本发明属于直升机结构强度试验技术领域，重点涉及一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置及验证方法。
背景技术：
刚性旋翼直升机自动倾斜器长拉杆是采用复合材料的细长杆结构，主要承受来自于自动倾斜器变距的操纵力，是将直升机旋翼操纵传递到桨叶上的一个关键结构，长拉杆一旦失效，会直接导致旋翼无法正常操纵，从而影响到直升机的安全飞行，长拉杆的疲劳验证对保障刚性旋翼直升机的飞行安全有着重要的意义。
常规拉杆疲劳验证不存在失稳问题，而刚性旋翼长拉杆是细长结构，其拉杆疲劳试验是加速试验，疲劳试验载荷大，采用常规试验方法不能解决长拉杆不失稳的同时达到试验考核目的。因此设计一种既达到试验考核目的又能保证长拉杆不失稳的疲劳试验装置及疲劳验证方法是必要的，目前未在现有技术中发现有相关技术方案公开。
技术实现要素：
本发明的目的是：提供一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置及疲劳验证方法，既能达到试验考核目的又能保证长拉杆不失稳。
本发明的技术方案：为了实现上述目的，根据本发明的第一方面，提出一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置，所述疲劳试验装置100包括基座1、第一支座2、径向约束卡环支座3、过渡连接支座4、力传感器5、作动器6、第二支座7；所述第一支座2、径向约束卡环3、过渡连接支座4、第二支座7从左到右依次设置于所述基座1的上端面；所述第一支座2、径向约束卡环支座3、过渡连接支座4、第二支座7位于同一水平线上并且具有相同的安装高度；所述试验件200一端与所述第一支座2转动连接，其中部穿过所述径向约束卡环3，另一端与所述过渡连接支座4转动连接；长拉杆两端采用铰支约束模拟装机状态，在长拉杆中部加径向约束卡环，卡环对长拉杆仅有径向约束力，无轴向约束力，对长拉杆疲劳性能考核结果无影响；
所述径向约束卡环支座3上设置有径向约束卡环31，用于对套装于其中的试验件进行径向约束，通过径向卡环约束大大提高长拉杆的失稳临界载荷，避免长拉杆试验时失稳；
所述过渡连接支座4包括相对设置的两个支座耳片，分别记为左支座耳片41和右支座耳片42，以及过渡连接轴43；所述过渡连接轴43穿过两个支座耳片，并且其两端分别伸出两个支座耳片；所述过渡连接轴43伸出所述左支座耳片41一端与所述试验件200转动连接；
所述作动器6的作动筒一端与所述第二支座7转动连接，所述作动器6的输出轴一端与所述力传感器5一端通过螺纹水平连接，所述力传感器5的另一端与所述过渡连接轴43伸出所述右支座耳片42一端通过螺纹水平连接；
所述疲劳试验装置100还包括控制系统，用于控制所述作动器6加载的试验载荷；动态信号测试分析系统，用于进行数据采集处理和试验载荷监测；试验载荷由所述作动器6通过所述力传感器5、所述过渡连接轴43施加于所述试验件200上。
在一个可能的实施例中，所述径向约束卡环支座3的径向约束卡环31可选用一体式卡箍或分体式卡箍中的一种。
在一个可能的实施例中，所述第一支座2、径向约束卡环3、过渡连接支座4、第二支座7可分别通过紧固装置固定于所述基座1的上端面。
优选地，所述基座1的上端面还设有滑槽，所述第一支座2、径向约束卡环3、过渡连接支座4、第二支座7可与所述基座1的上端面产生相对滑动，以更好地满足不同规格长度的复合材料长拉杆的试验。
根据本发明的第二方面，提出一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳验证方法，采用上述一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置，其特征在于，包括如下步骤：
s1：将试验件200安装于疲劳试验装置100上；
将刚性旋翼复合材料长拉杆作为试验件200，安装于所述疲劳试验装置100上；所述试验件200一端与所述第一支座2转动连接，另一端与所述过渡连接轴43伸出所述左支座耳片41一端转动连接；
