CN110654569A

CN110654569A - 一种直升机尾段疲劳试验载荷模拟简化方法

Info

Publication number: CN110654569A
Application number: CN201910937662.4A
Authority: CN
Inventors: 朱定金; 吴堂珍; 王玉合; 刘晓同; 王召勇
Original assignee: China Helicopter Research and Development Institute
Current assignee: China Helicopter Research and Development Institute
Priority date: 2019-09-29
Filing date: 2019-09-29
Publication date: 2020-01-07
Anticipated expiration: 2039-09-29
Also published as: CN110654569B

Abstract

本发明公开一种直升机尾段疲劳试验载荷模拟简化方法，包括：确定尾13框区域和尾1框区域作为载荷简化的关键控制区；选择尾段疲劳试验施加的载荷为3个加载点5个加载要素；提取直升机各状态下，尾1框和尾13框的理论计算弯矩；确定影响尾13框和尾1框载荷的试验载荷；根据力的平衡，计算确定尾桨试验载荷和尾梁试验载荷；将确定的试验载荷作用在尾段有限元模型上，分析试验载荷下的应力分布情况，并和尾段理论载荷下的应力分布情况进行对比。本发明的方法选择尾段疲劳试验施加的载荷为尾桨毂中心、平尾气动中心和尾梁中心等3个加载点，和平尾试验载荷、尾桨试验载荷和尾梁试验载荷等5个载荷要素，大大简化了加载方案，适用于尾段疲劳试验。

Description

一种直升机尾段疲劳试验载荷模拟简化方法

技术领域

本发明属于直升机结构疲劳技术领域，涉及一种直升机尾段疲劳试验载荷模拟简化方法。

背景技术

直升机尾段在真实工作情况下除承受尾桨、平尾的集中载荷外，还承受质量惯性载荷、外形气动载荷等，受载情况较复杂，在进行静力、疲劳试验时需对试验载荷模拟进行简化处理。AC313直升机尾梁静力试验中简化后仍然有9个加载点17个载荷要素，此加载方案仍太过复杂，不适用于尾段疲劳试验。

尾段疲劳试验由于需要施加往复的动态载荷，且试验周期长，需建立一套即相对简单、又能相对真实反映尾段受力情况的疲劳试验载荷简化模拟方法，节省试验成本。

发明内容

鉴于现有技术的上述情况，本发明的目的是提供一种满足直升机尾段疲劳试验的载荷模拟简化方法。

本发明的上述目的是利用以下技术方案实现的：

一种直升机尾段疲劳试验载荷模拟简化方法，包括以下步骤：

确定尾13框区域和尾1框区域作为载荷简化的关键控制区；

对尾13框区域和尾1框区域进行载荷分析，选择尾段疲劳试验施加的载荷为3个加载点5个加载要素，所述3个加载点为尾桨毂中心、平尾气动中心和尾梁中心，所述5个加载要素为平尾试验载荷、尾桨试验载荷(Fy_尾桨、Fz_尾桨)和尾梁试验载荷(Fy_尾梁、Fz_尾梁)；

由全机载荷计算有限元模型中提取出直升机各典型状态下，尾1框和尾13框的理论计算弯矩(Mx_尾1框、My_尾1框、Mz_尾1框、Mx_尾13框、My_尾13框、Mz_尾13框)；

确定影响尾13框载荷的试验载荷有：平尾试验载荷(Fx_平尾、Fz_平尾)、平尾自重(G_平尾)、尾桨试验载荷(Fy_尾桨、Fz_尾桨)、斜梁自重(G_斜梁)；

根据力的平衡，计算确定尾桨试验载荷(Fy_尾桨、Fz_尾桨)；

确定影响尾1框载荷的试验载荷为：平尾试验载荷(Fx_平尾、Fz_平尾)、平尾自重(G_平尾)、尾桨试验载荷(Fy_尾桨、Fz_尾桨)、斜梁自重(G_斜梁)、尾梁试验载荷(Fy_尾梁、Fz_尾梁)、尾梁自重(G_尾梁)；

