一种桨叶防除冰加热组件粘接强度验证方法技术

本发明专利技术属于直升机结构疲劳设计技术领域，具体涉及一种桨叶防除冰加热组件粘接强度验证方法。本发明专利技术采用小样件试验结合有限元应力计算对粘接面的静强度和疲劳寿命进行评估，采用小样件试验替代全尺寸性能试验，节省了大量试验资源，并且通过4点弯曲疲劳加载方法，有效地对考核区均匀施加多个试验载荷，有效评定防除冰加热组件脱粘检查周期，本发明专利技术为防除冰加热组件粘接强度验证提供了方法，有极大的工程应用价值。应用价值。应用价值。

【技术实现步骤摘要】
一种桨叶防除冰加热组件粘接强度验证方法


[0001]本专利技术属于直升机结构疲劳设计
，具体涉及一种桨叶防除冰加热组件粘接强度验证方法。

技术介绍

[0002]直升机为能在结冰气候环境下安全飞行，需在直升机桨叶安装防除冰系统，国内常见的桨叶防除冰系统为电加热加热组件的防除冰系统，直升机桨叶防除冰加热组件位于桨叶本体和包铁之间，在结构上起连接作用，并非主承力构件，所受载荷来自于桨叶与包铁之间的变形协调。
[0003]防除冰加热组件主要为橡胶材料，其粘接工艺均为新工艺，而防除冰加热组件粘接工艺无法避免防除冰加热组件与桨叶之间存在大面积脱粘，因此其界面的粘接性能需要重新测定，粘接强度需要重新验证。
[0004]目前，国内外尚未检索到相关公开技术，因此亟需设计防除冰加热组件粘接强度验证方法，以满足系统交付要求以及确定使用的检查维护周期。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的是：针对现有技术中的不足，本专利技术提出一种桨叶防除冰加热组件粘接强度验证方法，规划样件级试验，测得防除冰加热组件粘接面强度性能，结合有限元应力分析结果对粘接强度进行评估，并设计一种能够协调加载多个载荷的桨叶疲劳试验加载方法，防除冰加热组件粘接考核区域的载荷分布较其他加载方式更为平均，更接近防除冰加热组件的真实受载情况，能够合理评定防除冰加热组件的脱粘检查周期。
[0006]本专利技术的技术方案：为了实现上述专利技术目的，提出一种桨叶防除冰加热组件粘接强度验证方法，直升机桨叶上安装有防除冰加热组件，所述防除冰加热组件位于桨叶本体和包铁之间；包括如下步骤：
[0007]S1：定义直升机桨叶坐标系与载荷；
[0008]以指向桨尖方向为x轴，桨叶剖面最大弦长线指向后缘方向为y轴，z轴根据右手定则得到；离心力F
c
指向桨尖为正，挥舞弯矩M
y
是使桨叶的上表面受拉为正，摆振弯矩M
z
是使桨叶的后缘受压为正，扭转弯矩M
x
桨叶前缘上弯为正；
[0009]S2：通过计算或飞行测试获得载荷谱，利用所述载荷谱选取确定直升机桨叶危险剖面，并对所述载荷谱进行等效处理获得疲劳等效载荷；
[0010]直升机桨叶在飞行过程中受到离心力、挥舞弯矩、摆振弯矩、扭转力矩作用，选取上述载荷作用下载荷最严酷的桨叶剖面作为危险剖面；详细设计阶段根据计算载荷编制计算载荷谱；定型阶段根据飞行测试实测载荷并编制实测载荷谱；
[0011]载荷谱可以写成如下式(1)的形式
[0012][0013]其中F为特征载荷，可以为挥舞弯矩、摆振弯矩、扭矩中的一种；F
sta，i
为第i个状态
的静载荷，F
dyn，i
为第i个状态的动载荷，n
i
为第i个状态所占时间比例，m为总状态数，且
[0014]根据防除冰加热组件粘接面的S
‑
N曲线
[0015][0016]其中s
dyn
为动载荷、S
∞
为结构疲劳极限、N为循环次数，α为S
‑