将所述试验件200套装固定于所述径向约束卡环支座3上的径向约束卡环31内，用于对所述对试验件200进行径向约束；
s2：确定试验载荷；
依据刚性旋翼直升机复合材料长拉杆的计算载荷谱，采用安全寿命方法，计算满足复合材料长拉杆目标使用寿命的预期疲劳极限，使用所述预期疲劳极限计算进行100万次循环的沿长拉杆轴向的拉压交变载荷，作为复合材料长拉杆的疲劳试验初始载荷；
s3：加载试验；
对已安装在所述疲劳试验装置100上的所述试验件200加载所述s2中计算得到的试验载荷；由所述控制系统进行加载控制，通过所述作动器6产生所述试验载荷，再通过力传感器5、所述过渡连接轴43将试验载荷传递加载于所述试验件200，并使用所述动态信号测试分析系统进行数据采集处理和试验载荷监测；
s4：调整试验载荷；
当每进行30-50万次载荷循环，如果所述试验件200没有出现裂纹或者断裂，则由所述控制系统进行加载控制，将所述试验载荷增加10％～20％，进行下一级载荷试验，直至所述试验件200失效或达到目标考核要求；
s5：试验结果评估；
试验后，目视检查所述试验件200，所述试验件200无裂纹则完成的试验循环数有效；若出现目视可见裂纹，则需复查相关试验数据，如果载荷出现明显变化，则以载荷出现明显变化时的循环数作为试验的有效循环数；
采用安全寿命方法，依据刚性旋翼直升机复合材料长拉杆的计算载荷谱、试验载荷和试验的有效循环次数计算所述试验件200的试验疲劳极限；通过比较试验疲劳极限与预期疲劳极限，达到验证所述试验件200是否满足要求的目的；如果试验疲劳极限大于或等于预期疲劳极限，则试验件200满足要求；反之，则不满足要求。
在一个可能的实施例中，在所述步骤s2中，根据式一计算满足复合材料长拉杆目标使用寿命的预期疲劳极限：
其中：
s∞预期—预期疲劳极限；
sal—计算载荷谱中第i工况的交变载荷；
ni—计算载荷谱中第i工况每小时循环次数；
l—计算载荷谱中共l个工况
l—长拉杆的目标使用寿命
a、α—复合材料s-n曲线参数
k—疲劳强度缩减系数，k〉1；
根据式二计算进行100万次循环的沿长拉杆轴向的拉压交变载荷，得到复合材料长拉杆的疲劳试验初始载荷：
其中：
sa—试验交变载荷
n—1000000次。
在一个可能的实施例中，在所述步骤s5中，根据式三计算出试验疲劳极限s∞试验：
s∞试验—试验疲劳极限；
saj—第j级疲劳试验的交变载荷；
nj—第j级疲劳试验的循环次数；
m—试验载荷级数。
在一个可能的实施例中，在所述步骤s4中，所述试验件200每级载荷试验载荷误差不超过5％。
在一个可能的实施例中，在所述步骤s3中，需同时测量所述试验件200的轴向变形量，所述轴向变形量应小于5mm。
本发明的有益效果：
本发明提出一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置及疲劳验证方法，通过径向卡环约束大大提高长拉杆的失稳临界载荷，避免长拉杆试验时失稳，既解决了复合材料长拉杆试验载荷升级过程中易失稳问题，同时解决不同长度尺寸疲劳试验验证问题，在满足复合材料长拉杆疲劳验证的要求基础上有很高的工程应用价值。
附图说明
图1是本发明疲劳试验装置结构示意图
图2是本发明方法流程图
其中：1—基座；2—第一支座；3—径向约束卡环支座，31—径向约束卡环；4—过渡连接支座，41—左支座耳片，42—右支座耳片，43—过渡连接轴；5—力传感器；6—作动器；7—第二支座；100—疲劳试验装置；200—试验件。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”，“上”，“下”，“左”，“右”，“竖直”，“水平”，“内”，“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位，以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制，术语“第一”，“第二”，“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性；此外，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”，“相连”，“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
