CN111046547B - 一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法 - Google Patents

一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法。该方法包括：根据直升机矩形复合材料柔性梁的材料参数和载荷谱数据计算等效载荷；根据直升机矩形复合材料柔性梁的结构参数和等效载荷计算危险点的等效应力；根据直升机矩形复合材料柔性梁的材料参数和危险点的等效应力计算直升机矩形复合材料柔性梁的许用循环次数；根据每小时的载荷作用总次数n得到复合材料柔性梁的疲劳寿命。该方法既真实反映直升机矩形复合材料柔性梁的真实寿命情况，又可以最大限度地提高计算效率，减少型号研制周期。

Description

一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法
技术领域
本发明属于直升机结构疲劳设计领域，涉及一种直升机矩形复合材料柔性 梁高周寿命快速计算方法。
背景技术
复合材料柔性梁作为直升机旋翼系统的核心元件，依靠其弹性变形实现桨叶 的挥舞、摆振、变距运动，同时承受桨叶及桨毂产生的所有载荷，包括复杂的 离心力、弯矩、扭矩等。柔性梁是一个承受大变形、大载荷的结构件，因此疲 劳寿命的计算是柔性梁设计的一个重要组成部分。在现有技术中，柔性梁的疲 劳寿命往往要经过多轮次的迭代计算、改进结构才能达到寿命指标要求。传统 的柔性梁疲劳寿命计算载荷工况复杂、迭代效率低，难以满足型号研制的节点 进度要求。
发明内容
本发明的目的：提供一种高效、快捷的直升机矩形复合材料柔性梁高周 寿命快速计算方法。
本发明的技术方案：
第一方面，提供一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法, 包括：
根据直升机矩形复合材料柔性梁的材料参数和载荷谱数据计算等效载荷；
根据直升机矩形复合材料柔性梁的结构参数和等效载荷计算危险点的等效 应力；
根据直升机矩形复合材料柔性梁的材料参数和危险点的等效应力计算直升 机矩形复合材料柔性梁的许用循环次数；
根据每小时的载荷作用总次数n得到复合材料柔性梁的疲劳寿命。
可选地，还包括：
提取直升机矩形复合材料柔性梁的结构参数和材料参数；
提取直升机矩形复合材料柔性梁所承受的载荷谱数据。
可选地，提取直升机矩形复合材料柔性梁的结构参数和材料参数，具体包 括，提取直升机矩形复合材料柔性梁的柔性梁矩形截面的长h、高b以及应力 疲劳极限σ∞，S-N曲线形状参数α、A。
可选地，提取直升机矩形复合材料柔性梁所承受的载荷谱数据，具体包括：
提取直升机矩形复合材料柔性梁的危险截面的挥舞动弯矩Myd、摆振动弯矩 Mzd以及各个工况下的载荷频次ni。
可选地，根据直升机矩形复合材料柔性梁的材料参数和载荷谱数据计算等 效载荷，具体包括：
根据公式(1)和公式(2)推导载荷谱下的总损伤得到公式(3)，其中公 式(1)为复合材料S-N曲线方程，公式(2)为损伤累计理论公式；
根据公式(1)和公式(2)推导等效载荷下的损伤得到公式(4)；
按照损伤等效的原则，根据公式(3)和公式(4)得出等效载荷Seq的计算 公式5，
其中，公式(1)至(5)，分别为：
Figure BDA0002302787340000021
Figure BDA0002302787340000022
Figure BDA0002302787340000023
Figure BDA0002302787340000031
Figure BDA0002302787340000032
其中，A，α：复合材料S-N形状参数；
Sai：第i个工况的交变载荷；
S∞：疲劳极限；
Ni：第i个工况的交变载荷对应的结构破坏循环次数
等效载荷为Seq，m：状态内交变载荷总级数，
D：载荷谱作用下的总损伤
D′：等效载荷作用下的损伤。
可选地，根据直升机矩形复合材料柔性梁的结构参数和等效载荷计算危险 点的等效应力，具体包括：
根据公式(5)得到挥舞等效动载荷Mydeq、摆振等效动载荷Mzdeq；
根据矩形截面弯曲应力计算公式以及挥舞等效动载荷Mydeq、摆振等效动载 荷Mzdeq得到公式(6)所表示的等效应力，
Figure BDA0002302787340000033
其中，
Figure BDA0002302787340000034
可选地，根据直升机矩形复合材料柔性梁的材料参数和危险点的等效应力 计算直升机矩形复合材料柔性梁的许用循环次数，具体包括：
将材料的应力疲劳极限σ∞、危险点的等效应力σdeq代入公式1求解许用循 环次数。
可选地，根据每小时的载荷作用总次数n得到复合材料柔性梁的疲劳寿命， 具体包括：利用许用循环次数除以每小时的载荷作用总次数n得到复合材料柔 性梁的疲劳寿命。
本发明的有益效果：本发明的一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快 速计算方法,既真实反映直升机矩形复合材料柔性梁的真实寿命情况，又可以最 大限度地提高计算效率，减少型号研制周期。
附图说明
