CN112052523A - 一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法，包括：获取直升机旋翼动部件静强度载荷特性影响系数，计算载荷状态更改后部件极限强度裕度；建立直升机旋翼动部件疲劳载荷影响系数模型，绘制疲劳载荷影响系数随寿命的变化曲线，分析载荷更改对疲劳性能影响程度；利用更改前评强度估结果和试验测试数据，评估旋翼动部件静强度和疲劳寿命，并指导设计更改完善。本发明方法充分借助更改前评强度估结果和试验测试数据，能简便有效地评估旋翼动部件静强度和疲劳寿命，并指导设计更改完善。

Description

一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法

技术领域

本发明属于直升机旋翼设计领域，涉及一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法。

背景技术

旋翼动部件是直升机区别于定翼机的关键结构，旋翼动部件的起飞着陆载荷严重，服役过程中又承受周期性的交变载荷，疲劳问题显著，因此旋翼动部件强度设计对直升机安全性至关重要。在结构研制过程中，常会发生设计迭代和载荷更改的情况，现有的工程设计方法存在计算量大、时间长的问题，不能很好地满足研制周期的需求。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法，通过比对更改前、后的载荷特性，获取静强度和疲劳载荷影响系数，能够简便、实用地评估设计状态更改后旋翼动部件的静强度和疲劳寿命，为部件结构设计和试验验证提供技术支持。

为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：

一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法，包括以下步骤：

获取直升机旋翼动部件静强度载荷特性影响系数，计算载荷状态更改后部件极限强度裕度；

建立直升机旋翼动部件疲劳载荷影响系数模型，绘制疲劳载荷影响系数随寿命的变化曲线，分析载荷更改对疲劳性能影响程度；

利用更改前评强度估结果和试验测试数据，评估旋翼动部件静强度和疲劳寿命，用于指导设计更改完善。

进一步地，所述获取直升机旋翼动部件静强度载荷特性影响系数，计算载荷状态更改后部件极限强度裕度表达式，包括：

结合直升机旋翼动部件结构特征，选取危险部位进行载荷特性比对；根据载荷更改前的旋翼载荷谱获取各载荷在全部飞行状态下的最大值，以及更改后旋翼载荷谱中各载荷在全部飞行状态下的最大值，计算载荷状态更改对直升机旋翼动部件静强度载荷特性的影响系数，并计算旋翼动部件的极限强度裕度，由此计算得到载荷更改后旋翼动部件危险截面处的最大应力，基于此计算载荷更改后直升机旋翼动部件的极限强度裕度。

进一步地，所述载荷状态更改后部件极限强度裕度的表达式为：

其中，k和k′分别为载荷状态更改前、后部件的安全系数，MS_ultimate表示旋翼动部件的极限强度裕度，H_static表示静强度载荷特性最大影响系数。

进一步地，所述建立直升机旋翼动部件疲劳载荷影响系数模型，包括：

通过Stromeyer模型表征直升机旋翼动部件在指定的外部循环载荷谱加载下，各危险部位处的特征载荷对应的疲劳寿命循环数，结合Miner累积损伤理论，得到旋翼动部件在指定的外部循环载荷谱加载下，各危险部位处特征载荷对应的疲劳寿命；由此建立载荷更改前、更改后的疲劳寿命与疲劳极限的映射关系；基于所述映射关系，确定载荷更改后与更改前旋翼动部件各危险部位处疲劳极限的比值作为直升机旋翼动部件疲劳载荷影响系数。

进一步地，所述利用更改前评强度估结果和试验测试数据，评估旋翼动部件静强度，包括：

对于部件静强度，根据载荷更改前、后旋翼动部件的极限强度裕MS_ultimate、MS′_ultimate之间的相互关系，借助载荷更改前静强度评估结果，评估状态更改后旋翼动部件的静强度；若MS′_ultimate>0，则结构满足静强度设计要求；若MS′_ultimate≤0，则结构静强度裕度不足，需要设计更改，并进行试验验证。

进一步地，所述利用更改前评强度估结果和试验测试数据，评估旋翼动部件的疲劳寿命，包括：

对于部件疲劳寿命，根据指定的寿命区间内疲劳载荷影响系数随寿命的变化曲线，选取曲线中疲劳载荷影响系数的最大值评估载荷更改对部件疲劳性能的影响，由此评估翼动部件的疲劳寿命。

进一步地，所述选取曲线中疲劳载荷影响系数的最大值评估载荷更改对部件疲劳性能的影响，由此评估翼动部件的疲劳寿命，包括：

利用选取曲线中疲劳载荷影响系数的最大值对更改前的动部件疲劳极限试验结果进行等效折减，获得更改后旋翼动部件疲劳极限的计算结果；

根据所述计算结果，结合直升机旋翼动部件实测飞行载荷寿命曲线，评估载荷更改后部件的疲劳寿命是否满足寿命指标；若不满足指标要求，则需要设计更改，并开展试验进一步考核。

一种计算机，包括处理器、存储器以及存储在所述存储器中的计算机程序，计算机程序被处理器执行时，实现基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法的步骤。

一种计算机可读存储介质，所述可读存储介质存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时，实现基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法的步骤。

