一种直升机连接结构高寒高沙大气环境试验方法与流程

1.本发明涉及直升机环境试验技术领域，具体涉及一种直升机连接结构高寒高沙大气环境试验方法。


背景技术：

2.直升机的地面停放时间约占总使用时间的96％，在长时间的地面停放过程中，直升机时刻经受外界复杂环境的综合作用。受低温、沙尘等恶劣地面停放环境影响，高寒沙漠环境下直升机活动部件磨损/卡滞、电路劣化、密封失效等典型环境适应性问题频发。由于耐腐蚀/老化性能验证不充分，直升机地面停放环境腐蚀/老化等效模拟加速试验技术的研究基础薄弱，缺少将直升机地面停放环境谱等效转化为实验室加速模拟试验谱的实践与应用，在直升机关重部件使用环境适应性快速考核验证等方面，难以满足试验考核与鉴定需求，制约了直升机的安全可靠使用。
3.目前，针对直升机连接结构试验主要采用自然环境或实验室模拟环境暴露一定时间后开展拉伸性能或疲劳性能测试，以表征直升机连接结构的耐环境能力，采用自然环境试验加力学性能测试的方法试验周期较长，难以实现快速评估；而目前常用的实验室模拟加力学性能测试方法，由于未全面考虑高寒高沙地区影响直升机连接结构的主要环境因素，且未体现环境和载荷的交互施加方案，导致模拟效果欠缺。
4.尽管通过借鉴固定翼飞机的相关研究工作，针对部分直升机材料、工艺、结构等形成了一些试验方法，但这些环境损伤考核验证方法大多以单因素试验考核为主，且试验采用的环境应力剖面与实际情况差异较大，环境损伤考核结果真实度仍有待提高。尤其是针对高寒高沙复杂大气环境下低温、沙尘等环境因素对直升机连接结构的综合影响研究十分不充分，亟需针对高寒高沙环境下使用的直升机产品建立科学有效的实验室模拟加速试验方法。


技术实现要素：

5.本发明目的在于提供一种直升机连接结构高寒高沙大气环境试验方法，至少用于快速、准确评价直升机连接结构在高寒高沙大气环境下的适应性。
6.为了实现上述目的，本发明采用如下所述技术方案。
7.一种直升机连接结构高寒高沙大气环境试验方法，其特征在于：依序对试验件进行低温疲劳试验、砂尘试验、温度冲击(低温)试验、紫外-冷凝试验和盐溶液喷雾-干燥试验；其中，所述低温疲劳试验是对试验件施加当量1年飞行强度的拉-拉正弦疲劳载荷，所述砂尘试验为常温吹尘、高温吹尘、高温吹砂的组合试验，所述温度冲击试验为结合直升机服役所在地区的极值温度氛围下进行的冲击试验，
所述紫外-冷凝试验是结合直升机服役所在地区实测的最高温度和太阳年紫外辐射量极大值，对直升机连接结构试验件开展的紫外-冷凝交替试验，所述盐溶液喷雾-干燥试验是结合直升机服役所在地区实测的最高氯离子含量及雨水ph值，对直升机连接结构试验件开展的盐雾-干燥交替试验。
8.作为优选，实施所述盐溶液喷雾-干燥试验的具体步骤包括：获取直升机服役所在地区实测的全年润湿时间与干燥时间的比值，采用该比值的极大值作为喷雾和干燥的循环时间比例，喷雾温度选用直升机服役所在地区实测的最高温度。
9.本发明中，所述直升机连接结构为直升机蒙皮侧板的铆接部位。
10.为进一步提高试验的可靠性，实施所述砂尘试验时，试验件的受试面垂直于吹尘风向。
11.为进一步提高试验的准确性，所述低温疲劳试验的试验条件为：试验频率根据直升机旋翼运动规律取16hz，应力峰值参照直升机机身蒙皮结构承受的最大设计载荷取75mpa，应力谷值取4.5mpa，疲劳载荷循环次数为8000次，试验温度取比直升机服役所在地区的最低温度低12℃；所述砂尘试验的试验条件为：高温吹尘、吹砂试验的温度均取直升机服役所在地区的最高温度，相对湿度≤30％，吹尘试验的风速取8.9m/s，吹砂试验的风速取直升机服役所在地区地面的最大时平均风速