如图1所示，一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置，所述疲劳试验装置100包括基座1、第一支座2、径向约束卡环支座3、过渡连接支座4、力传感器5、作动器6、第二支座7；所述第一支座2、径向约束卡环3、过渡连接支座4、第二支座7从左到右依次设置于所述基座1的上端面；
所述径向约束卡环支座3上设置有径向约束卡环31，用于对套装于其中的试验件进行径向约束；所述径向约束卡环支座3的径向约束卡环31选用分体式卡箍；
所述过渡连接支座4包括相对设置的两个支座耳片，分别记为左支座耳片41和右支座耳片42，以及过渡连接轴43；所述过渡连接轴43穿过两个支座耳片，并且其两端分别伸出两个支座耳片；所述过渡连接轴43伸出所述左支座耳片41一端与所述试验件200转动连接；
所述作动器6的作动筒一端与所述第二支座7铰接，所述作动器6的输出轴一端与所述力传感器5一端通过螺纹水平连接，所述力传感器5的另一端与所述过渡连接轴43伸出所述右支座耳片42一端通过螺纹水平连接；
所述第一支座2、径向约束卡环支座3、过渡连接支座4、第二支座7位于同一水平线上并且具有相同的安装高度；所述基座1的上端面还设有滑槽，所述第一支座2、径向约束卡环3、过渡连接支座4、第二支座7可与所述基座1的上端面产生相对滑动，根据所述试验件200长度，将所述第一支座2、径向约束卡环3、过渡连接支座4、第二支座7分别通过螺栓固定于所述基座1的上端面；
所述疲劳试验装置100还包括控制系统，用于控制所述作动器6加载的试验载荷；动态信号测试分析系统，用于进行数据采集处理和试验载荷监测；疲劳试验过程中，由控制系统发出加载指令，所述作动器6作动筒加载，试验载荷由所述作动器6通过所述力传感器5、所述过渡连接轴43施加于所述试验件200上；由动态信号测试分析系统实时记录所述力传感器5实时反馈信号，并发送至控制系统，再由控制系统发出调整指令进行调整。
如图1-2所示，一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳验证方法，采用上述一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置，其具体包括如下步骤：
s1：将试验件安装于疲劳试验装置100上；
将刚性旋翼复合材料长拉杆作为试验件200，安装于所述疲劳试验装置100上；所述试验件200一端与所述第一支座2铰接，另一端与所述过渡连接轴43伸出所述左支座耳片41一端铰接；
将所述试验件200套装固定于所述径向约束卡环支座3上的径向约束卡环31内，用于对所述对试验件200进行径向约束；
s2：确定试验载荷；
依据刚性旋翼直升机复合材料长拉杆的计算载荷谱，采用安全寿命方法，计算满足复合材料长拉杆目标使用寿命的预期疲劳极限，使用所述预期疲劳极限计算进行100万次循环的沿长拉杆轴向的拉压交变载荷，作为复合材料长拉杆的疲劳试验初始载荷；
根据式一计算满足复合材料长拉杆目标使用寿命的预期疲劳极限：
其中：
s∞预期—预期疲劳极限；
sal—计算载荷谱中第i工况的交变载荷；
ni—计算载荷谱中第i工况每小时循环次数；
l—计算载荷谱中共l个工况
l—长拉杆的目标使用寿命
a、α—复合材料s-n曲线参数
k—疲劳强度缩减系数，k〉1；
根据式二计算进行100万次循环的沿长拉杆轴向的拉压交变载荷，得到复合材料长拉杆的疲劳试验初始载荷：
其中：
sa—试验交变载荷
n—1000000次。
s3：加载试验；
对已安装在所述疲劳试验装置100上的所述试验件200加载所述s2中得到的疲劳试验初始载荷；通过所述作动器6产生所述疲劳试验初始载荷，再通过力传感器5将所述试验载荷传递给试验件，整个试验过程中的载荷加载，由控制系统进行加载控制，并使用动态信号测试分析系统进行数据采集处理和试验载荷监测；
