高清可复制 HB 8648-2022 民用直升机复合材料夹层结构镶嵌件连接强度试验方法

　　ICS 49.020 V 36

　　HB 8648-2022

　　民用直升机复合材料夹层结构镶嵌件

　　连接强度试验方法

　　Test method of composite sandwich structures connect strength for

　　civil helicopter

　　2022-04-24 发布 2022-10-01 实施

　　中华人民共和国工业和信息化部 发 布

　　前 言

　　本标准按照 GB/T 1.1-2009《标准化工作导则 第一部分：标准化文件的结构和起草规则》给出的规则起草。

　　本标准由中国航空综合技术研究所归口。

　　本标准起草单位：天津直升机研发中心、中国航空综合技术研究所、中国特种飞行器研究所。

　　本标准主要起草人：王卫卫、吕保良、罗 伟、肖文萍、何赫颖、陶 威、万 蓉。

　　民用直升机复合材料夹层结构镶嵌件

　　连接强度试验方法

　　1 范围

　　本标准规定了民用直升机复合材料夹层结构镶嵌件连接强度试验的试验目的、试验大纲、试验条件和试验程序等要求。

　　本标准适用于民用直升机复合材料夹层结构镶嵌件(以下简称“镶嵌件”)拉伸、剪切和拉剪复合连接强度试验。其他类似结构连接强度试验可参照执行。

　　2 规范性引用文件

　　下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件， 仅所注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。

　　GB/T 1446 纤维增强塑料性能试验方法总则

　　HB 5800-1999 一般公差

　　CCAR-27-R2 中国民用航空规章 第 27 部：正常类旋翼航空器适航规定

　　CCAR-29-R2 中国民用航空规章 第 29 部：运输类旋翼航空器适航规定

　　AP-21-AA-2011-03-R4 航空器型号合格审定程序

　　3 术语和定义

　　下列术语和定义适用于本文件。

　　3.1

　　镶嵌件 insert

　　夹层结构中用于增强连接的局部增强件(杯形件、碗型件或衬套、螺母、螺桩等)。

　　3.2

　　镶嵌件拉伸 insert pull

　　镶嵌件承受与其所在被嵌入夹层结构面板呈 90 ˚ 夹角的拉伸载荷状态。

　　3.3

　　镶嵌件剪切 insert shear

　　镶嵌件承受与其所在被嵌入夹层结构面板平行方向(0 ˚ 夹角)载荷的状态。

　　3.4

　　镶嵌件拉-剪复合 insert pull-shear

　　镶嵌件承受与其所在被嵌入夹层结构面板呈非 0 ˚ 及非 90 ˚ 夹角的载荷状态。

　　4 符号

　　CV——对于一个给定的性能，一个样本母体的统计的变异系数(以百分数表示)

　　h——试验件厚度

　　n——每个样本母体的试验件数量

　　P——试验件承受的载荷

　　P0——载荷-位移曲线出现拐点时试验件承受的载荷

　　Pmax——破坏前试验件承受的最大载荷

　　PXi——试验件出现响声时的载荷

　　R——Z 形挡板缺口半径/剪切 Z 形挡板缺口宽度

　　sn-1 ——对于一个给定的性能，样本母体统计的标准差

　　w——试验件宽度

　　xi——对于一个给定的性能，样本母体中单个试验件的试验结果，即测量或导出的性能值

　　x ——对于一个给定的性能，样本母体的平均值(估计平均值)

　　α——载荷角度，即载荷方向与镶嵌件所在试验件平面夹角

　　β——试验支持夹具倾斜角度

　　γ——试验加载夹具倾斜角度

　　φ1——镶嵌件外径

　　φ2——填料区域外径

　　5 一般要求

　　5.1 试验目的

　　确定民用直升机复合材料夹层结构镶嵌件及其连接结构的承载能力，验证镶嵌件连接强度是否满足设计要求。验证分析模型的准确性和分析方法的正确性，工艺的稳定性等。以及为 CCAR-27-R2、 CCAR-29-R2 第 305 条、第 307 条有关结构在受载情况下承受变形和破坏的能力相关要求的符合性检查提供支持。

　　5.2 试验任务书

　　民用直升机复合材料夹层结构镶嵌件连接强度试验任务书由试验委托方编制，提出试验项目和要求，并列出需应用的有关试验方法的标准章条号或有关文件号。民用直升机复合材料夹层结构镶嵌件连接强度试验任务书内容一般应包括：

　　a) 试验名称;

　　b) 试验目的;

　　c) 试验件技术状态;

　　d) 试验项目及试验状态;

　　e) 试验内容与试验条件;

　　f) 试验件支持要求;

　　g) 任务周期;

　　h) 试验测试要求及必要的说明;

　　i) 试验报告的要求(数据处理及结论、图表等原始数据等)。

　　5.3 试验委托方提供的其他技术文件

　　试验委托方向试验实施单位提供开展试验所需的技术文件。主要包括以下文件：

　　a) 试验件清单;