根据力的平衡，结合计算确定的尾桨试验载荷(Fy_尾桨、Fz_尾桨)，计算确定尾梁试验载荷(Fy_尾梁、Fz_尾梁)。

将如上确定的试验载荷(包括尾桨试验载荷、尾梁试验载荷、平尾试验载荷)作用在尾段有限元模型上，分析试验载荷下的应力分布情况，并和尾段理论载荷下的应力分布情况进行对比。

其中，直升机状态可包括俯冲拉起状态、垂直起飞状态、水平转弯状态和水平着陆状态等。

本发明的直升机尾段疲劳试验载荷模拟简化方法通过确定尾13框区域和尾1框区域作为载荷简化的关键控制区，选择尾段疲劳试验施加的载荷为尾桨毂中心、平尾气动中心和尾梁中心，和平尾试验载荷、尾桨试验载荷(Fy_尾桨、Fz_尾桨)和尾梁试验载荷(Fy_尾梁、Fz_尾梁)，将直升机尾梁载荷模拟简化为3个加载点5个载荷要素，大大简化了加载方案，适用于尾段疲劳试验。

附图说明

图1为01号状态理论计算载荷下尾段应力云图；

图2为01号状态试验载荷下尾段应力云图；

图3为02号状态理论计算载荷下尾段应力云图；

图4为02号状态试验载荷下尾段应力云图；

图5为03号状态理论计算载荷下尾段应力云图；

图6为03号状态试验载荷下尾段应力云图；

图7为04号状态理论计算载荷下尾段应力云图；

图8为04号状态试验载荷下尾段应力云图；

图9为05号状态理论计算载荷下尾段应力云图；

图10为05号状态试验载荷下尾段应力云图。

具体实施方式

下面对本发明的技术方案进行更清楚、完整的描述。

下面以AC313直升机尾段为例。构成直升机尾段疲劳损伤的载荷以飞行状态的变化和飞行起落的地-空-地循环引起的低周疲劳载荷为主，在尾段疲劳试验过程中连续施尾段地面状态→空中状态→地面状态就构成了一个地空地载荷循环，直升机尾段地面状态的受载就是其自重产生的载荷，在疲劳试验时不需要进简化处理，因此只需要考虑直升机尾段在空中飞行状态下的载荷简化方法，分析AC313直升机尾段各飞行状态的应力水平，尾13框区域的应力水平最高。因此，尾13框区域是疲劳试验考核的一个关键区；同时尾段和过渡段对接区也是一个疲劳考核的关键区；确定尾13框和尾1框作为载荷简化的关键控制区，通过两个区域的载荷分析，最终选择尾段疲劳试验施加的载荷为3个加载点5个加载要素，所述3个加载点为尾桨毂中心、平尾气动中心和尾梁中心，在本实施例中，就AC313直升机来说，尾梁中心可选尾8框中心，所述5个加载要素为平尾试验载荷、尾桨试验载荷(Fy_尾桨、Fz_尾桨)和尾梁试验载荷(Fy_尾梁、Fz_尾梁)。尾段疲劳试验载荷计算步骤如下(以俯冲拉起状态为例，坐标系为机体坐标系，不过以下计算步骤也适用于其他状态)，文中F表示力，M表示弯矩，L表示距离，x、y、z表示坐标系轴方向，下标“平尾”、“尾13框”等表示结构部位)，平尾试验载荷(Fx_平尾、Fz_平尾)平尾载荷为气动载荷，平尾阻力Fx_平尾和平尾升力Fz_平尾之间有一个相同的比例关系，可以合成为一个平尾载荷：

[1]由全机载荷计算有限元模型中提取出俯冲拉起状态尾1框和尾13框的理论计算弯矩(Mx_尾1框、My_尾1框、Mz_尾1框、Mx_尾13框、My_尾13框、Mz_尾13框)；

[2]确定影响尾13框载荷的试验载荷有：平尾试验载荷(Fx_平尾、Fz_平尾)、平尾自重(G_平尾)、尾桨试验载荷(Fy_尾桨、Fz_尾桨)、斜梁自重(G_斜梁)，公式如下：

Mx_尾13框＝Fz_平尾×Ly_{平尾，尾13框}+G_平尾×Ly_{平尾重心，尾13框}-Fy_尾桨×Ly_{尾桨，尾13框}

(1)

