直升机连接结构涂层体系高原大气环境加速模拟试验方法技术

本发明专利技术提供了一种直升机连接结构涂层体系高原大气环境加速模拟试验方法，包括：S1、获取试验所需环境因素数据；S2、预设试验时长；S3、根据所述环境因素数据，在所述预设时长内对直升机连接结构涂层体系重复进行低温疲劳试验、温度

【技术实现步骤摘要】
直升机连接结构涂层体系高原大气环境加速模拟试验方法


[0001]本文件涉及直升机环境试验
，尤其涉及一种直升机连接结构涂层体系高原大气环境加速模拟试验方法。

技术介绍

[0002]与平原地区相比，高原地区自然环境一般具有典型的“三低两强”特点，即“气温低、气压低、空气含氧量低、紫外线强、风沙强”。高原环境的低气压、低温、昼夜温差大、日照辐射强和沙尘等特对直升机的使用影响巨大，尤其是直升机发动机系统、液压系统、环控系统、电力电子部件、机械系统裸露运动部件、光学部件、裸露气动传感器、非金属材料、裸露天线及非气密舱电插头等部分易受高原环境影响，出现各种问题。如低温、低压、强太阳辐射、沙尘等因素的综合作用会使发动机润滑系统的润滑油粘度增大，导致发动机旋转部件的旋转阻力矩增加；使发动机和传动系统的运转部件、机械设备的运动单元等磨损加剧等；使橡胶、塑料等非金属材料性质发生改变，如橡胶件变硬、变脆，油液系统橡胶密封圈密封效果变差，引起油液渗漏；使武器系统射击卡死，光学、激光、红外等制导系统和侦察系统无法发挥其性能，可靠性降低；使精密电子设备运转不正常或失灵，引发电接触不良等一系列机械或电气故障；使过滤器沙堵，油路堵塞；使发动机叶片磨蚀或腐蚀加重，侵蚀直升机机体，诱发多种故障；使直升机主要部件和大量机载设备的使用寿命极大缩短。
[0003]高原环境下直升机非金属材料老化是直升机面临的所有环境适应性问题中最为普遍和典型的，如直升机搭接区域涂层破损脱落、旋翼及旋翼关节轴承磨损/涂层剥落、外露电缆老化/密封橡胶龟裂、密封橡胶老化导致燃油/润滑油泄露等。根据现场反馈和调研结果分析，高原地区空气稀薄、太阳辐射强烈、昼夜温差大，非金属老化现象严重，直升机故障率高。现阶段，如何快速、准确考核评估高原环境下直升机连接结构涂层体系的环境适应性对于直升机在高原环境下的长期安全可靠使用具有重要研究价值。
[0004]目前，针对高原环境下直升机连接结构涂层体系的环境适应性考核试验方法主要有自然环境试验和实验室模拟加速试验两类。其中，自然环境试验一般耗时较长，应用受限；传统的实验室模拟加速试验方法通常以多因素组合的形式呈现(如以美军CASS谱为代表的单因素多谱块组合试验谱等)，但在试验的模拟性和加速性方面存在较大的随意性和不确定性。近年来，在传统试验方法基础上，本领域内众多学者提出了“采用综合模拟手段，借助多因素综合试验装置，开发新型高效多因素耦合加速试验方法”的新思路。在这一思路的指引下，以美军CASS谱为代表的单因素多谱块组合试验谱逐步衍生出不同种类的多因素单谱块/多谱块综合/组合试验谱，一定程度上突破了传统试验方法的局限，取得了良好的效果。
[0005]然而，现有大多数技术路线都是针对多因素组合而提出的新方法，却忽略了所需环境因素数据的准确获取，特别是如何稳定、准确、灵活、快速获取高原环境下直升机连接结构涂层体系所经受的沙尘量这一关键环境因素，至今无可靠、有效的技术手段。