±
2m/s，吹尘试验中尘的直径、砂的直径均控制在直升机服役所在地区的实测粒径范围内，吹尘试验浓度为(10.6
±
7)g/m3、吹砂试验浓度为(2.2
±
0.5)g/m3，吹尘试验持续时间为12h、吹砂试验持续时间为1.5h；所述温度冲击试验的试验条件为：低温温度-31
±
2℃氛围下持续冲击4h，高温温度43
±
1℃氛围下持续冲击2h，循环冲击次数为3次；所述紫外-冷凝试验的试验条件为：辐照水平为340nm下1.1w/(m2/nm)，每12h循环中包括(60
±
1)℃下8h的紫外线试验及(50
±
1)℃下4h的冷凝试验，试验时间为9天；所述盐溶液喷雾-干燥试验的试验条件为：腐蚀介质采用0.05％na2so4与0.01％nacl的混合溶液，用稀硫酸或naoh溶液调整ph值至6～8，盐溶液的沉降率控制为1～3ml/(80cm2·
h)；湿润-干燥试验过程中，每24h循环中3h喷盐雾、21h通风干燥，喷盐雾温度按照实测的最高温度取t＝(35
±
1)℃，干燥温度取t＝(35
±
1)℃，干燥湿度rh＝(50
±
3)％，所述盐溶液喷雾-干燥试验的一个周期试验时间为7天；每个循环试验总时长为18天。
12.为进一步提高试验的准确性，砂尘试验和紫外照射只针对试验件的受试面进行。
13.有益效果：本发明方案能够有效模拟直升机在高寒高沙环境下地面停放时户外大气环境温度低、昼夜温差大、降尘和沙尘多、白天高太阳辐射、夜间凝露、干湿交替及腐蚀介质侵蚀，飞行过程受疲劳载荷作用的实际情况；采用本发明方案显著提高了模拟高寒高沙环境试验的有效性，能够更加快速、准确的评估直升机蒙皮铆接结构的在高寒高沙大气环境下的适应性，与自然停放状态下的试验结果非常接近，一个循环试验可模拟直升机铆接结构在高寒高沙地区户外停放1年的情况。
附图说明
14.图1是实施例中直升机蒙皮连接结构试验件示意图；
图2是实施例中直升机铆接结构模拟高寒高沙大气环境实验室加速试验环境谱。
具体实施方式
15.下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但以下实施例的说明只是用于帮助理解本发明的原理及其核心思想，并非对本发明保护范围的限定。应当指出，对于本技术领域普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，针对本发明进行的改进也落入本发明权利要求的保护范围内。实施例
16.如图1和图2所示，一种直升机连接结构高寒高沙大气环境试验方法，依序对试验件进行低温疲劳(子)试验、砂尘(子)试验、温度冲击(子)试验、紫外-冷凝(子)试验和盐溶液喷雾-干燥(子)试验，用于模拟直升机连接结构在高寒高沙地区地面停放时，连接结构面临的户外大气环境温度低、昼夜温差大、降尘和沙尘多、白天高太阳辐射、夜间凝露、干湿交替及腐蚀介质侵蚀，飞行过程受疲劳载荷作用的实际情况，该连接结构如图1所示，为直升机蒙皮侧板的铆接结构。
17.其中，低温疲劳试验：直升机连接结构在地面停放阶段和飞行阶段经受的动静态交变载荷环境因素对表面防护涂层和铆接部位会产生影响，采用材料试验机对铆接结构试验件施加当量1年飞行强度的拉-拉正弦疲劳载荷，频率根据直升机旋翼运动规律取16hz，应力峰值参照某直升机机身蒙皮结构承受的最大设计载荷取75mpa，应力谷值取值0.06取4.5mpa；疲劳载荷循环次数参照cass谱以500次为基准，并综合考虑直升机相关设计要求和强化比例系数，定为8000次；考虑到直升机空中飞行的极端情况，设计疲劳试验在低温条件下开展，根据某高寒高沙地区地面最低温度为-31.2℃，考虑到直升机通常飞行高度在2000m左右，飞行阶段温度比地面温度低约12℃，因而，设计在(-43