s4：调整试验载荷；
当对所述试验件200每进行30-50万次载荷循环，如果没有出现裂纹或者断裂，为加速试验，可将所述试验载荷增加10％～20％，进行下一级载荷试验，直至试验件失效或满足预期疲劳极限要求；
s5：试验结果评估；
试验后，目视检查所述试验件200，所述试验件200无裂纹则完成的试验循环数有效；若出现目视可见裂纹，则需复查相关试验数据，如果载荷出现明显变化，则以载荷出现明显变化时的循环数作为试验的有效循环数；
采用安全寿命方法，依据刚性旋翼直升机复合材料长拉杆的计算载荷谱、试验载荷和试验的有效循环次数计算所述试验件200的试验疲劳极限；通过比较试验疲劳极限与预期疲劳极限，达到验证所述试验件200是否满足要求的目的；如果试验疲劳极限大于或等于预期疲劳极限，则认为试验件200满足要求；反之，则认为不满足要求；
根据试验结果，计算出试验疲劳极限s∞试验：
s∞试验—试验疲劳极限；
saj—第j级疲劳试验的交变载荷；
nj—第j级疲劳试验的循环次数；
m—试验载荷级数；
在所述步骤s4中，所述试验件200每级载荷试验载荷误差不超过5％；
在所述步骤s3中，需同时测量所述试验件200的轴向变形量，所述轴向变形量应小于5mm。
上面对本发明的较佳实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式，在本领域的普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下作出各种变化。
1.一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置，用于试验件(200)的疲劳性能试验，所述试验件(200)为刚性旋翼复合材料长拉杆，其特征在于，所述疲劳试验装置(100)包括基座(1)、第一支座(2)、径向约束卡环支座(3)、过渡连接支座(4)、力传感器(5)、作动器(6)、第二支座(7)；所述第一支座(2)、径向约束卡环(3)、过渡连接支座(4)、第二支座(7)从左到右依次设置于所述基座(1)的上端面；所述试验件(200)一端与所述第一支座(2)转动连接，其中部穿过所述径向约束卡环(3)，另一端与所述过渡连接支座(4)转动连接；
所述径向约束卡环支座(3)上设置有径向约束卡环(31)，用于对套装于其中的所述试验件(200)进行径向约束；
所述过渡连接支座(4)包括相对设置的两个支座耳片，分别记为左支座耳片(41)和右支座耳片(42)，以及过渡连接轴(43)；所述过渡连接轴(43)穿过两个支座耳片，并且其两端分别伸出两个支座耳片；所述过渡连接轴(43)伸出所述左支座耳片(41)一端与所述试验件(200)转动连接；
所述作动器(6)的作动筒一端与所述第二支座(7)转动连接，所述作动器(6)的输出轴一端与所述力传感器(5)一端通过螺纹水平连接，所述力传感器(5)的另一端与所述过渡连接轴(43)伸出所述右支座耳片(42)一端通过螺纹水平连接；
所述疲劳试验装置(100)还包括控制系统，用于控制所述作动器(6)加载的试验载荷；动态信号测试分析系统，用于进行数据采集处理和试验载荷监测。
2.根据权利要求1所述的一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置，其特征在于，所述径向约束卡环支座(3)的径向约束卡环(31)可选用一体式卡箍或分体式卡箍中的一种。
3.根据权利要求1所述的一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置，其特征在于，所述第一支座(2)、径向约束卡环(3)、过渡连接支座(4)、第二支座(7)可分别通过紧固装置固定于所述基座(1)的上端面。
4.根据权利要求1所述的一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置，其特征在于，所述基座(1)的上端面还设有滑槽，所述第一支座(2)、径向约束卡环(3)、过渡连接支座(4)、第二支座(7)可与所述基座(1)的上端面产生相对滑动。
