某复合材料主桨叶疲劳试验提前失效模式分析及改进

首先介绍了某复合材料主桨叶疲劳试验提前破坏情况,并从结构设计、制造质量和试验方法三个方面进行分析,最终找出了试验载荷超过了桨叶过渡段后缘抗屈曲能力是此次疲劳试验提前失效的主要原因,另外摆振刚度突变和模压桨叶质量差是导致在1000剖面附近开胶的重要原因。在第二次疲劳试验时,通过改进桨叶结构和制造工艺,调整试验载荷,最终获得了疲劳试验验证。     

NH90的特点及其采用的先进技术

一、NH90的一般描述 1.旋翼桨叶翼型为法国航宇公司和法国航空空间研究院研制的QA3族翼型,桨叶呈12％至9％尖削、0.95R外桨尖呈抛物线形。4片复合材料桨叶由泡沫充填的2个玻璃纤维盒形梁的NIDA蜂窝后段件组成。用导电漆复盖的碳和玻璃纤维蒙皮使雷达信号特征最小。桨叶前缘有防腐蚀镍包条并把除冰系统罩在内。NH90复合材     

直升机旋翼进水原因分析及根除方法

目前,国内外生产的金属旋翼后段件,凡采用有孔蜂窝生产的半钢性旋翼,其后段件在使用过程中,都存在着进水问题。本文力求在大量实验的基础上,分析旋翼进水原因,并提出根除方法,以提高旋翼后段件使用寿命,供今后旋翼设计参考。     

复合材料尾桨自动化制造技术研究

无轴承复合材料尾桨作为直升机最重要的关键部件之一,其制造质量直接影响使用寿命,传统手工为主的制造技术已远远不能满足当前要求。研究了复合材料尾桨叶现有的自动化制造技术,在尾桨叶柔性梁成型过程中,使用自加温自加压成型系统,根据树脂黏性变化自主判断加压时机,实现了尾桨叶柔性梁的无故障制造。另外,通过采用胶接自加温工艺和自动化镗孔工艺,保证了尾桨叶制造的稳定性,大大提高了产品的合格率。同时结合当前现状,简述了尾桨叶制造技术的发展方向。     

钛合金包铁在复合材料桨叶上的应用研究

介绍了对钛合金作为复合材料桨叶包铁所作的研究,包括钛合金选材设计,表面处理、热成型工艺,成型后包铁的残余应力,以及与桨叶胶接试验验证.研究结果表明钛合金板材可以用于制造复合材料桨叶包铁.     

大飞机铝锂合金等直段研制关键技术

结合等直段研制开展铝锂合金先进结构设计、分析方法及其验证技术研究,通过铝锂合金机身段典型铝锂合金结构件关键制造环节的工艺研究,突破铝锂合金机身典型结构件的高效、高品质加工制造技术,并验证先进装配工艺及机身部段件对接工艺方案,可为某大型客机机身结构大量采用铝锂合金奠定基础。     

制造瑕疵是导致S-76A坠毁的关键因素

Bristow石油公司的S-76A直升机7月份坠落北海,事故调查结果表明:主桨叶制造瑕疵以及1999年遭雷击造成的高温损坏是桨叶大梁遭破坏的根本原因。事故导致损失1架直升机和全部11名机组人员和乘客遇难。 Qinetiq公司所做的金相检查表明:在桨叶外段防腐蚀条内侧的斜口接合处有9.5 mm×4.8 mm长的翼尖变弯拆叠在内侧防腐蚀条的外端,疲劳断裂裂纹一直延伸到双翻的防腐蚀条后部,在此处也发现了1999年遭雷击因高温造成的损坏。据英国航空事故调查署称:西科斯基公司相信1999年雷击产生的电流恶化了桨叶制造过程中的瑕疵,导致了大梁的损坏。     

飞机大部件装配能力测算方法研究

针对具有典型离散型制造特征的飞机大部件结构装配能力测算问题,以其下级部段件为研究单位,分析了部段装配能力随工艺方案、操作熟练度、倒班模式、制造资源以及一般能力社会化等因素的动态变化关系,提出了基于部段装配能力数据集并综合考虑飞机装配流程时序关系以及各部段装配能力匹配关系的飞机大部件实际装配能力测算方法,通过举例计算,验...     

某型直升机飞行中主减舱右侧活动整流罩脱落故障分析

某型直升机飞行后检查发现主减舱右侧活动整流罩脱落且与主桨叶相撞,导致损伤.故障发生后,查看了直升机、发动机及配装部附件的状态,详细了解了飞行过程,开展了现场检查、飞参判读,最终确定了故障原因.     