　　b) 试验件图纸;

　　c) 其他为完成试验所需的技术文件，例如：超差单、代料单和无损检测报告等。

　　5.4 试验大纲

　　试验大纲由试验实施方依据试验任务书编制，验证性试验大纲应经过适航当局批准。试验大纲应符合 AP-21-AA-2011-03-R4 航空器型号合格审定程序要求，内容一般应包括：

　　a) 任务来源;

　　b) 试验名称;

　　c) 试验依据;

　　d) 试验目的;

　　e) 试验件状态;

　　f) 试验环境;

　　g) 试验项目;

　　h) 试验件安装;

　　i) 试验方法与基本原理;

　　j) 试验设备;

　　k) 试验加载及测量点布置;

　　l) 试验程序;

　　m) 数据处理;

　　n) 试验合格判据;

　　o) 试验安全保护及质量保证措施;

　　p) 试验现场重大问题的处理原则与预案等;

　　q) 试验报告。

　　5.5 试验条件

　　5.5.1 试验件

　　试验件应满足以下要求：

　　a) 民用直升机复合材料夹层结构镶嵌件连接强度试验件，应满足试验任务书的要求，具有产品检验合格证以及影响结构强度和刚度的超差、代料文件，并通过适航制造符合性检查，已颁发适航批准标签;

　　b) 试验件生产单位应对每件试验件进行标识，标识内容主要包括图号、批次编号和顺序号;

　　c) 蜂窝夹层结构局部开口，镶嵌件嵌入其中，镶嵌件四周添加填料的工艺应符合制造和验收相关要求;

　　d) 试验件制备时应采取相应措施，以避免由于不适当的加工方法而引起切口、划痕或分层， 除另有规定外，试验件表面不应有冲击损伤;

　　e) 试验前对试验件实际几何尺寸进行测量(如试验件边长、厚度等)，其结果应满足结构图纸要求。

　　5.5.2 试验环境

　　除另有规定外，试验宜在室温下进行。

　　5.5.3 试验仪器设备

　　在试验前对试验设备、测试仪器应进行校准， 以满足加载和测量精度的要求，并在有效使用期内使用。主要包括：

　　a) 试验机，具有可控制的加载速度的能力，载荷精度应在显示值的 1%以内，可实时记录载荷、位移数据或满足 GB/T 1446 的要求;

　　b) 千分尺或卡尺，测量精度为 0.02mm;

　　c) 摄录像设备，具有摄像、录像功能，可保证对试验全过程进行摄像记录。

　　5.6 试验中断与故障处理

　　试验中若出现不符合预期的异常情况时，应中断试验。查明故障原因、排除故障， 与试验委托方一同报适航审定部门批准后，方可恢复试验，并在后续试验中进行有关检查和监控。

　　6 试验项目和试验程序

　　6.1 试验项目

　　民用直升机复合材料夹层结构镶嵌件连接强度试验，可分为镶嵌件拉伸、镶嵌件剪切和镶嵌件拉-剪复合三种状态。具体试验根据载荷方向与镶嵌件所在夹层结构角度不同确定， 一般情况下同一状态的试验宜选择 3 种～5 种不同的角度进行试验，可按 0 ˚ 、30 ˚ 、45 ˚ 、60 ˚ 、90 ˚ 进行。

　　6.2 试验程序

　　民用直升机复合材料夹层结构镶嵌件连接强度试验包括试验前准备、预试和正式试验等。可采用的试验流程，参见图 1。

　　图 1 民用直升机复合材料夹层结构镶嵌件连接强度试验流程示意图

　　6.3 试验准备

　　可按照以下要求进行试验设计及准备：

　　a) 不同类型镶嵌件试验时，除夹具与镶嵌件连接固定部分(加载夹具)有差异外，其余夹具应根据试验件外形调整其尺寸;

　　b) 试验件可通过固定夹层结构采用连接件与镶嵌件连接，并施加与夹层结构面板呈一定角度的载荷，以实现对镶嵌件的拉伸或剪切;

　　c) 试验宜在具有上、下平台的试验机上进行，根据试验载荷方向与试验件面板的夹角(参见图 A.1)，将支持夹具支持面斜置，使镶嵌件轴线与竖直平面呈一定角度 β(参见图 A.2)，试验设计应保证 β+ α =90 ˚ ,使得试验机垂直向上加载满足设计角度要求;

　　d) 若试验状态不同， 用于加载的与试验件连接的加载夹具也应倾斜一定角度 γ (γ = α)(参见图 A.3)，以保证载荷轴线通过镶嵌件上表面中心点。

　　6.4 试验安装与调试

　　试验安装与调试一般应按以下步骤进行：

　　a) 加载夹具安装，将带有螺纹的加载夹具拧入镶嵌件;

　　b) 支持夹具安装，将带有斜面的支持夹具固定于试验机下平台上，安装时保证试验件加载中心(夹具中心)与试验机中心一致;

