CN110789733A - 一种直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定方法 - Google Patents

一种直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机尾桨柔性梁疲劳寿命评定方法，该方法第一步，施加离心力和挥舞弯矩对尾桨柔性梁挥舞变形段进行疲劳试验；第二步测量疲劳试验过程中特征剖面的动态应变，第三步，根据尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳试验结果分析确定柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限；第四步，确定柔性梁挥舞变形段特征剖面实测载荷谱等效动应变；第五步，根据柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限和实测载荷谱等效动应变，对柔性梁挥舞变形段进行损伤计算和寿命评定。采用本发明提出的评定方法，评定结果与真实值更为接近，同时，将多个载荷变量统一为一个特征载荷，便于工程应用。

Description

一种直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定方法
技术领域
本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机尾桨柔性梁疲劳寿命评定方法。
背景技术
直升机尾桨柔性梁疲劳寿命评定是直升机疲劳寿命评定的关键技术，尾桨柔性梁挥舞变形段在工作中同时承受挥舞弯矩、摆振弯矩、扭矩和离心力四个载荷，而在尾桨柔性梁挥舞变形段的疲劳试验时仅同时施加挥舞弯矩和离心力两种载荷，尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定方法是通过分析确定应变特征值的方法将尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳试验结果得到的应变疲劳极限和尾桨柔性梁工作载荷下的等效动应变对应起来进行寿命评定。
发明内容
本发明的目的：提出一种直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定方法，将挥舞弯矩、摆振弯矩、扭矩和离心力四个载荷变量统一为一个特征载荷，便于工程应用，满足尾桨柔性梁寿命评定的要求。
本发明的技术方案：一种直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定方法，步骤如下：
步骤一，首先确定疲劳试验需要试验时施加离心力和挥舞弯矩；其中，离心力作为静态载荷，挥舞弯矩为动态载荷；
步骤二，先在尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳试验在特征剖面贴若干应变片，同时标定特征剖面挥舞弯矩MFlap、摆振弯矩MDrag、扭矩Mtorsion和离心力Fc四种载荷和特征剖面应变片的应变关系；
ε剖面＝a×Fc﹢b×Mtorsion﹢c×MFlap﹢d×MDrag,其中，a为离心力影响系数，b为扭矩影响系数，c为挥舞弯矩影响系数，d为摆振弯矩影响系数；
步骤三，进行尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳试验，测量疲劳试验过程中特征剖面的动态应变；
步骤四，根据尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳试验结果分析确定柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限；
步骤五，根据尾桨柔性梁挥舞变形段特征剖面的实测载荷谱，按损伤等效的原则分析挥舞弯矩、摆振弯矩、扭矩的等效动载荷，再根据第二步中挥舞弯矩、摆振弯矩、扭矩和特征剖面应变的关系，确定柔性梁挥舞变形段特征剖面实测载荷谱等效动应变；
步骤六，根据柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限和实测载荷谱等效动应变，对柔性梁挥舞变形段进行损伤计算和寿命评定。
进一步的，步骤一中，为了保证试验数据更为精确，挥舞弯矩的施加频率不宜过快；若过快，容易造成施加的离心力和挥舞弯矩不能满足设计精度要求。
步骤二中，各影响因数的确定方法是：通过真实试验件标定确定。同时，在实施时，应变片围绕特征剖面均匀粘贴为宜，通常选用6～8组应变片，这种粘贴形式既可以节省应变片数量，同时还可以较为真实的反映实际受载情况。
步骤三中，应变安全疲劳极限的确定公式为：
Figure BDA0002229612860000021
其中εA9m表示应变疲劳极限，εdy表示试验动应变，N表示试验循环次数，单位为106，α表示S-N曲线参数，对碳纤维为0.037。
步骤五中，损伤计算的计算公式为：
Figure BDA0002229612860000022
其中，εA9表示安全疲劳极限，εedy表示等效动应变，L表示寿命次数，单位为106，换算成飞行小时需除以每飞行小时的循环次数。
本发明的有益效果：提出一种直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定方法，采用应变作为柔性梁挥舞变形段的载荷表征方式，将挥舞弯矩、摆振弯矩、扭矩和离心力四个载荷变量统一为一个特征载荷，便于工程应用，满足尾桨柔性梁寿命评定的要求。
