直升机主桨毂支臂疲劳验证技术研究

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。     

直升机尾桨轴疲劳试验技术研究

尾桨轴为直升机传动系统中的关键部件,疲劳破坏为其主要的失效模式。本文结合某直升机尾桨轴的疲劳试验,介绍了疲劳试验设计、试验实施方案设计的工作内容和方法。考虑试验的考核要求,对锥齿面啮合处约束边界进行工程简化,设计了防扭结构。将试验载荷分解到作动器上进行协调加载,实现旋转弯矩和剪力绕尾桨轴轴线的旋转,模拟了真实载荷的传递和分布。根据飞行谱和使用载荷确定低周疲劳载荷谱,并给出了既满足加载要求,又易于实现的加载方法。     

直升机关键件疲劳设计探讨

本文结合工程实例对直升机关键件疲劳设计和试验验证中的几个问题进行了探讨和分析。提出了几个观点:对承受高周疲劳载荷为主的直升机关键件,宜采用疲劳极限和疲劳寿命共同作为疲劳设计目标参数;疲劳寿命对疲劳极限、载荷谱相当敏感的T-、A-等破坏模式的疲劳设计应采用无限寿命设计方法;多疲劳源、多破坏模式复杂结构疲劳设计时须给予额外设计裕度;多疲劳源、多破坏模式复杂结构疲劳试验须充分利用试件同时考核多个危险部位,获得各危险部位准确的疲劳性能。     

断裂力学在直升机桨毂上的应用

 本文用实验方法,得出了计算弯曲载荷下含表面裂纹圆轴、圆筒的应力强度因子（K_I）的表达式,并按照裂纹面积扩展率公式,分析了直升机桨毂转轴轴颈的临界裂纹面积和剩余疲劳寿命。为了校核断裂力学分析的可靠性,模拟飞行状况进行了实际桨毂支臂转轴轴颈的疲劳试验。实验结果与计算结果相当符合。     

模拟轴向载荷作用的轮盘低循环疲劳寿命试验研究

提出了可有效模拟轴向载荷的航空发动机轮盘低循环疲劳寿命试验方法。在综合考虑轮盘装配及工作温度场、转速等工作状态边界条件和载荷的基础上,对轮盘进行线弹性有限元应力分析,了解轮盘应力水平及寿命关键考核部位。在充分考虑试验器能力及试验过程的可监控性等因素下,设计了能有效模拟承受轴向载荷的轮盘低循环疲劳寿命试验装置、试验方法,并进行试验。最后,对试验结果进行分析,确定出轮盘预定安全循环寿命。     

某机主桨毂用疲劳试验机的故障排除

某型机是引进国外制造技术,在国内研制生产的新型直升机。按外国公司规定:飞机上的关键部件要经疲劳试验合格后方准装机试飞;试制时试验数据要经外方签证确认方可。该机主桨毂用的疲劳试验机是一个关键试验设备。 1.疲劳试验机及其使用 该试验设备的用途是模拟直升机主桨毂在起飞降落状态和飞行状态下所受的载荷,在地面进行瞬变疲劳和振动疲劳试验,以考核关键部件主桨毂的疲劳性能,为主桨毂取得适航证提供试验数据和保证。     

高温度梯度轮盘低循环疲劳试验件设计方法

针对航空发动机设计中高温度梯度轮盘低循环疲劳试验的需求,基于国内外航空发动机轮盘低循环疲劳试验件设计经验及国内现有轮盘试验器的试验条件,总结了该类高温度梯度航空发动机轮盘低循环疲劳寿命试验件设计的难点主要为轮盘热应力难在试验过程中模拟、轮盘寿命考核位置多、轮盘试验件试验转速高、轮盘试验件寿命限制位置容易转移等,并针对各难点给出了用离心载荷补偿热载荷、以损伤程度定考核位置、在不改变考核位置应力特征的前提下可以改变非考核位置局部结构特征等解决方案,形成了一套高温度梯度轮盘低循环疲劳寿命试验件设计方法。应用该方法设计了某航空发动机轮盘低循环疲劳寿命试验件并进行了试验,完成了寿命考核试验,结果表明:该方法是可行的。     

DD6单晶涡轮叶片热机综合疲劳试验研究

针对涡轮叶片考核部位的寿命问题,介绍了DD6单晶涡轮叶片热机疲劳试验方法。通过设计感应线圈进行高频感应加热,实现某一工作状态下涡轮叶片考核截面温度场模拟,同时使用U型铁氧体精细调节温差;通过设计的二位移调节机构控制拉伸载荷,实现涡轮叶片考核截面由离心载荷和气动载荷引起的应力场模拟。在保证内冷空气流量的条件下,进行了DD6单晶涡轮叶片热机疲劳试验,实现了涡轮叶片寿命预测方法的试验验证,同时为工程设计提供了试验依据。     

基于飞行试验的直升机传动系统疲劳损伤及安全寿命评估

直升机传动系统采用安全设计准则进行疲劳设计,其疲劳损伤及安全寿命评估对直升机飞行试验尤为重要。通过对四参数S-N曲线方程及平均S-N曲线缩减至安全S-N曲线的方法和流程及等寿命曲线对平均载荷修正等内容阐述,以传动系统中的旋翼轴和尾减机匣为例,通过Miner线性损伤累计理论及飞行实测载荷谱;计算给出其每百小时损伤和安全寿命评估结果。     