复合材料旋翼桨叶研制过程中的重量控制与分析

旋翼桨叶已普遍采用复合材料进行设计和制造,本文阐述了复合材料旋翼桨叶重量设计与控制的原则,并从选材原则、结构布局、质量配平、工艺方法、铺层过程、重量调整等方面对重量及重量一致性控制进行了详细分析。     

某型机液压阻尼器设计计算

液压阻尼器是某型机旋翼研制中的关键元件。本文根据直8液压减摆器性能试验结果拟合出直8型机液压阻尼器力—速度曲线,获得直8型机液压阻尼器定压活门开启速度;采用数值仿真方法对直8液压阻尼器和某型机液压阻尼器轴向速度进行了计算;采用薄壁小孔等效阻尼系数计算公式对直8液压阻尼器和某型机液压阻尼器节流片节流孔面积进行了计算;同时进行了某型机液压阻尼器补油装置油液体积的计算。上述计算方法和计算结果可为某型机液压阻尼器结构设计提供依据。     

直8型机动部件疲劳定寿

直8型机动部部件结构形式特殊,关键部位众多,主要承受高频率、低幅值的高周振动疲劳载荷,属高周疲劳结构,是直升机疲劳定寿的主体,与定翼机的疲劳定寿有很大差别。本文全面叙述直8型机动部件定寿中采用的所有工程技术关键,重点介绍了全尺寸结构的S-N曲线确定方法和实测载荷谱的编制技术。     

直11型机双针转速表剪刀差故障分析及处理

直11型机双针转速表是国产新研成品，是直11型机的配套产品，检测并指示直升机的旋翼转速和自由涡轮转速。本文从直11型机双针转速表剪刀差故障着手，论述了故障检查、分析及处理方法。     

直11型机尾桨变距拉杆故障分析与处理

直11型直升机交付用户在外场使用时,出现两类尾桨变距拉杆上端关节轴承从拉杆本体中脱出的故障。鉴于该故障将严重影响直升机的使用安全,为此,设计和制造部门通过对故障出现的原因进行分析和充分的试验,采取了相应的措施。这些措施经装机试飞验证取得了很好的实施效果。     

Z11直升机自转着陆试飞

通过对Z11直升机自转特性及自转着陆的试飞，研究了在自转着陆的进场着陆阶段，如何使旋翼能够提供最大的拉力，减小下降率，使直升机以低于起落架设计允许的最大下降率进行自转着陆，从而保证直 同和驾驶员的安全。最后分析探讨了Z11直升机空中停车后处置的驾驶技术及操纵要领。可供有关研究人员和直升机飞行员参考。     

应力严重系数法在直升机主桨叶寿命评估中的应用

应力严重系数法在定翼机机体寿命计算中已有成功应用，然而对于以高周损伤为主的直升机动部件(如主桨叶)一般均依靠6件全尺寸疲劳试验的方法进行定寿。这不仅需要大量经费，而且也要很长的周期。本文绕开全尺寸疲劳试验这一大的环节，根据相应材料特性数据，采用应力严重系数法对直8型机主桨叶根部接头进行寿命评估。文中给出的方法简单，精度较好，便于工程应用。     

复合材料主桨叶生产过程中的质量检测和试验验证方法

主桨叶作为直升机的关键部件,其生产质量直接关系到直升机的安全,因此在桨叶生产的全过程中,必须对其进行全面的质量检测和试验验证,从而确保生产出的桨叶符合设计要求。首先介绍了EC175复合材料主桨叶的内部结构,然后介绍了其整个生产过程中的质量检测和试验验证方法。     

复合材料桨叶结构损伤演化模型

与金属材料桨叶相比,复合材料桨叶因具有更加优良的抗疲劳性能而被广泛应用到直升机旋翼上。但由于复合材料破坏机理复杂,疲劳性能分散,影响因素众多,导致复合材料桨叶疲劳现象尚处于研究探索之中,在复合材料的微观失效机制与宏观结构的力学性能之间仍然缺少一座桥。鉴于此,文章利用典型复合材料试样的拉伸疲劳实验数据,建立了基体裂纹、纤维断裂和界面脱胶等损伤变量累积模型,从断裂能的角度出发构建了基体裂纹密度、纤维断裂面积与复合材料属性之间的函数关系,分析了基体裂纹密度、纤维断裂面积等损伤变量对复合材料工程性能参数的影响。利用复合材料宏观力学理论,研究了各物理损伤变量对桨叶刚度特性的影响,采用连续损伤变量的状态方程建立了复合材料桨叶的损伤演化模型,这种以有理多项式为状态转移函数微分模型能很好地体现复合材料桨叶在疲劳初期和疲劳末期刚度快速损伤的现象。     

基于弹性起落架的直升机系留载荷计算

根据舰载直升机舰面系留时的受力特点,以弹性起落架的垂向变形为变量,根据虚位移原理建立了直升机在摇荡舰面系留的动力学分析模型。运用牛顿迭代法对横摇、纵摇、有风以及无风情况下系留索具载荷进行了计算,发现横摇角较大时载荷主要分布于主起落架系留索上,且风载的影响并不能忽略。分析了轮胎刚度对系留索载荷的影响,结果表明,起落架轮胎刚度由300N／mm增加至800N／ram时,最大张力减小了7．43％,说明增加轮胎刚度能有效提高直升机系留的安全性。     

直升机外挂吊运技术研究

直升机外部吊挂运送物资在国防和国民经济建设中有极为广泛的用途。本文以直8A型机和米171直升机为例，对直升机外挂吊运的飞行性能计算、全机稳定性、吊具系统的设计、飞行员和指挥员、信号员和索具员如何协调等问题进行了研究分析，为今后执行外挂吊运任务的设计和实施，提供了有价值的建议。