附图说明
图1为直升机尾桨柔性梁挥舞变形段的贴片位置图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面结合实施例对本发明提出的评定方法进行详细陈述，具体的，以某直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定为例，评定方法所编制的步骤如下：
[1]对尾桨柔性梁挥舞变形段进行疲劳试验，试验载荷为离心力Fc＝28kN，监控剖面(320mm)挥舞弯矩Mb＝±1100Nm；挥舞弯矩Mb的施加频率为0.7Hz；
[2]尾桨柔性梁挥舞变形段特征剖面(185mm)贴6组应变片，如图1，试验过程中特征剖面的动应变为±3.955E-03，挥舞弯矩为2105Nm。特征剖面应变和载荷的关系如公式：
ε185＝6.60E-09×Fc﹢2.96E-06×Mtorsion﹢1.80E-06×MFlap﹢1.26E-07×MDrag；
[3]根据3件尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳试验结果分析确定柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限为1.63E-03；
[4]根据尾桨柔性梁挥舞变形段特征剖面的实测载荷谱，按损伤等效的原则分析挥舞弯矩、摆振弯矩、扭矩的等效动载荷，再根据第2步中挥舞弯矩、摆振弯矩、扭矩和特征剖面应变的关系，确定柔性梁挥舞变形段特征剖面实测载荷谱等效动应变如表1；
[5]根据柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限和实测载荷谱等效动应变，对柔性梁挥舞变形段进行损伤计算和寿命评定，如表1。
表1尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命分析
Figure BDA0002229612860000041
以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：
步骤一，首先确定疲劳试验需要试验时施加离心力和挥舞弯矩；
步骤二，在尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳试验在特征剖面贴若干应变片，同时标定特征剖面挥舞弯矩MFlap、摆振弯矩MDrag、扭矩Mtorsion和离心力Fc四种载荷和特征剖面应变片的应变关系；
ε剖面＝a×Fc﹢b×Mtorsion﹢c×MFlap﹢d×MDrag,其中，a为离心力影响系数，b为扭矩影响系数，c为挥舞弯矩影响系数，d为摆振弯矩影响系数；
步骤三，进行尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳试验，测量疲劳试验过程中特征剖面的动态应变；
步骤四，根据尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳试验结果分析确定柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限；
步骤五，根据尾桨柔性梁挥舞变形段特征剖面的实测载荷谱，按损伤等效的原则分析挥舞弯矩、摆振弯矩、扭矩的等效动载荷，再根据第二步中挥舞弯矩、摆振弯矩、扭矩和特征剖面应变的关系，确定柔性梁挥舞变形段特征剖面实测载荷谱等效动应变；
步骤六，根据柔性梁挥舞变形段特征剖面的应变安全疲劳极限和实测载荷谱等效动应变，对柔性梁挥舞变形段进行损伤计算和寿命评定。
2.根据权利要求所述的直升机尾桨肉柔性梁挥舞变形段寿命评定方法，其特征在于：所述应变安全疲劳极限的确定公式为：
Figure FDA0002229612850000011
其中εA9m表示应变疲劳极限，εdy表示试验动应变，N表示试验循环次数，单位为106，α表示S-N曲线参数，对碳纤维为0.037。
3.根据权利要求所述的直升机尾桨肉柔性梁挥舞变形段寿命评定方法，其特征在于：步骤六中，寿命次数的计算公式为：
Figure FDA0002229612850000021
其中，εA9表示安全疲劳极限，εedy表示等效动应变，L表示寿命次数，单位为106，换算成飞行小时需除以每飞行小时的循环次数。
4.根据权利要求1所述的直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定方法，其特征在于：步骤一中挥舞弯矩的施加频率不宜过快。
5.根据权利要求1所述的直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定方法，其特征在于：步骤一中离心力作为静态载荷，挥舞弯矩为动态载荷。
6.根据权利要求1所述的直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定方法，其特征在于：步骤二中各影响因数的确定方法是：通过真实试验件标定确定。
7.根据权利要求1所述的直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定方法，其特征在于：所述应变片为多组，围绕特征剖面均匀粘贴。
8.根据权利要求7所述的直升机尾桨柔性梁挥舞变形段疲劳寿命评定方法，其特征在于：应变片选用6～8组。
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