本发明属于直升机结构强度试验技术领域，具体涉及一种金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法。
背景技术：
直升机金属桨叶主要采用了带铝合金整体大梁的金属胶结结构，桨叶的主要承力构件是一根铝合金“d”形空心挤压成型的大梁，桨叶挥舞及弦向弯矩以及扭转和离心力都由大梁来承担。金属桨叶设计时考虑了撞击，同时设计了一个检测桨叶是否受损的系统。该系统被称为桨叶完整性监测系统，通过监测每片桨叶的铝合金挤压件(大梁)实现该功能。挤压件的内腔在轻微的正压力作用下填满氮气，每片桨叶在靠近桨根处布置了压力信号器，如果桨叶的部分结构出现裂纹，氮气将会逸出，bim压力信号器显示大梁不再含有加压氮气，应及时予以更换。
由于桨叶采用了bim系统，因此通过疲劳试验验证氮气压力损失(大梁结构出现贯穿性裂纹)后至桨叶失效(大梁断裂)的运行时间，估算裂纹产生后允许的续航时间十分必要。
而目前国内直升机金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证技术研究较少，缺乏直升机关键性部件金属桨叶大梁裂纹扩展性能验证方法，无法证明直升机金属桨叶大梁出现贯穿性裂纹后允许的续航时间。
技术实现要素：
本发明的目的是：针对现有技术中的不足，本发明提出一种基于金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法，通过试验获得金属桨叶大梁从贯穿性疲劳裂纹至断裂的时间，从而实现金属桨叶大梁出现贯穿性裂纹后允许的续航时间的准确估算，有较好的工程应用前景。
本发明的技术方案：为了实现上述目的，提出一种金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法，其特征在于，包括如下步骤：
s1：通过进行飞行试验，获得待测金属桨叶实测载荷谱；
s2：设计并制作试验件；所述试验件包括试验部1、堵盖2、固定夹板3、加载夹板4、固定接头5、加载接头6，所述试验部1呈两端开口的翼型结构，所述堵盖2分别与所述试验部1两端开口密封配合连接，所述试验部1其中一端依次连接有所述固定夹板3和所述固定接头5，另一端依次连接有所述加载夹板4和所述加载接头6；
s3：预制初始缺陷；
通过有限元模拟确定初始缺陷位置和缺陷尺寸，根据有限元模拟确定的初始缺陷位置和缺陷尺寸，利用激光切割处理，在所述试验部1上预制形成初始缺陷；
s4：确定试验载荷要素和试验载荷的相位关系；
依据所述步骤1中的实测载荷谱，确定裂纹扩展试验的载荷要素，所述载荷要素包括离心力fc、挥舞弯矩mb和摆振弯矩mt；
基于确定的所述载荷要素，使挥舞弯曲和摆振弯曲产生裂纹同步张开和闭合所对应的载荷方向为试验载荷的相位关系；
s5：确定形成贯穿裂纹试验载荷；
采用加速试验方法进行贯穿裂纹形成试验，所述形成贯穿裂纹试验载荷取所述步骤s1中的所述实测载荷谱出现的最大载荷；
s6：编制裂纹扩展续航时间试验载荷谱块；
依据所述实测载荷谱，编制得到裂纹扩展续航时间试验载荷谱块，每1个裂纹扩展续航时间试验载荷谱块代表1个飞行小时的裂纹扩展续航时间；
s7：在所述试验部1上粘贴应变片；
对所述试验部1进行挥舞弯矩和摆振弯矩测量应变片的粘贴；
s8：进行标定；
采用直接标定法对所述试验部1进行地面载荷标定；
s9：布置银漆网7；
为确定所述试验部1出现贯穿裂纹，对所述试验部1表面预制初始缺陷位置布置银漆网，所述银漆网沿桨叶展向方向对称布置于所述预制缺陷上下部，所述银漆网沿桨叶展向的有效工作长度不小于40mm；
s10：加载试验及测量；
在疲劳试验台上对所述试验件进行加载试验，所述疲劳试验台包括固定端8、钢索9、水平作动器10、垂直作动器11，所述试验件上的固定接头5与疲劳试验台的固定端相连，所述加载接头6与所述垂直作动器连接，并通过所述钢索与所述水平作动器和分别连接，所述水平作动器用于在试验件上施加水平方向的离心力；所述垂直作动器用于在试验件上施加挥舞弯矩和摆振弯矩；