±
2)℃的条件下开展疲劳试验。
18.其中，砂尘试验：地面停放环境下，直升机连接结构表面涂层受降尘、沙尘等环境因素的影响主要表现在两方面，一是沙尘等大颗粒物质的冲击作用易导致结构连接部位涂层破损脱落，二是降尘和沙尘中的可溶性、非可溶性成分，会改变结构件表面状态，导致出现吸潮、临界润湿湿度降低等现象，尤其是其中腐蚀性较强的氯溶解于雨水(雪水)、露水、表面润湿膜中后，会加速涂层/金属界面的腐蚀/老化反应。参照gjb 150.12a-2009《军用装备实验室环境试验方法第12部分：砂尘试验》的有关试验条件，设计常温((23
±
1)℃)吹尘+高温吹尘+高温吹砂的组合试验以模拟降尘、沙尘对直升机机身蒙皮铆接结构件的影响。其中，高温吹尘、吹砂试验的温度根据某高寒高沙地区地面最高温度42.6℃设计为(43
±
1)℃，相对湿度≤30％，吹尘试验的风速取标准给出的典型沙漠风的较高速度8.9m/s、吹砂试验的风速根据某高寒高沙地区地面的最大时平均风速11.0m/s控制在(11
±
2)m/s，吹尘试验中尘的直径参考某高寒高沙地区实测沙尘平均中位径32.64μm控制在(30～149)μm、吹砂试验中砂的直径参考某高寒高沙地区实测沙尘最大粒径区间(116.1～390.2)μm控制在(150～400)μm，吹尘试验浓度为(10.6
±
7)g/m3、吹砂试验浓度为(2.2
±
0.5)g/m3，吹尘、吹砂试验的安装方向均为受试面垂直于沙尘吹来方向(使试件承受最大的磨蚀影响)，吹尘试验持续时间为12h(6h常温+6h高温)、吹砂试验持续时间为1.5h(推荐开展吹砂预试验，根据预试验结果酌情调整吹砂试验时间)。
19.其中，温度冲击(低温)试验：持续低温作用下，直升机机身蒙皮结构件表面涂层易变脆、变硬(导致柔韧性降低)，同时在冷热温度循环冲击作用下，结构件表面涂层易产生微裂纹；根据某高寒高沙地区地面最高温度(42.6℃)和地面最低温度(-31.2℃)，设计恒定极值温度冲击试验中低温温度为(-31
±
2)℃、低温持续时间4h；高温温度为(43
±
1)℃，高温持续时间2h，循环冲击次数为3次。
20.其中，紫外-冷凝试验：太阳辐射光谱对有机涂层的作用主要是紫外线引起的涂层光降解，确定紫外冷凝试验的试验条件为：辐照水平为340nm下1.1w/(m2·
nm)，每12h循环中包括(60
±
1)℃下8h的紫外线试验及(50
±
1)℃下4h的冷凝试验；考虑到直升机全年仅少数时间停放在户外接受太阳光照射，合理假定户外停放时间均为有日照时间，且太阳总紫外辐射量可以平均分布到日照时间内(即不考虑太阳辐射在日照时间内的变化)，以此估算涂层试样全年可能接收的紫外总辐射量。本实施例中，直升机服役所在高寒高沙地区实测的太阳总紫外辐射量为249mj/m2，全年日照时数为2388h，户外停放时间取300h，辐照水平为340nm下1.1w/(m2·
nm)紫外光照射等效的总紫外辐射量为60w/m2，据此，设计紫外冷凝试验总时间为9天(249mj/m2×
1/8(户外停放时间占全年总日照时数的比例300h/2388h)
÷
60w/m2÷
3600s
÷
16h(每24h内紫外照射16h)≈9d)，以模拟涂层试样全年接收的紫外总辐射量。