技术实现思路

[0006]本专利技术提供一种直升机连接结构涂层体系高原大气环境加速模拟试验方法，旨在解决上述问题。
[0007]本专利技术实施例提供了一种直升机连接结构涂层体系高原大气环境加速模拟试验方法，包括：
[0008]S1、获取试验所需环境因素数据，并预设试验时长，环境因素数据具体包括：高原大气环境的常规气象因素、介质环境因素、降尘因素以及沙尘因素；其中，沙尘因素通过预先设计的沙尘采集器进行获取；
[0009]S2、根据所述环境因素数据，在预设试验时长内对直升机连接结构涂层体系重复进行低温疲劳试验、温度
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湿度
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气压
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太阳辐射
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风多环境因素综合试验、砂尘试验以及盐溶液喷雾
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干燥试验。
[0010]通过采用本专利技术实施例，通过预先设计的沙尘采集器能够稳定、准确、灵活、快速获取高原环境下直升机连接结构涂层体系所经受的沙尘量这一关键环境因素，适用于快速、准确获取任何型号直升机、高原环境下任何停放场地的直升机连接结构涂层体系所经受的沙尘量。
附图说明
[0011]为了更清楚地说明本说明书一个或多个实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本说明书中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0012]图1为本专利技术实施例的一种直升机连接结构涂层体系高原大气环境加速模拟试验方法的流程图；
[0013]图2为本专利技术实施例的沙尘采集器的立体示意图
[0014]图3为本专利技术实施例的沙尘采集器的侧向示意图；
[0015]图4为本专利技术实施例的沙尘采集器的主向示意图；
[0016]图5为本专利技术实施例的多个沙尘采集器的组合示意图；
[0017]图6为本专利技术实施例的直升机连接结构涂层体系高原大气环境加速模拟试验的主要流程图。
具体实施方式
[0018]为了使本
的人员更好地理解本说明书一个或多个实施例中的技术方案，下面将结合本说明书一个或多个实施例中的附图，对本说明书一个或多个实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本说明书的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本说明书一个或多个实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本文件的保护范围。
[0019]方法实施例
[0020]根据本专利技术实施例，提供了一种直升机连接结构涂层体系高原大气环境加速模拟试验方法，图1为本专利技术实施例的一种直升机连接结构涂层体系高原大气环境加速模拟试
验方法的流程图，根据图1所示，本专利技术实施例的一种直升机连接结构涂层体系高原大气环境加速模拟试验方法，包括：
[0021]S1、获取试验所需环境因素数据，并预设试验时长，所述环境因素数据具体包括：高原大气环境的常规气象因素、介质环境因素、降尘因素以及沙尘因素；其中，所述沙尘因素通过预先设计的沙尘采集器进行获取；
[0022]S2、根据所述环境因素数据，在所述预设试验时长内对直升机连接结构涂层体系重复进行低温疲劳试验、温度
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湿度
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气压
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太阳辐射
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风多环境因素综合试验、砂尘试验以及盐溶液喷雾
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干燥试验。
[0023]其中，借助于沙尘采集器采集高原大气环境的沙尘；沙尘采集器包括四个支腿，四个支腿顶部连接同一个弧形板，弧形板其中一侧沿密封连接挡板，弧形板与挡板之间的夹角为70
‑
88
°
，弧形板的下凹区与挡板底沿相交。
[0024]作为优选，每个所述支腿为锥杆结构。
[0025]进一步地，每个所述支腿由若干个可拆卸连接的杆体和螺纹连接在杆体底部的锥体构成，杆体与锥本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种直升机连接结构涂层体系高原大气环境加速模拟试验方法，其特征在于，包括：S1、获取试验所需环境因素数据，并预设试验时长，所述环境因素数据具体包括：高原大气环境的常规气象因素、介质环境因素、降尘因素以及沙尘因素；其中，所述沙尘因素通过预先设计的沙尘采集器进行获取；S2、根据所述环境因素数据，在所述预设试验时长内对直升机连接结构涂层体系重复进行低温疲劳试验、温度
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湿度
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气压
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太阳辐射
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风多环境因素综合试验、砂尘试验以及盐溶液喷雾
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干燥试验。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述预先设计的沙尘采集器的设计步骤具体包括：设置四个支腿，并在所述四个支腿顶部连接同一个弧形板，所述弧形板其中一侧沿密封连接挡板，弧形板与挡板之间的夹角为70
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88
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，弧形板的下凹区与挡板底沿相交；其中，所述四个支腿为锥杆结构，每个支腿由若干个可拆卸连接的杆体和螺纹连接在杆体底部的锥体构成，杆体与锥体可拆卸连接。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述获取沙尘因素的步骤具体包括：S11、确定直升机连接结构涂层体系所在位置的高度、朝向、长度以及停放地类型；S12、选用合适长度的杆体和锥体，将锥体连接在沙尘采集器的杆体底部；S13、当停放地类型为非硬化路面时，将沙尘采集器的每个锥体插入停放地中；当停放地类型为硬化路面时，将沙尘采集器的每个杆体底部直接放置在硬化路面；并确保沙尘采集器的弧形板与挡板之间的夹角根部所在高度、朝向与直升机连接结构上搭接缝隙所在位置的高度、朝向一直；S14、参照步骤S13安装多个沙尘采集器，直到组合后的多个沙尘采集器总长与直升机连接结构上搭接缝隙总长一致；S15、采集沙尘结束后，将弧形板上积聚的沙尘收集起来做后续分析处理。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述预设试验时长为18天。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述低温疲劳试验条件为：波形为正弦波，试验频率16Hz，应力峰值74.5Mpa，应力谷值4.47Mp...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴云章，李健，李昌范，李宗原，王丽萍，沈军，
申请(专利权)人：中国人民解放军陆军航空兵学院陆军航空兵研究所，
类型：发明
国别省市：