N曲线参数，采用Miner累积损伤理论，根据损伤等效原则将载荷谱等效为疲劳等效动载荷F
eq
，如计算公式(3)所示
[0017][0018]S3：建立桨叶带防除冰加热组件带包铁的全尺寸有限元模型，施加直升机桨叶各状态载荷，分析防除冰加热组件主要受力形式，计算各受力状态防除冰加热组件的粘接应力，并生成应力谱；
[0019]建立桨叶带防除冰加热组件带包铁的全尺寸有限元模型，施加直升机桨叶各状态载荷，分析防除冰加热组件橡胶的主要受力形式，获得各状态下防除冰加热组件的面外剪切静应力τ
sta
与动应力τ
dyn
；结合各状态飞行时间比例生成防除冰加热组件粘接面的应力谱(τ
sta，i
，τ
dyn，i
，n
i
)(i＝1，2...m)，根据Miner累积损伤理论，采用公式(4)将应力谱动载荷等效为疲劳等效应力τ
eq
；
[0020][0021]S4：制作防除冰加热组件小样件，根据所述步骤S3中获得的防除冰加热组件的主要受力形式，进行样件级试验，测试并计算防除冰加热组件与包铁、桨叶本体粘接面的静强度许用值和疲劳极限；
[0022]桨叶防除冰加热组件在直升机飞行过程中主要承受剪切作用，规划一种4板剪切的样件试验方法，防除冰加热组件橡胶分别与包铁、桨叶本体的蒙皮粘接，分别完成静力破坏和疲劳试验，测得粘接面的静强度许用值[τ]和疲劳极限τ
∞
，计算方法如下；
[0023]根据以下计算公式(5)计算静强度许用值[τ]，取所有静力试验结果的最小值：
[0024][τ]＝min{τ
b1
，τ
b2
，
…
}
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)
[0025]τ
bi
为第i件试验件剪切静力试验的剪切破坏应力；
[0026]根据公式(6)计算单件试验件的疲劳极限τ
∞i
[0027]τ
∞i
＝τ
dyn，i
*N
α
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(6)
[0028]其中τ
dyn，i
为疲劳试验剪切应力，N为破坏循环次数；
[0029]在一个可能的实施例中，对所有试验件的疲劳极限τ
∞i
取对数平均值计算得到平均疲劳极限τ
∞
；
[0030]S5：防除冰加热组件粘接强度计算；
[0031]使用所述步骤S4获得的防除冰加热组件应力粘接静强度许用值[τ]与疲劳极限τ
∞i
，对所述步骤S3的防除冰加热组件应力谱进行静强度和疲劳寿命评估，计算防除冰加热
组件粘接静强度裕度与平均疲劳寿命；
[0032]使用公式(7)计算防除冰加热组件粘接静强度裕度M.S.
[0033][0034]公式(7)中τ
max
为步骤S3中应力谱所有τ
sta，i
+τ
dyn，i
的最大值；
[0035]使用公式(8)计算防除冰加热组件粘接面的疲劳寿命L
[0036][0037]式中R为旋翼的每小时转速；
[0038]S6：制作全尺寸脱粘扩展试验件；
[0039]选取一片尚未安装防除冰加热组件的桨叶，截取翼型段改造为桨叶翼型段试验件，在所述桨叶翼型段试验件的中间区域依次粘贴防除冰加热组件(3)及包铁(2)，所述防除冰加热组件(3)与所述桨叶翼型段试验件之间的粘接面上、所述防除冰加热组件(3)与所述包铁(2)之间的粘接面存在脱粘缺陷，所述试验件两端分别与两个铰支接头相连，用于实验加载；
