一种直升机复合材料桨叶疲劳试验系统及方法

摘要

本发明涉及一种疲劳试验系统及方法，具体涉及一种直升机复合材料桨叶疲劳试验系统及试验方法。本发明基于桨叶的二阶挥舞振型的特性，利用桨叶的振动过程中翼型段的振动与飞行过程中桨叶振动相似性，采用一套桨叶强迫共振的方法实现桨叶疲劳试验。

主权项

一种直升机复合材料桨叶疲劳试验系统，其特征是，包括试验台架(1)、阻尼器(2)、左连接接头(3)、右连接接头(4)、滑块(5)、钢索(6)、测力传感器(7)、液压作动筒(8)、位移加载装置(9)、位移传感器(10)、激光位移测试系统(11)、应变测试系统(12)、应变片(13)、试验控制器(14)；其中试验件安装在框架式试验台架(1)上；试验台架左侧可变位置的横梁上安装有阻尼器(2)，阻尼器右端与试验桨叶左端的左连接接头(3)相连；试验台架右侧固定横梁上安装有液压作动筒(8)，液压作动筒左端与钢索(6)相连，在钢索中间串联有测力传感器(7)；钢索的左端与试验台架滑道中的滑块(5)连接，滑块左端与试验桨叶右端的右连接接头(4)相连，滑块上部连接有位移加载装置(9)，位移加载装置输出端并联有位移传感器(10)；试验台架后侧钢架上固定有激光位移测试系统(11)；应变片(13)按需固定在试验件上，并通过导线将测试结果反馈给应变测试系统(12)；试验控制器(14)向液压作动筒(8)和位移加载装置(9)提供控制信号，并接收应变测试系统(12)、位移传感器(10)、测力传感器(7)、激光位移测试系统(11)反馈的信息，分析后对控制信号进行微调。