21.其中，盐溶液喷雾-干燥试验：大气环境中的腐蚀介质(污染物)包括含氯气体、含硫氧化物气体、氮氧化物气体等，它们对直升机结构表面涂层老化、附着力降低也有一定的影响。一方面，污染气体可以溶入有机涂层表面上所形成的水膜中，从而形成导电的电解质溶液，然后进入涂层/金属界面发生腐蚀反应，腐蚀产物与分子链上基团反应；另一方面，污染气体扩散到涂层内部，气体中的活性基团与分子链上的某些基团反应，改变分子链结构从而导致有机涂层发生老化。在潮湿空气环境中，涂层试样表面会因凝露而产生一层水膜。由直升机服役所在高寒高沙地区的雨水分析结果可知，其降雨ph最低值为6.38、平均值为6.79、最高值7.77；同时，雨水(雪水)中硫酸根离子和氯离子浓度较高。因此，确定盐溶液喷雾-干燥试验的试验条件为：采用0.05％的na2so4+0.01％的nacl混合溶液，用稀硫酸或naoh溶液调整ph值至6～8(中性)，来模拟大气环境中的腐蚀介质作用，盐溶液的沉降率控制为1～3ml/(80cm2·
h)。而且，暴露于大气环境中的涂层会经历反复的湿润-干燥过程，使涂层表面的腐蚀介质浓度不断增加，加速腐蚀，根据直升机服役所在高寒高沙地区大气相对湿度统计结果，其全年润湿时间(按温度0℃以上、相对湿度≥80％记为润湿)与干燥时间的比值约为1:11～1:7，因此，采用较大值1:7作为喷雾/干燥的循环时间比例，即每24h循环中3h喷雾，21h通风干燥，以突出干湿交替对涂层的影响。喷雾温度综合考虑该高寒高沙地区地面温度以及盐溶液中溶解氧浓度取t＝(35
±
1)℃，确定干燥温度t＝(35
±
1)℃，干燥湿度rh≤(50
±
3)％，一个周期试验时间7天。
22.试验时，每个循环试验总时长约18天，试验结束后进行试验件外观、光泽、色差、厚度、红外等性能检测，一个循环试验可模拟直升机铆接结构高寒高沙地区户外使用1年。
23.本实施例以直升机蒙皮铆接结构(图1所示结构)为对象开展模拟高寒高沙大气环境实验室加速试验，针对直升机该连接结构开展了一个周期的试验，并辅以自然环境试验+疲劳试验的方式进行了验证，试验结果见表1-表4；表1蒙皮平板涂层试样外观检测结果
表2直接机蒙皮铆接结构的平板涂层试样外观评级结果表3直接机蒙皮铆接结构的平板涂层试样60
°
失光率数据及失光程度等级表4直接机蒙皮铆接结构的平板涂层试样色差数据及变色等级
24.由表1～表4可得，直升机典型蒙皮铆接结构平板涂层试验件在高寒高沙户外大气自然环境暴露试验12个月(试验前疲劳加载8000次)，失光率和色差值随着暴露时间的延长逐渐增加，宏观腐蚀形貌上主要表现为涂层轻微沾污、很轻微失光、很轻微变色、铆钉部位面漆层很轻微破损，失光、变色等级均为1级，其他无明显变化；而直升机典型蒙皮铆接结构平板涂层试验件在1个循环的实验室加速试验后，宏观腐蚀形貌上主要表现为涂层轻微沾污、轻微失光、轻微变色、铆钉部位面漆层轻微破损。这表明，实验室试验结果与高寒高沙地区自然环境试验结果基本一致，按照给定的直升机铆接结构模拟高寒高沙大气环境实验室加速试验环境谱开展试验，在加速倍率较高的情况下具有很准确的模拟效果，能显著缩短试验考核时间。

技术特征：