依据所述步骤s6中编制得到的裂纹扩展续航时间试验载荷谱块，通过控制器控制水平作动器施加在水平方向的离心力，以及垂直作动器施加的挥舞弯矩和摆振弯矩进行加载，反复进行所述步骤6，直到所述试验部1破坏，采用动态信号测试分析系统进行测量数据采集处理和试验载荷监测，并记录累计完成的有效裂纹扩展续航时间试验载荷谱块数；
s11：续航时间验证；
根据累计完成的有效裂纹扩展续航时间试验载荷谱块数n0，通过以下公式计算金属桨叶大梁出现贯穿裂纹后的续航时间l：
续航时间l＝完成的有效裂纹扩展续航时间试验载荷谱块数n0/疲劳寿命分散系数f；
所述疲劳寿命分散系数f为疲劳寿命的分散能够较好地服从对数正态分布，可采用疲劳寿命分散系数来控制飞行结构的疲劳破坏概率。
在一个可能的实施例中，所述步骤s1中，所述飞行试验又具体包括如下步骤，
首先，在所述待测金属桨叶的测点位置进行贴片；
采用直接标定法对所述待测金属桨叶进行地面载荷标定；
根据直升机的飞行使用状态谱，测量待测金属桨叶在各个飞行状态下的飞行载荷得到实测载荷谱。
优选地，根据直升机的飞行使用状态谱，测量待测金属桨叶在各个飞行状态下的飞行载荷，机动状态下的状态测量点至少完成2～3次的载荷测量，载荷测量误差不超过5％。
在一个可能的实施例中，在所述步骤s2中，所述试验件的制作流程具体包括：
首先，截取一定长度的主桨叶大梁作为试验部1；
然后，在所述试验部1两端采用堵盖2进行封端；
采用夹板夹持所述试验部1两端，其中一端固定夹板3与所述固定接头5通过紧固装置相连接，另一端加载夹板4与所述加载接头6通过紧固装置相连接。
在一个可能的实施例中，在所述步骤s7中，所述挥舞弯矩测量应变片粘贴于所述试验部1桨叶的上、下表面之间距桨叶前缘的25％弦线上，在消除挥舞弯矩对摆振弯矩的耦合影响处粘贴摆振弯矩测量应变片。
在一个可能的实施例中，所述消除挥舞弯矩对摆振弯矩的耦合影响处，指通过解耦使得挥舞弯矩对摆振弯矩的耦合影响小于5％的位置。
在一个可能的实施例中，所述银漆网，是指用银漆画成一个网络，并与通电设备形成回路，当金属部件裂纹扩展导致银漆网断裂后设备将进行预警。
在一个可能的实施例中，在所述步骤s9中，所述银漆网沿弦向宽度为3mm。
本发明的有益效果：本发明提供的一种直升机金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法，能通过试验验证金属桨叶大梁出现贯穿性裂纹后至大梁断裂的运行时间，从而估算裂纹产生后允许的续航时间，保证直升机的飞行安全。
附图说明
图1为本发明方法流程图
图2为本发明试验件结构示意图
图3为本发明实施例中银漆网布置示意图
图4为本发明实施例中加载试验示意图
其中：
1、试验部，2、堵盖，3、固定夹板，4、加载夹板，5、固定接头，6、加载接头，7、银漆网，8、固定端，9、钢索，10、水平作动器，11、垂直作动器。
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。
如图1所示，一种金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法，包括如下步骤：
s1：通过进行飞行试验，获得待测金属桨叶实测载荷谱；所述飞行试验又具体包括如下步骤，
首先，在所述待测金属桨叶的测点位置进行贴片；
采用直接标定法对所述待测金属桨叶进行地面载荷标定；
根据直升机的飞行使用状态谱，测量待测金属桨叶在各个飞行状态下的飞行载荷；
优选地，机动状态下的状态测量点至少完成2～3次的载荷测量，载荷测量误差不超过5％。测量金属桨叶实测载荷时，每个测试点，至少完成2～3次载荷测量，所述2～3次载荷测量的误差不超过5％；
s2：设计并制作试验件；如图2所示，所述试验件包括试验部1、堵盖2、夹板3、固定接头4、加载接头5；首先，截取一定长度的主桨叶大梁作为试验部1；然后，在所述试验部1两端采用堵盖2进行封端；采用夹板3夹持所述试验部1两端；其中一端夹板3与所述固定接头4通过紧固装置相连接，另一端夹板3与所述加载接头5通过紧固装置相连接；
s3：预制初始缺陷；通过有限元模拟确定初始缺陷位置和缺陷尺寸，根据有限元模拟确定的初始缺陷位置和缺陷尺寸，利用激光切割处理，在所述试验部1上预制形成初始缺陷；