图1为根据本发明实施例的直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算 方法的流程图。
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。
本发明的直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法,包括：根据直 升机矩形复合材料柔性梁的材料参数和载荷谱数据计算等效载荷；根据直升机 矩形复合材料柔性梁的结构参数和等效载荷计算危险点的等效应力；根据直升 机矩形复合材料柔性梁的材料参数和危险点的等效应力计算直升机矩形复合材 料柔性梁的许用循环次数；根据每小时的载荷作用总次数n得到复合材料柔性 梁的疲劳寿命。可选地，还包括：提取直升机矩形复合材料柔性梁的结构参数 和材料参数；提取直升机矩形复合材料柔性梁所承受的载荷谱数据。
可选地，提取直升机矩形复合材料柔性梁的结构参数和材料参数，具体包 括，提取直升机矩形复合材料柔性梁的柔性梁矩形截面的长h、高b以及应力 疲劳极限σ∞，S-N曲线形状参数α、A。
可选地，提取直升机矩形复合材料柔性梁所承受的载荷谱数据，具体包括： 提取直升机矩形复合材料柔性梁的危险截面的挥舞动弯矩Myd、摆振动弯矩Mzd以及各个工况下的载荷频次ni。
可选地，根据直升机矩形复合材料柔性梁的材料参数和载荷谱数据计算等 效载荷，具体包括：根据公式(1)和公式(2)推导载荷谱下的总损伤得到公 式(3)，其中公式(1)为复合材料S-N曲线方程，公式(2)为损伤累计理论 公式；根据公式(1)和公式(2)推导等效载荷下的损伤得到公式(4)；按照 损伤等效的原则，根据公式(3)和公式(4)得出等效载荷Seq的计算公式5， 其中，公式(1)至(5)，分别为：
Figure BDA0002302787340000051
Figure BDA0002302787340000052
Figure BDA0002302787340000053
Figure BDA0002302787340000054
Figure BDA0002302787340000055
其中，A，α：复合材料S-N形状参数；Sai：第i个工况的交变载荷； S∞：疲劳极限；Ni：第i个工况的交变载荷对应的结构破坏循环次数，等效载 荷为Seq，m：状态内交变载荷总级数，D：载荷谱作用下的总损伤，D’：等效 载荷作用下的损伤。
可选地，根据直升机矩形复合材料柔性梁的结构参数和等效载荷计算危险 点的等效应力，具体包括：根据公式(5)得到挥舞等效动载荷Mydeq、摆振等 效动载荷Mzdeq；根据矩形截面弯曲应力计算公式以及挥舞等效动载荷Mydeq、 摆振等效动载荷Mzdeq得到公式(6)所表示的等效应力，
Figure BDA0002302787340000061
其中，
Figure BDA0002302787340000062
可选地，根据直升机矩形复合材料柔性梁的材料参数和危险点的等效应力 计算直升机矩形复合材料柔性梁的许用循环次数，具体包括：将材料的应力疲 劳极限σ∞、危险点的等效应力σdeq代入公式1求解许用循环次数。
可选地，根据每小时的载荷作用总次数n得到复合材料柔性梁的疲劳寿命， 具体包括：利用许用循环次数除以每小时的载荷作用总次数n得到复合材料柔 性梁的疲劳寿命。
本发明的原理：
一种综合考虑直升机柔性梁复杂载荷及飞行比例的载荷等效方法，并对矩 形柔性梁进行应力等效。由于柔性梁是一个承受大变形、大载荷的结构件，是 典型的承受高周疲劳载荷部件，静载对疲劳寿命的影响较小。因此本方案中不 考虑静载修正，所有等效均指动载等效。结果可用于复合材料柔性梁疲劳寿命 的快速计算，其操作步骤如下：
[1]获得直升机矩形复合材料柔性梁的结构参数，结构参数主要包括柔性 梁矩形截面的长h、高b以及材料的应力疲劳极限σ∞，S-N曲线形状参数α、A。
[2]获得直升机矩形复合材料柔性梁所承受的载荷谱数据，包括危险截面 的挥舞动弯矩Myd、摆振动弯矩Mzd以及各个工况下的载荷频次ni。
[3]等效载荷推导如下：
复合材料S-N曲线方程为：
Figure BDA0002302787340000063
其中：
A，α：复合材料S-N形状参数；
Sai：第i个工况的交变载荷；
S∞：疲劳极限；
Ni：第i个工况的交变载荷对应的结构破坏循环次数。
根据损伤累计理论，复合材料柔性梁总的疲劳损伤D用公式(2)表示：
Figure BDA0002302787340000071
由(1)(2)可以得到
Figure BDA0002302787340000072
假设等效载荷为Seq，该载荷所造成的损伤见公式(4)
Figure BDA0002302787340000073
根据损伤等效原则，应有D′＝D，由公式(3)(4)得到等效载荷Seq。
Figure BDA0002302787340000074
m：状态内交变载荷总级数。
由载荷谱数据及公式(5)得到柔性梁的挥舞等效动载荷Mydeq、摆振等效 动载荷Mzdeq。
[4]根据矩形截面弯曲应力计算公式及第[3]步得到的等效动载荷可以得 到危险点位置的等效动应力为
