直升机主桨毂支臂疲劳验证技术研究.pdf

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1、总第179期2014年第2期直升机HELICO町ER技术TECHNIQUETotalNo．179No．22014文章编号：1673．1220(2014)02-059-05直升机主桨毂支臂疲劳验证技术研究喻溅鉴，李清蓉，熊欣，邹静，胡磊(中国直升机设计研究所，江西景德镇333001)摘要主桨毂支臂是直升机复杂关键件承受复杂疲劳载荷的代表之一，疲劳破坏是主要的失效模式。回顾了主桨毂支臂疲劳验证的发展历程，研究了球柔性主桨毂支臂疲劳验证的试验方案设计、正确性检验设计和寿命评定。对球柔性主桨毂支臂进行载荷力系研究、疲劳载荷谱分析研究、低周疲劳试验载荷设计和高周疲劳试验载荷设计，形成

2、低周、高周全尺寸疲劳试验相结合且动态调整的疲劳验证方案，有效验证支臂各疲劳危险部位。关键词直升机；支臂；疲劳试验中图分类号：V216．3文献标识码：AFatigueSubstantiationStudyonHelicopterMainRotorSleeveYUJianjian，LIQingrong，XIONGXin，ZOUJing，HULei(ChinaHelicopterResearchandDevelopmentInstitute，Jingdezhen，333001)AbstractMainrotorsleeveisoneoftherepresentativesofco

3、mplexcrucialcomponentloadedbycomplexfatigueforces．Fatiguedamageisitsmainfailuremode．Fatiguesubstantiationdevelopingcourseonmainrotorsleeveandtestprojectdesign，testvalidityverificationdesign，lifeevaluationoffatiguesubstantiationonsphericalflexiblemainrotorsleevewerepresentedinthispaper．Full

4、—scalesleevedynamicmodifyingfatiguetestprojectofcombinglowcyclefatigueandhighcyclefa—tiguewasformedbyresearchonloadsystem，fatigueloadspectrum，lowcyclefatiguetestloadde—signandhighcyclefatiguetestloaddesignofsphericalflexiblemainrotorsleeve．Fatiguecriticalpositionsofsleevecouldbesubstantiat

5、edeffectivelybythisproject．Keywordshelicopter；sleeve；fatiguetest1直升机关重件疲劳验证概况强度、刚度和疲劳寿命是对直升机结构使用的三个基本要求。疲劳破坏是直升机结构失效的主要原因之一，引起疲劳失效的循环载荷往往远小于静态断裂分析的“安全”载荷。对影响直升机安全的疲劳关重件，军用直升机强度和刚度规范及适航规章CCAR一27、CCAR一29等均明确规定需要进行疲劳验证和评定。对直升机关重件疲劳验证和评定的各个方面，收稿日期：2014—02—20作者简介：喻溅鉴(1976一)，男，江西上高人，硕士，高级工程师，主要研

6、究方向：直升机疲劳设计。·60·直升机技术总第179期包含结构承受的疲劳载荷、结构疲劳特性、疲劳评定方法、疲劳验证和评定结果的应用等，国内外进行了大量、长期的研究和应用。疲劳载荷是疲劳验证和评定的基本因素之一。J．F．Ward⋯研究了直升机载荷，并将结果应用于解决旋翼桨叶疲劳验证问题；穆志韬‘11对高周疲劳环境下直升机疲劳载荷谱的编制方法进行了研究，采用某直升机尾桨叶飞行实测数据，编制了建立在统计基础上的尾桨叶实测疲劳载荷谱；KevinM131研究了疲劳验证过程中的薄弱环节使用频谱，提出了几个设计计划，用来记录持续确定飞行时直升机状态的必要数据，以监控及完善使用频谱。疲劳特

7、性是疲劳验证和评定的另一个基本因素。WilliamD．HarrisHl研究了使疲劳特性保持所需要的置信度和存活概率，采集数据调整所必需的应用方法；康浩∞1采用单点疲劳试验加载方法实现直升机复合材料尾桨叶疲劳试验挥舞、摆振、扭转方向的交变载荷协调加载；李清蓉【61结合某直升机尾桨轴的疲劳试验，介绍了疲劳试验、试验实施方案设计的工作内容和方法。根据直升机结构的疲劳特性和承受的疲劳载荷可进行疲劳评定。N．Toulas"1通过疲劳试验研究了损伤积累和寿命预测平均应力模型；穆志韬旧。分析了直升机承受高周疲劳载荷的特点及其关键