1.一种直升机连接结构高寒高沙大气环境试验方法，其特征在于：依序对试验件进行低温疲劳试验、砂尘试验、温度冲击试验、紫外-冷凝试验和盐溶液喷雾-干燥试验；其中，所述低温疲劳试验是对试验件施加当量1年飞行强度的拉-拉正弦疲劳载荷，所述砂尘试验为常温吹尘、高温吹尘、高温吹砂的组合试验，所述温度冲击试验为结合直升机服役所在地区的极值温度氛围下进行的冲击试验，所述紫外-冷凝试验是结合直升机服役所在地区实测的最高温度和太阳年紫外辐射量极大值，对直升机连接结构试验件开展的紫外-冷凝交替试验，所述盐溶液喷雾-干燥试验是结合直升机服役所在地区实测的最高氯离子含量及雨水ph值，对直升机连接结构试验件开展的盐雾-干燥交替试验。2.根据权利要求1所述的试验方法，其特征在于，实施所述盐溶液喷雾-干燥试验的具体步骤包括：获取直升机服役所在地区实测的全年润湿时间与干燥时间的比值，采用该比值的极大值作为喷雾和干燥的循环时间比例，喷雾温度选用直升机服役所在地区实测的最高温度。3.根据权利要求2所述的试验方法，其特征在于：所述直升机连接结构为直升机蒙皮侧板的铆接部位。4.根据权利要求3所述的试验方法，其特征在于：实施所述砂尘试验时，试验件的受试面垂直于吹尘风向。5.根据权利要求4所述的试验方法，其特征在于，所述低温疲劳试验的试验条件为：试验频率根据直升机旋翼运动规律取16hz，应力峰值参照直升机机身蒙皮结构承受的最大设计载荷取75mpa，应力谷值取4.5mpa，疲劳载荷循环次数为8000次，试验温度取比直升机服役所在地区的最低温度低12℃；所述砂尘试验的试验条件为：高温吹尘、吹砂试验的温度均取直升机服役所在地区的最高温度，相对湿度≤30％，吹尘试验的风速取8.9m/s，吹砂试验的风速取直升机服役所在地区地面的最大时平均风速
±
2m/s，吹尘试验中尘的直径、砂的直径均控制在直升机服役所在地区的实测粒径范围内，吹尘试验浓度为(10.6
±
7)g/m3、吹砂试验浓度为(2.2
±
0.5)g/m3，吹尘试验持续时间为12h、吹砂试验持续时间为1.5h；所述温度冲击试验的试验条件为：低温温度-31
±
2℃氛围下持续冲击4h，高温温度43
±
1℃氛围下持续冲击2h，循环冲击次数为3次；所述紫外-冷凝试验的试验条件为：辐照水平为340nm下1.1w/(m2/nm)，每12h循环中包括(60
±
1)℃下8h的紫外线试验及(50
±
1)℃下4h的冷凝试验，试验时间为9天；所述盐溶液喷雾-干燥试验的试验条件为：腐蚀介质采用0.05％na2so4与0.01％nacl的混合溶液，用稀硫酸或naoh溶液调整ph值至6～8，盐溶液的沉降率控制为1～3ml/(80cm2·
h)；湿润-干燥试验过程中，每24h循环中3h喷盐雾、21h通风干燥，喷盐雾温度按照实测的最高温度取t＝(35
±
1)℃，干燥温度取t＝(35
±
1)℃，干燥湿度rh＝(50
±
3)％，所述盐溶液喷雾-干燥试验的一个周期试验时间为7天；每个循环试验总时长为18天。6.根据权利要求5所述的试验方法，其特征在于：砂尘试验和紫外照射只针对试验件的受试面进行。

技术总结
本发明提供了直升机连接结构高寒高沙大气环境试验方法，其特征在于：依序对试验件进行低温疲劳试验、砂尘试验、温度冲击（低温）试验、紫外-冷凝试验和盐溶液喷雾-干燥试验。采用本发明方案，显著提高了模拟高寒高沙环境试验的有效性，能够更加快速、准确的评估直升机蒙皮铆接结构的在高寒高沙大气环境下的适应性，与自然停放状态下的试验结果非常接近，一个循环试验可模拟直升机铆接结构在高寒高沙地区户外停放1年的情况。地区户外停放1年的情况。地区户外停放1年的情况。


技术研发人员：钟勇 王成章 吴帅 张体磊 赵方超 李睿 许斌 冯利军 苏艳 杨小奎 周堃 郭赞洪 杨祎 吴云章 李昌范 李健 朱玉琴 佘祖新
受保护的技术使用者：中国兵器工业第五九研究所
技术研发日：2021.10.11
技术公布日：2023/4/18