Figure BDA0002302787340000075
其中
Figure BDA0002302787340000076
[5]由材料的应力疲劳极限σ∞、第[4]步得到的等效动应力σdeq根据复合 材料S-N曲线方程得到许用循环次数Nallow。
Figure BDA0002302787340000081
根据每小时的载荷作用总次数n得到复合材料柔性梁的疲劳寿命为：
Figure BDA0002302787340000082
实施例：
[1]获得直升机矩形复合材料柔性梁的结构参数，柔性梁矩形截面的长 h＝130mm、高b＝18mm以及材料的应力疲劳极限σ∞＝90MPa，S-N曲线形状参数 α＝0.037。
[2]获得直升机矩形复合材料柔性梁的载荷谱数据。
[3]由等效载荷公式及步骤[2]中的载荷谱得到柔性梁的挥舞等效动载荷 Mydeq＝468Nm、摆振等效动载荷Mzdeq＝1380Nm。
[4]根据矩形截面弯曲应力计算公式及第[3]步得到的等效动载荷可以得 到危险点位置的等效动应力为
Figure BDA0002302787340000083
[5]由材料的应力疲劳极限σ∞、第[4]步得到的等效动应力σdeq根据复合 材料S-N曲线方程得到许用循环次数Nallow。
Figure BDA0002302787340000084
根据步骤[2]可知每小时载荷作用总次数n＝70000，因此复合材料柔性梁 的疲劳寿命
Figure RE-GDA0002401976480000085
小时。
本方法可以满足直升机矩形复合材料柔性梁的疲劳寿命的快速计算。
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 (5)

1.一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法,其特征在于，包括：
根据直升机矩形复合材料柔性梁的材料参数和载荷谱数据计算等效载荷，具体为：
根据公式(1)和公式(2)推导载荷谱下的总损伤得到公式(3)，其中公式(1)为复合材料S-N曲线方程，公式(2)为损伤累计理论公式；
根据公式(1)和公式(2)推导等效载荷下的损伤得到公式(4)；
按照损伤等效的原则，根据公式(3)和公式(4)得出等效载荷Seq的计算公式(5)，
其中，公式(1)至(5)，分别为：
Figure FDA0003767377930000011
Figure FDA0003767377930000012
Figure FDA0003767377930000013
Figure FDA0003767377930000014
Figure FDA0003767377930000015
其中，A，α：复合材料S-N形状参数；Sai：第i个工况的交变载荷；S∞：疲劳极限；Ni：第i个工况的交变载荷对应的结构破坏循环次数；等效载荷为Seq，m：状态内交变载荷总级数，D：载荷谱作用下的总损伤；D’：等效载荷作用下的损伤，ni为各个工况下的载荷频次；
根据直升机矩形复合材料柔性梁的结构参数和等效载荷计算危险点的等效应力，具体为：
根据公式(5)得到挥舞等效动载荷Mydeq、摆振等效动载荷Mzdeq；
根据矩形截面弯曲应力计算公式以及挥舞等效动载荷Mydeq、摆振等效动载荷Mzdeq得到公式(6)所表示的等效应力，
Figure FDA0003767377930000021
其中，
Figure FDA0003767377930000022
h为柔性梁矩形截面的长，b为柔性梁矩形截面的高；
根据直升机矩形复合材料柔性梁的材料参数和危险点的等效应力计算直升机矩形复合材料柔性梁的许用循环次数，具体为：将材料的应力疲劳极限σ∞、危险点的等效应力σdeq代入公式(1)求解许用循环次数；
根据每小时的载荷作用总次数n得到复合材料柔性梁的疲劳寿命。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：
提取直升机矩形复合材料柔性梁的结构参数和材料参数；
提取直升机矩形复合材料柔性梁所承受的载荷谱数据。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，提取直升机矩形复合材料柔性梁的结构参数和材料参数，具体包括，提取直升机矩形复合材料柔性梁的柔性梁矩形截面的长h、高b以及应力疲劳极限σ∞，S-N曲线形状参数α、A。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，提取直升机矩形复合材料柔性梁所承受的载荷谱数据，具体包括：
提取直升机矩形复合材料柔性梁的危险截面的挥舞动弯矩Myd、摆振动弯矩Mzd以及各个工况下的载荷频次ni。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据每小时的载荷作用总次数n得到复合材料柔性梁的疲劳寿命，具体包括：利用许用循环次数除以每小时的载荷作用总次数n得到复合材料柔性梁的疲劳寿命。
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