s4：确定形成贯穿裂纹试验载荷；采用加速试验方法进行贯穿裂纹形成试验，试验载荷取所述s1中的实测载荷谱出现的最大载荷作为试验载荷；
s4：确定试验载荷要素和试验载荷的相位关系；依据所述实测载荷谱，确定裂纹扩展试验的载荷要素；所述载荷要素包括离心力fc、挥舞弯矩mb和摆振弯矩mt；确定试验载荷的相位关系：基于所述确定的载荷要素，使得挥舞弯曲和摆振弯曲使得裂纹同步张开和闭合所对应的方向为试验载荷的相位关系；
s5：确定形成贯穿裂纹试验载荷；采用加速试验方法进行贯穿裂纹形成试验，试验载荷取所述s1中的实测载荷谱出现的最大载荷作为试验载荷；
s6：编制裂纹扩展试验载荷谱块；依据所述实测载荷谱，编制得到1个裂纹扩展续航时间试验载荷谱块，每1个裂纹扩展续航时间试验谱块代表1个飞行小时的裂纹扩展续航时间。
s7：在所述试验部1上粘贴应变片；对所述疲劳试验件进行贴片包括：对所述试验部1进行挥舞弯矩和摆振弯矩测量应变片的粘贴；其中，所述挥舞弯矩测量应变片粘贴于所述试验部1桨叶的上、下表面之间距桨叶前缘的25％弦线上，在消除挥舞弯矩对摆振弯矩的耦合影响处粘贴摆振弯矩测量应变片；
s8：进行标定；采用直接标定法对所述试验部1进行地面载荷标定；
s9：布置银漆网7；如图3所示，为确定所述试验部1出现贯穿裂纹，对所述试验部1表面预制初始缺陷位置布置银漆网7，所述银漆网7沿桨叶展向方向布置，银漆网的典型沿弦向宽度为3mm，所述银漆网7沿桨叶展向的有效工作长度100mm；
s10：加载试验及测量；如图4所示，试验在疲劳试验台上进行加载，所述疲劳试验台包括固定端、水平作动器、垂直作动器，所述固定接头4与疲劳试验台的固定端相连，所述加载接头5与所述垂直作动器连接，通过所述钢索与所述水平作动器连接，所述水平作动器用于在试验件上施加水平方向的离心力；所述垂直作动器用于在试验件上施加挥舞弯矩和摆振弯矩，依据所述s6编制得到的裂纹扩展试验载荷谱块，控制水平作动器施加在水平方向的离心力，控制垂直作动器施加挥舞弯矩和摆振弯矩进行加载至破坏，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；
s11：试验结果评估；选取金属桨叶大梁完成的裂纹扩展续航时间试验载荷谱块，考虑疲劳寿命分散系数给出金属桨叶大梁出现贯穿裂纹后的续航能力。
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。
1.一种金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法，其特征在于，包括如下步骤：
s1：通过进行飞行试验，获得待测金属桨叶实测载荷谱；
s2：设计并制作试验件；所述试验件包括试验部(1)、堵盖(2)、固定夹板(3)、加载夹板(4)、固定接头(5)、加载接头(6)，所述试验部(1)呈两端开口的翼型结构，所述堵盖(2)分别与所述试验部(1)两端开口密封配合连接，所述试验部(1)其中一端依次连接有所述固定夹板(3)和所述固定接头(5)，另一端依次连接有所述加载夹板(4)和所述加载接头(6)；
s3：预制初始缺陷；
通过有限元模拟确定初始缺陷位置和缺陷尺寸，根据有限元模拟确定的初始缺陷位置和缺陷尺寸，利用激光切割处理，在所述试验部(1)上预制形成初始缺陷；
s4：确定试验载荷要素和试验载荷的相位关系；
依据所述步骤s1中的实测载荷谱，确定裂纹扩展试验的载荷要素，所述载荷要素包括离心力fc、挥舞弯矩mb和摆振弯矩mt；
基于确定的所述载荷要素，使挥舞弯曲和摆振弯曲产生裂纹同步张开和闭合所对应的载荷方向为试验载荷的相位关系；
s5：确定形成贯穿裂纹试验载荷；
采用加速试验方法进行贯穿裂纹形成试验，所述形成贯穿裂纹试验载荷取所述步骤s1中的所述实测载荷谱出现的最大载荷；
s6：编制裂纹扩展续航时间试验载荷谱块；
依据所述实测载荷谱，编制得到裂纹扩展续航时间试验载荷谱块，每1个裂纹扩展续航时间试验载荷谱块代表1个飞行小时的裂纹扩展续航时间；
s7：在所述试验部(1)上粘贴应变片；