5.一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳验证方法，其特征在于，采用权利要求1-4任意一项所述的一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置，其特征在于，包括如下步骤：
s1：将试验件(200)安装于疲劳试验装置(100)上
将刚性旋翼复合材料长拉杆作为试验件(200)，安装于所述疲劳试验装置(100)上；所述试验件(200)一端与所述第一支座(2)转动连接，另一端与所述过渡连接轴(43)伸出所述左支座耳片(41)一端转动连接；
将所述试验件(200)套装固定于所述径向约束卡环支座(3)上的径向约束卡环(31)内，用于对所述对试验件(200)进行径向约束；
s2：确定试验载荷
依据刚性旋翼直升机复合材料长拉杆的计算载荷谱，采用安全寿命方法，计算满足复合材料长拉杆目标使用寿命的预期疲劳极限，使用所述预期疲劳极限计算进行100万次循环的沿长拉杆轴向的拉压交变载荷，作为复合材料长拉杆的疲劳试验初始载荷；
s3：加载试验
对已安装在所述疲劳试验装置(100)上的所述试验件(200)加载所述s2中计算得到的试验载荷；由所述控制系统进行加载控制，通过所述作动器(6)产生所述试验载荷，再通过力传感器(5)、所述过渡连接轴(43)将试验载荷传递加载于所述试验件(200)，并使用所述动态信号测试分析系统进行数据采集处理和试验载荷监测；
s4：调整试验载荷
当每进行30-50万次载荷循环，如果所述试验件(200)没有出现裂纹或者断裂，则由所述控制系统进行加载控制，将所述试验载荷增加10％～20％，进行下一级载荷试验，直至所述试验件(200)失效或达到目标考核要求；
s5：试验结果评估
试验后，目视检查所述试验件(200)，所述试验件(200)无裂纹则完成的试验循环数有效；若出现目视可见裂纹，则需复查相关试验数据，如果载荷出现明显变化，则以载荷出现明显变化时的循环数作为试验的有效循环数；
采用安全寿命方法，依据刚性旋翼直升机复合材料长拉杆的计算载荷谱、试验载荷和试验的有效循环次数计算所述试验件(200)的试验疲劳极限；通过比较试验疲劳极限与预期疲劳极限，达到验证所述试验件(200)是否满足要求的目的；如果试验疲劳极限大于或等于预期疲劳极限，则试验件(200)满足要求；反之，则不满足要求。
6.根据权利要求5所述的一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳验证方法，其特征在于，在所述步骤s2中，根据式一计算满足复合材料长拉杆目标使用寿命的预期疲劳极限：
其中：
s∞预期—预期疲劳极限；
sal—计算载荷谱中第i工况的交变载荷；
ni—计算载荷谱中第i工况每小时循环次数；
l—计算载荷谱中共l个工况
l—长拉杆的目标使用寿命
a、α—复合材料s-n曲线参数
k—疲劳强度缩减系数，k〉1；
根据式二计算进行100万次循环的沿长拉杆轴向的拉压交变载荷，得到复合材料长拉杆的疲劳试验初始载荷：
其中：
sa—试验交变载荷
n—1000000次。
7.根据权利要求5所述的一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳验证方法，其特征在于，在所述步骤s5中，根据式三计算出试验疲劳极限s∞试验：
s∞试验—试验疲劳极限；
saj—第j级疲劳试验的交变载荷；
nj—第j级疲劳试验的循环次数，mc；
m—试验载荷级数。
8.根据权利要求5所述的一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳验证方法，其特征在于，在所述步骤s4中，在所述步骤s4中，所述试验件(200)每级载荷试验载荷误差不超过5％。。
9.根据权利要求5所述的一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳验证方法，其特征在于，在所述步骤s3中，需同时测量所述试验件(200)的轴向变形量，所述轴向变形量应小于5mm。
技术总结