直升机蜂窝夹层结构缺陷验收准则验证技术研究

蜂窝夹层作为一种特殊的复合材料结构,具有比强度、比刚度较高,性能易设计且便于大尺寸整体成型等诸多优点,广泛应用在航空器的结构设计中。但蜂窝夹层结构在制造、使用和维护过程中易出现脱／漏粘、冲击、磕碰等内在缺陷或外来损伤,可能导致结构强度的降低,从而危及结构安全。基于强度理论制定了一种直升机蜂窝夹层结构的静强度、疲劳强度和剩余强度综合验证思路与方法。针对典型结构的构型、缺陷类型和工程可检缺陷参数尺寸,设计了模拟真实蜂窝夹层结构的验证样件和缺陷预制技术,通过强度性能的试验和研究,获得了带有脱／漏粘缺陷、冲击／磕碰损伤等缺陷的结构强度缺陷容限值,为其缺陷验收准则的制定提供了技术依据。     

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。     

直升机金属结构缺陷容限验证技术研究

直升机结构的缺陷容限验证在FAR／CCAR27／29．571条适航条款中有明确的要求。文章提出了全尺寸结构缺陷容限验证思路，对验证的各个环节，包含缺陷的类型及参数、缺陷容限特性曲线基本参数及安全系数、真实缺陷下载荷或应力的修正、结构的缺陷容限性能、检查周期的确定等进行了探讨，为开展直升机结构缺陷容限验证工作提供了技术支持。     

旋翼桨叶载荷测量中的解耦方法研究

为了解除直升机旋翼桨叶挥舞面载荷和摆振面载荷在测量中的耦合效应,提出了两种解耦方法:分析解耦法和物理解耦法。通过对两者的分析比较,确定两者的优缺点,为型号应用提供方法借鉴。     

直升机飞行载荷应用探讨

直升机载荷在结构设计和验证中起着关键性的作用。90年代以来,直升机的飞行载荷测量技术得到了飞速发展,使全面获得各型号的飞行载荷成为了可能。基于飞行载荷实测数据,从飞行载荷与旋翼构型的关系、影响飞行载荷的因素、状态载荷的分布规律,以及飞行载荷与故障的相关性等几方面对如何拓展飞行载荷的应用范围进行了初步探讨,为充分发挥飞行载荷历史数据在新机研制的设计、试验和试飞验证中的作用提供思路。     

基于连续损伤力学的铝合金冲击局部损伤及后继疲劳寿命

基于连续损伤力学理论,对2A12铝合金冲击局部损伤及后继疲劳寿命进行了研究。首先采用有限元方法模拟了冲击过程,获得冲击凹坑局部的残余应力场与塑性应变场;然后根据残余应力状态选取疲劳破坏的危险点,通过Lermaitre塑性损伤模型得到危险点的初始损伤;最后根据修正的Chaboche疲劳损伤模型估算疲劳寿命。通过与相关的试验结果进行对比验证,表明连续损伤力学结合有限元分析方法可有效评估金属结构冲击损伤及后继疲劳寿命。     

基于飞行载荷分析的直升机动部件故障识别研究

主传力结构故障的发生、发展必然会反映到相关的载荷上来。以某尾桨故障为例,通过飞行载荷的重复性分析,可以及时捕捉到工作异常;通过相关载荷的动力学特性分析,透过载荷异常的表象,揭露其背后的深层次原因,为故障识别及从根源上提出解决措施提供依据;载荷特性分析方法为结构的试飞安全监控提供了思路。