直升机尾桨叶翼型段疲劳试验技术研究

目的提升尾桨叶翼型段疲劳试验安装和调试速率,加快考核出尾桨叶翼型段疲劳性能和疲劳寿命。方法通过标定出尾桨叶翼型段挥舞与摆振标定系数和预扭角,分析出一种通过理论计算出安装攻角的方法,利用理论计算出的攻角指导实际安装攻角,调整攻角值到实际加载满足试验要求的载荷值,在尾桨叶翼型段安装和调试完成后进行了疲劳试验。结果4件尾桨叶翼型段理论计算攻角值与实际安装攻角进行对比,安装攻角理论值与实际值偏差范围在1.5°以内,并且4件尾桨叶翼型段疲劳试验载荷分布误差小于4%,疲劳性能满足6000飞行小时的疲劳寿命要求。结论尾桨叶翼型疲劳试验中,理论计算攻角值具有加快估算安装攻角的意义,提升疲劳试验效率,试验调试载荷分布基本一致。经过尾桨叶翼型段疲劳试验验证后,试验件疲劳性能良好且稳定,为后续科研试验转入鉴定试验提供了基础。     

基于数值仿真的全表面轮毂弯曲疲劳试验及疲劳寿命分析

目的 预测钢制全表面轮毂易产生疲劳破坏的危险区域,并分析其弯曲疲劳寿命。方法 针对全表面轮毂的弯曲疲劳试验工况,建立有限元分析模型,综合考虑螺栓拧紧方式、螺栓预紧力以及材料非线性特征的影响,通过在加载轴末端建立局部坐标系,实现载荷的分解,并最终实现弯矩的动态加载。在此基础上,进行轮毂的受力分析,然后构造适用于轮毂的应力寿命曲线,并使用名义应力法进行疲劳寿命预测。结果 动态弯矩的加载方向变化会显著影响轮辐表面的应力分布特点,螺栓预紧力施加后,螺栓孔附近区域的应力显著增大,在计算中应考虑其影响。在获得各节点载荷历程后,以高应力幅和平均应力为标准,筛选出了轮毂的危险节点。结论 基于数值仿真的本型全表面轮毂弯曲疲劳试验,危险节点位置均位于轮辐通风孔的内圆角附近区域,可有针对性地对该区域进行相应的优化设计,以进一步提高轮毂的弯曲疲劳寿命。分析得到当前轮辋弯曲疲劳寿命约7.6万次,符合国家标准的要求。