My_尾13框＝-Fz_平尾×Lx_{平尾，尾13框}+Fx_平尾×Lz_{平尾，尾13框}+G_平尾×L_{平尾重心，尾13框}

-Fz_尾桨×Lx_{尾桨，尾13框}-G_斜梁×L_{斜梁重心，尾13框} (2)

Mz_尾13框＝Fy_尾桨×Lx_{尾桨，尾13框} (3)

平尾载荷取自飞行载荷计算结果，结构自重及各载荷作用点到尾13框的距离(例如，L_{平尾，尾13框}表示平尾到尾13框的距离，其他类似)均为已知条件，尾13框的三个弯矩也可从全机载荷计算有限元模型中提取，因此，通过公式(1)～(3)可以确定尾桨试验载荷(Fy_尾桨、Fz_尾桨)。

[3]确定影响尾1框载荷的试验载荷有：平尾试验载荷(Fx_平尾、Fz_平尾)、平尾自重(G_平尾)、尾桨试验载荷(Fy_尾桨、Fz_尾桨)、斜梁自重(G_斜梁)、尾梁试验载荷(Fy_尾梁、Fz_尾梁)、尾梁自重(G_尾梁)，公式如下：

My_尾1框＝-Fz_平尾×Lx_{平尾，尾1框}+Fx_平尾×Lz_{平尾，尾1框}+G_平尾×L_{平尾重心，尾1框}

-Fz_尾桨×Lx_{尾桨，尾1框}-G_斜梁×L_{斜梁重心，尾1框}-G_尾梁×L_{尾梁重心，尾1框}

-Fz_尾梁×L_{尾梁，尾1框} (4)

Mz_尾1框＝Fy_尾桨×Lx_{尾桨，尾1框}+Fy_尾梁×L_{尾梁，尾1框} (5)

结合公式(1)～(3)确定的尾桨试验载荷(Fy_尾桨、Fz_尾桨)，通过公式(4)～(6)可以确定尾梁试验载荷(Fy_尾桨、Fz_尾桨)。

[4]将通过上述方法确定的试验载荷，包括尾桨试验载荷、尾梁试验载荷、平尾试验载荷，作用在尾段有限元模型上，分析试验载荷下的应力分布情况，并和尾段理论载荷下的应力分布情况进行对比，结果如下表1：

表1理论载荷和试验载荷下尾段最大应力对比单位：MPa

其中：

01号状态：130000kg，俯冲拉起nz＝1.8g；

02号状态：130000kg，悬停左回转ωz＝30°/s；

03号状态：110000kg，最大起飞功率垂直起飞；

04号状态：110000kg，水平左转弯192.5km/h，γ＝30°；

05号状态：90000kg，三点水平着陆Vz＝1.0m/s。

由表1可以看出：将按质量分布的理论计算载荷简化成5个作动缸集中加载的试验载荷施加到AC313直升机尾段有限元模型上，得到的应力分布和应力水平差异很小，在5％以内，工程上是合理可行的。

图1-10分别为01-05号状态下的理论计算载荷下尾段应力云图和试验载荷下尾段应力云图，从图中可以看出，理论计算载荷下尾段应力云图的分布与试验载荷下尾段应力云图的分布基本一致，本发明的直升机尾段疲劳试验载荷模拟简化方法在工程上是合理可行。

Claims

1.一种直升机尾段疲劳试验载荷模拟简化方法，包括以下步骤：

确定尾13框区域和尾1框区域作为载荷简化的关键控制区；

依据确定的影响尾13框载荷的试验载荷，根据力的平衡，计算确定尾桨试验载荷(Fy_尾桨、Fz_尾桨)；

依据确定的确定影响尾1框载荷的试验载荷，根据力的平衡，结合计算确定的尾桨试验载荷(Fy_尾桨、Fz_尾桨)，计算确定尾梁试验载荷(Fy_尾梁、Fz_尾梁)；

将如上确定的试验载荷作用在尾段有限元模型上，分析试验载荷下的应力分布情况，并和尾段理论载荷下的应力分布情况进行对比。

2.按照权利要求1所述的方法，其中所述尾梁中心为尾8框中心。

3.按照权利要求1所述的方法，其中所述直升机状态包括俯冲拉起状态、垂直起飞状态、水平转弯状态和水平着陆状态。