[0040]S7：进行全尺寸本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种桨叶防除冰加热组件粘接强度验证方法，其特征在于，直升机桨叶上安装有防除冰加热组件，所述防除冰加热组件位于桨叶本体和包铁之间；包括如下步骤：S1：定义直升机桨叶坐标系与载荷；S2：通过计算或飞行测试获得载荷谱，利用所述载荷谱选取确定桨叶危险剖面，并对所述载荷谱进行等效处理获得疲劳等效载荷；S3：对所述步骤S2中桨叶危险剖面建立有限元模型，将载荷谱施加在所述有限元模型上，通过应力分析确定所述防除冰加热组件的主要受力形式，计算所述步骤S2中载荷谱各状态下防除冰加热组件的粘接应力，生成应力谱，并对所述应力谱进行等效处理获得疲劳等效应力；S4：根据所述步骤S3中获得的防除冰加热组件的主要受力形式，制作防除冰加热组件小样件，进行样件级试验，测得防除冰加热组件与包铁、桨叶本体粘接面的静强度许用值与疲劳极限；S5：使用所述步骤S4中获得的静强度许用值与疲劳极限，对所述步骤S3中获得的应力谱进行静强度和疲劳寿命评估，计算所述防除冰加热组件粘接面的静强度裕度与疲劳寿命；根据公式(7)计算所述静强度裕度M.S.：公式中[τ]为防除冰加热组件粘接静强度许用值，τ
max
为所述步骤S3应力谱中的应力最大值；使用公式(8)计算防除冰加热组件粘接面的疲劳寿命L式中R为直升机旋翼的每小时转速，t
∞
为所述步骤S4中测得的疲劳极限，τ
eq
为所述步骤S3中的疲劳等效应力；S6：制作试验件；选取一片尚未安装防除冰加热组件的桨叶，截取翼型段改造为桨叶翼型段试验件，在所述试验件的中间区域粘贴防除冰加热组件及包铁，所述试验件两端分别与两个铰支接头相连，用于实验加载；S7：对所述步骤S6的所述试验件进行加载试验；采用4点弯曲试验加载方法施加弯矩，同时在一端施加扭转弯矩完成疲劳试验，记录试验载荷，获得所述试验件脱粘扩展面积随循环次数的变化关系；S8：确定防除冰加热组件与桨叶脱粘允许的最大脱粘比；使用所述步骤S7的试验脱粘扩展面积随循环次数的变化关系，确定所述最大脱粘比对应的试验循环次数；根据所述步骤S2获得的等效载荷、步骤S7记录的试验载荷、所述最大脱粘比对应的试验循环次数，计算防除冰加热组件的检查维护周期。2.根据权利要求1所述的一种桨叶防除冰加热组件粘接强度验证方法，其特征在于，在所述步骤S1中，定义直升机桨叶坐标系与载荷，以指向桨尖方向为x轴，桨叶剖面最大弦长线指向后缘方向为y轴，z轴根据右手定则得到；离心力Fc指向桨尖为正，挥舞弯矩My是使桨叶的上表面受拉为正，摆振弯矩Mz是使桨叶的后缘受压为正，扭转弯矩Mx桨叶前缘上弯为
正。3.根据权利要求2所述的一种桨叶防除冰加热组件粘接强度验证方法，其特征在于，在所述步骤S2中，其中F为特征载荷，可以为挥舞弯矩、摆振弯矩、扭矩中的一种；F
sta，i
为第i个状态的静载荷，F
dyn，i
为第i个状态的动载荷，n
i
为第i个状态所占时间比例，m为总状态数，且所述疲劳等效载荷F
eq
是依据防除冰加热组件粘接面的S
‑
N曲线(公式2)结合Miner累积损伤理论，疲劳等效载荷计算公式为公式(3)F
ea
＝(∑n
i
(F
dyn，i
)
1/α
)
α
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)式中S
dyn
为动载荷、S
∞
为结构疲劳极...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨昌，奚佳凯，陶宪斌，付裕，汪振兴，孟庆春，
申请(专利权)人：中国直升机设计研究所，
类型：发明
国别省市：