一种直升机复合材料桨叶疲劳试验系统及方法

1.一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。
2.一种直升机复合材料桨叶疲劳试验方法，其特征是，包括以下步骤：
第1步、在试验桨叶考核区域上粘贴应变片(13)，并使用导线与应变测试系统(12)连接；
第2步、固定桨叶一端，在另一端施加单位载荷，使用应变测试系统(12)标定应变片与载荷关系曲线；
第3步、依据桨叶在直升机上的支持条件确定阻尼器(2)的阻尼值；
第4步、依据桨叶尺寸调整安装有阻尼器(2)的可变位置的横梁位置，使左连接接头(3)、右连接接头(4)之间距离为桨叶长度，并将桨叶安装在左连接接头(3)、右连接接头(4)之间；
第5步、预设试验桨叶安装角度，通过试验控制器(14)控制液压作动筒(8)和位移加载装置(9)以桨叶旋转频率施加70％试验载荷/位移，使桨叶处于强迫振动状态，依据应变测试系统(12)反馈的数据，调整桨叶的安装角度，直至满足挥舞、摆振弯矩的比例要求；
第6步、进行疲劳试验，并通过试验控制器(14)连续记录应变测试系统(12)、位移传感器(10)、测力传感器(7)、激光位移测试系统(11)输出的数据。

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