　　c) 试验件安装，将 1 件 Z 型挡板(参见图 A.4)通过螺栓固定于支持夹具的斜面上，将试验件连同加载接头插入 Z 型挡板和支持夹具的空隙内，再将另一件 Z 型挡板(当进行镶嵌件剪切试验时，可使用图 A.5 所示 Z 型挡板)盖在试验件上并用螺栓固定于支持夹具的斜面上，参见图 A.6;

　　d) 加载接头连接，将加载接头与试验机上平台连接并保证连接件在竖直平面内;

　　e) 安装检测与调试，试验件安装后应调节和检测试验件所在平面与平台的角度，误差宜控制在

　　1.5 ˚ 以内。

　　6.5 试验加载

　　正式试验前，对试验进行预加载，一般以不大于 1kN 的载荷对试验件进行预试，以检查试验系统、测量系统是否满足试验技术要求，并消除安装间隙。

　　正式试验时，按给定速率对试验件施加拉伸载荷(可采用 0.5mm/min 的加载速率)，使试验件在3min～10min 内被破坏，当载荷下降超过 30%时停止加载。

　　6.6 试验数据录取

　　试验数据录取应包含以下信息：

　　a) 连续记录载荷-位移数据;

　　b) 试验载荷-位移曲线出现拐点时载荷 P0;

　　c) 试验件出现响声时载荷 PXi;

　　d) 试验过程中的异常情况;

　　e) 试验件破坏后记录破坏载荷 Pmax;

　　f) 试验件破坏模式等。

　　7 试验数据处理与结果评定

　　试验结束后，对试验结果进行分析与评估，在试验报告中给出分析结果。民用直升机复合材料夹层结构镶嵌件连接强度试验结果分析方法，参见附录 B。

　　对于每一组试验，应按照公式(1)～公式(3)计算出每一种测量性能的平均值、标准差和变异系数(百分比)。

　　…………………………………………………(1)

　　Sn

　　CV = 100 × sn -1 / x ………………………………………………(3)

　　出现在非镶嵌件本身或边缘的破坏为非正常破坏，其数据是无效的。

　　常见的破坏模式示例及其说明，分别见图 2 a)～图 2 f)和表 1。

　　a) b) c)

　　d) e) f)注：未标出载荷方向的表示载荷方向为 90 ˚ 拉伸。

　　图 2 破坏模式示意图

　　表 1 镶嵌件主要破坏模式

　　8 试验报告编写

　　试验结束后，应按照试验任务书和试验大纲的规定，分析试验数据和原始记录，编写试验报告，并将试验报告提交适航审定部门审查，同时应提供试验过程中的原始记录和声像资料。试验报告内容主要包括：

　　a) 试验目的、试验依据、试验项目和试验日期;

　　b) 试验件、试验设备和仪器的技术状态说明;

　　c) 试验方法、试验数据和试验状态说明;

　　d) 试验步骤;

　　e) 数据处理方法;

　　f) 试验结果分析及试验结论。

　　附 录 A

　　(资料性附录)

　　复合材料夹层结构镶嵌件连接强度试验夹具及安装示意图

　　A.1 试验夹具及安装示意图

　　民用直升机典型复合材料夹层结构镶嵌件连接强度试验夹具及安装示例，参见图 A.1～图 A.6。

　　图 A.1 镶嵌件连接强度试验角度(示例)

　　注 1：未注公差按 HB 5800-1999;

　　注 2：角度公差为：±0.5 ˚ 。

　　图 A.2 试验支持夹具(示例)

　　注 1：未注公差按 HB 5800-1999;

　　注 2：角度公差为：±0.5°。

　　图 A.3 试验加载夹具(示例)

　　注：未注公差按 HB 5800-1999。

　　图 A.4 Z 形挡板(示例)

　　注：未注公差按 HB 5800-1999。

　　图 A.5 0 ˚ 剪切试验 Z 形挡板(示例)

　　标引序号说明：

　　1-加载夹具

　　2-“Z”型挡板(2 件) 3-试验件

　　4-支持夹具

　　图 A.6 镶嵌件连接强度试验安装(示例)

　　附 录 B

　　(资料性附录)

　　复合材料夹层结构镶嵌件连接强度试验结果分析方法

　　B.1 复合材料夹层结构镶嵌件连接强度试验结果分析方法

　　通过对试验结果分析，查找镶嵌件及其连接结构所承受的最大试验载荷。具体方法示例如下：

　　a) 通过载荷-位移曲线对试验结果进行分析，若最大试验载荷前载荷-位移曲线表现为线性，则最大试验载荷即为结构承载能力，参见图 B.1;

　　b) 若最大试验载荷前载荷-位移曲线出现明显拐点，则结构承载能力应取拐点载荷，而不是最大试验载荷，参见图 B.2。

　　图 B.1 含拐点的载荷-位移曲线(示例)

　　图 B.2 不含拐点的载荷-位移曲线(示例)