。√‰’+M。2：√25002+62502=6731N·m 3 试件攻角计算 2500／6250=68。40’ H=arctg 、_台 雄弋卟、 ∽≯ 固1 —169— 试验时．如果攻角和标定的载荷有矛盾时，则以标定的载荷为准，调整试件攻角。如 果挥舞载荷和摆振载荷不能同时满足任务书要求时，则优先保证挥舞载荷。 三、试验结果 试验结果见表1 表1试验结果 试 进口件 国产件 件 动标载荷 号 第一级 第二级 第一级 第二级 1 载荷 K：±2500 舻±3000 ml,--±2514‰：±2793 7 N·III *：±6250 *=±7250 *：±6062 ．Ir=±661 挥／摆 1：2．5 1：2．5 1：241 1：2．34 次数N=l舻 1．95 2．0