直升机飞行实测载荷有效性分析技术

由于直升机以动部件为代表的特殊结构形式以及复杂的振动载荷环境,飞行实测载荷是疲劳设计和评定过程中的关键数据。本文结合某直升机实测载荷数据,介绍了实测载荷有效性分析的工作内容和方法,其中相关性分析和规律性分析等方法可进一步用于获取各结构的状态、重量、重心、高度疲劳载荷的分布规律和相互关系,使其应用到新型号设计中。为我国直升机疲劳设计载荷的获得提供一些可借鉴的思路。     

直升机主桨毂复合材料星形件疲劳研究

直11型机主桨毂星形件是典型的复合材料层合板结构,在复杂的疲劳载荷环境下,有可能出现几种不同形式破坏模式,如:分层破坏和纤维断裂,忽略任何一种可能出现的破坏模式都将可能给飞行带来安全隐患。理想的试验是有限的试验件能得到所有的破坏模式的结果。本文较完整地总结和介绍了直11型机和“海豚”的复合材料星形件疲劳试验及试验结果,较详细地分析了各种破坏模式的形成机理和挥摆载荷比对破坏模式出现率的影响,认为疲劳试验载荷的挥摆载荷比不应仅仅根据实际飞行时载荷状况,主要应根据星形件结构性能来确定。     

先进战斗机寿命设计与延寿技术发展综述

轻质长寿命一直是飞机结构强度设计所追求的目标,也是一代又一代结构强度工作者所面临的永恒主题。随着国内外航空工业的发展、疲劳设计理论以及现役飞机延寿工程的开展,飞机寿命设计与延寿技术取得了快速发展。本文从20世纪60年代飞机设计中引入疲劳设计开始,以疲劳设计准则的发展为主线,对分散系数的确定、载荷谱编制技术、飞机寿命设计与延寿技术、日历寿命评定、单机寿命监控等技术的形成与发展进行综合论述。有成功的经验,也有失败的教训,从实践中发展出疲劳设计的理论体系、分析方法与规范标准,带来了飞机设计寿命指标的不断提升,保障服役飞机的飞行使用安全。提出耐久性/损伤容限设计思想是目前及未来飞机长寿命设计及延寿的主要设计思想,全尺寸耐久性/损伤容限试验是飞机定寿、延寿最主要的技术途径,结构细节设计、耐久性预防性修理以及单机寿命监控也是确保长寿命设计指标实现和现役飞机延寿成功不可或缺的技术手段。     

燃油调节器壳体裂纹失效分析

针对某型燃油调节器壳体裂纹故障提出一种分析定位方法。通过实物质量分析、光谱分析和ANSYS结构强度仿真,排除材料缺陷和设计缺陷,将故障问题逐渐收敛定位于外部载荷环境的影响,结合断口和疲劳试验载荷谱利用裂纹疲劳弧线反推分析萌生裂纹机理,采用列表梯形法计算出壳体裂纹萌生寿命,将故障分析定位在高周疲劳试验区间。根据高周疲劳寿命试验数据进行频谱扫描,分析高周疲劳试车中发动机转速频率特性、燃油调节器固有频率,并统计试车累计工作时间。结果表明:外部激励频率与燃油调节器的固有频率存在频率上的重合导致了共振失效。为燃油调节器裂纹故障的分析定位提供了思路和方法,可为航空发动机控制体系的发展与研究提供技术支持。     

球柔性主桨毂中央件疲劳设计研究

为保证直升机动部件满足疲劳寿命可靠性要求,疲劳强度工作应贯穿于整个设计研制和使用过程中。本文介绍了新型球柔性主桨毂的核心部件中央件设计研制阶段疲劳工作的内容和方法,论述了其中的关键、难点以及解决办法。为我国直升机疲劳设计工作提供一些可借鉴的思路。     

断裂性能试验及裂纹扩展寿命分析

通过断裂性能试验确定了某型直升机部件金属材料的断裂韧性和裂纹扩展门槛值,采用多元线性回归方法拟合得到裂纹扩展速率方程的材料常数。采用不同的裂纹分析方法进行了损伤容限分析。研究结果表明：对此型直升机部件的金属材料来讲,应力强度因子变程门槛值对应的应力比上截止限取0．7是合理的;低于安全疲劳极限的小载荷对裂纹扩展寿命有较大影响,尤其是按安全疲劳极限截除小载荷对裂纹扩展寿命的影响是非常显著的,当截除标准低于0．8倍的安全疲劳极限时,裂纹扩展寿命的差别不是很显著。     

四参数疲劳定寿方法

对直升机传动系统采用的一种疲劳定寿方法——四参数法进行了研究:首先介绍了四参数应力-循环(S-N)曲线,然后详细介绍了通过材料平均 S-N 曲线获取构件安全 S-N 曲线的步骤以及直升机传动系统四参数疲劳定寿的程序和方法,研究了定寿流程中的各个技术细节.同时介绍了传动系统机匣疲劳试验中的多路协调加载技术以及某传动系统尾减机匣(TGB)的全尺寸疲劳试验情况.最后采用四参数疲劳定寿方法,根据某传动系统尾减机匣全尺寸疲劳试验结果和飞行实测载荷谱,对尾减机匣进行了安全寿命评估.该实例分析表明:四参数疲劳定寿方法为一种有效、可靠的寿命评估方法,具有推广价值.