对所述试验部(1)进行挥舞弯矩和摆振弯矩测量应变片的粘贴；
s8：进行标定；
采用直接标定法对所述试验部(1)进行地面载荷标定；
s9：布置银漆网(7)；
为确定所述试验部(1)出现贯穿裂纹，对所述试验部(1)表面预制初始缺陷位置布置银漆网，所述银漆网沿桨叶展向方向对称布置于所述预制缺陷上下部，所述银漆网沿桨叶展向的有效工作长度不小于40mm；
s10：加载试验及测量；
在疲劳试验台上对所述试验件进行加载试验，所述疲劳试验台包括固定端(8)、钢索(9)、水平作动器(10)、垂直作动器(11)，所述试验件上的固定接头(5)与疲劳试验台的固定端相连，所述加载接头(6)与所述垂直作动器连接，并通过所述钢索与所述水平作动器和分别连接，所述水平作动器用于在试验件上施加水平方向的离心力；所述垂直作动器用于在试验件上施加挥舞弯矩和摆振弯矩；
依据所述步骤s6中编制得到的裂纹扩展续航时间试验载荷谱块，通过控制器控制水平作动器施加在水平方向的离心力，以及垂直作动器施加的挥舞弯矩和摆振弯矩进行加载，反复进行所述步骤6，直到所述试验部(1)破坏，采用动态信号测试分析系统进行测量数据采集处理和试验载荷监测，并记录累计完成的有效裂纹扩展续航时间试验载荷谱块数；
s11：续航时间验证；
根据累计完成的有效裂纹扩展续航时间试验载荷谱块数n0，通过以下公式计算金属桨叶大梁出现贯穿裂纹后的续航时间l：
续航时间l＝完成的有效裂纹扩展续航时间试验载荷谱块数n0/疲劳寿命分散系数f；
所述疲劳寿命分散系数f为疲劳寿命的分散能够较好地服从对数正态分布，可采用疲劳寿命分散系数来控制飞行结构的疲劳破坏概率。
2.根据权利要求1所述的一种金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法，其特征在于，所述步骤s1中，所述飞行试验又具体包括如下步骤，
首先，在所述待测金属桨叶的测点位置进行贴片；
采用直接标定法对所述待测金属桨叶进行地面载荷标定；
根据直升机的飞行使用状态谱，测量待测金属桨叶在各个飞行状态下的飞行载荷得到实测载荷谱。
3.根据权利要求2所述的一种金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法，其特征在于，根据直升机的飞行使用状态谱，测量待测金属桨叶在各个飞行状态下的飞行载荷，机动状态下的状态测量点至少完成2～3次的载荷测量，载荷测量误差不超过5％。
4.根据权利要求1所述的一种金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法，其特征在于，在所述步骤s2中，所述试验件的制作流程具体包括：
首先，截取一定长度的主桨叶大梁作为试验部(1)；
然后，在所述试验部(1)两端采用堵盖(2)进行封端；
采用夹板夹持所述试验部(1)两端，其中一端固定夹板(3)与所述固定接头(5)通过紧固装置相连接，另一端加载夹板(4)与所述加载接头(6)通过紧固装置相连接。
5.根据权利要求1所述的一种金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法，其特征在于，在所述步骤s7中，所述挥舞弯矩测量应变片粘贴于所述试验部(1)桨叶的上、下表面之间距桨叶前缘的25％弦线上，在消除挥舞弯矩对摆振弯矩的耦合影响处粘贴摆振弯矩测量应变片。
6.根据权利要求5所述的一种金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法，其特征在于，所述消除挥舞弯矩对摆振弯矩的耦合影响处，指通过解耦使得挥舞弯矩对摆振弯矩的耦合影响小于5％的位置。
7.根据权利要求1所述的一种金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法，其特征在于，所述银漆网，是指用银漆画成一个网络，并与通电设备形成回路，当金属部件裂纹扩展导致银漆网断裂后设备将进行预警。
8.根据权利要求1所述的一种金属桨叶大梁裂纹扩展续航时间验证方法，其特征在于，在所述步骤s9中，所述银漆网沿弦向宽度为3mm。
技术总结