与现有技术相比，本发明具有以下技术特点：

1.提出了载荷状态更改后直升机旋翼动部件静强度载荷特性比对方法，给出静强度载荷特性影响系数，并构建了更改后部件极限强度裕度表达式。

2.提出了载荷状态更改后直升机旋翼动部件疲劳载荷特性比对方法，提出了疲劳载荷影响系数，并建立η_fatigue-T曲线表征载荷更改对部件疲劳性能的影响程度。

3.提出了基于载荷特性比对的强度设计方法，充分借助更改前强度评估结果和试验测试数据，能简便有效地评估旋翼动部件静强度和疲劳寿命，并指导设计更改完善。

附图说明

图1为疲劳载荷影响系数η_fatigue-T曲线；其中η_fatigue为疲劳载荷影响系数，T为部件疲劳寿命。

图2为实测飞行载荷寿命曲线；

图3为本发明方法的技术流程图。

具体实施方式

参见图1至图3，本发明公开了一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法，该方法具体步骤如下：

步骤一，静强度载荷特性比对及静强度裕度计算

结合直升机旋翼动部件结构特征，选取危险部位(i＝1,2,…,n)处的载荷F_i(i＝1,2,…,n)进行载荷特性比对。所述危险部位例如是旋翼动部件的连接部位或结构曲率变化明显的部位等。

在结构研制过程中，常会发生设计迭代和载荷更改的情况；根据载荷更改前的旋翼载荷谱获取各载荷在全部飞行状态下的最大值F_max,i(i＝1,2,…,n)，又获取更改后旋翼载荷谱中各载荷在全部飞行状态下的最大值F′_max,i(i＝1,2,…,n)，则载荷状态更改对直升机旋翼动部件静强度载荷特性的影响系数η_static,i可以表示为：

η_static,i＝F′_max,i/F_max,i(i＝1,2,…,n) (1)

根据强度理论，旋翼动部件的极限强度裕度MS_ultimate为：

式(2)中，σ_b为材料强度极限；σ_limit为结构最大应力；k为安全系数，根据各部位结构形式和重要程度确定。在指定的加载位置、约束方式和传力路线下，旋翼动部件危险截面处的最大应力σ_limit与加载载荷F_max线性相关。

因此，静强度载荷特性影响系数η_static,i能反映部件危险截面处最大应力的变化，根据式(3)中静强度载荷特性最大影响系数H_static进行计算，则载荷更改后旋翼动部件危险截面处的最大应力σ′_limit可以表示为：

将式(3)代入式(2)，载荷更改后直升机旋翼动部件的极限强度裕度MS′_ultimate表示方法如下：

式中，k和k′分别为载荷状态更改前、后部件的安全系数。

步骤二，疲劳载荷特性比对及疲劳性能η_fatigue-T曲线表征

直升机旋翼动部件在指定的外部循环载荷谱(P_s,j,P_d,j)(j＝1,2,…,m)加载下，各危险部位(i＝1,2,…,n)处的特征载荷F_ij(i＝1,2,…,n；j＝1,2,…,m)对应的疲劳寿命循环数N_ij可通过Stromeyer模型进行表征；其中，所述P_s,j表示外部循环静载荷，P_d,j表示外部循环动载荷。

式中，F_d,ij和N_ij呈对数线性相关，C和M为材料常数，反映函数lgF_d,ij-lgN_ij的截距和斜率，根据疲劳性能试验数据确定；F_d,ij为各危险部位特征动载荷；F_∞.i为在指定的外部循环载荷谱(P_s,j,P_d,j)(j＝1,2,…,m)加载下特征载荷对应疲劳极限，为待定参数。

在式(5)的基础上结合Miner累积损伤理论，可以得到旋翼动部件在指定的外部循环载荷谱(P_s,j,P_d,j)(j＝1,2,…,m)加载下，各危险部位处特征载荷对应的疲劳寿命T_i：

式中，n_j(j＝1,2,…,m)为外部循环载荷谱中各组载荷出现的频次。

可以看到，式(6)建立了旋翼动部件疲劳寿命T与疲劳极限F_∞间的映射关系，在指定的加载载荷谱和确定的材料及擦蚀模式下，式(6)中的疲劳寿命T_i由疲劳极限F_∞,i唯一确定。上述的映射关系可表示为：

T_i＝g(F_∞,i)(i＝1,2,…,n) (7)

式中，函数g由旋翼动部件各危险部位(i＝1,2,…,n)处的加载载荷谱、材料和擦蚀模式唯一确定。载荷状态更改后，旋翼动部件各危险部位(i＝1,2,…,n)处疲劳寿命T_i′与疲劳极限F_∞,i′间的映射关系也相应更改：

T_i′＝G(F_∞,i′)(i＝1,2,…,n) (8)

式中，函数G反映了更改后旋翼动部件各危险部位的加载载荷谱、材料和擦蚀模式等。

对式(7)和式(8)进行求逆变换，在相同的疲劳寿命条件下，载荷更改后与更改前旋翼动部件各危险部位(i＝1,2,…,n)处疲劳极限的比值F_∞,i′/F_∞,i可以通过下式确定：

式中，G^-1和g^-1分别为函数G和g的逆函数。式(9)计算的疲劳极限比值即为旋翼动部件各危险部位疲劳载荷影响系数η_fatigue,i，式(9)建立的疲劳载荷影响系数η_fatigue-T曲线代表了载荷更改对部件疲劳性能的影响程度。

步骤三，基于载荷特性比对的强度设计

对于部件静强度，式(4)建立了载荷更改前、后旋翼动部件的极限强度裕度MS_ultimate和MS′_ultimate之间的相互关系，借助载荷更改前静强度评估结果，根据式(4)可以评估状态更改后旋翼动部件的静强度。若MS′_ultimate>0，则结构满足静强度设计要求；若MS′_ultimate≤0，则结构静强度裕度不足，需要设计更改，并进行试验验证。

对于部件疲劳寿命，根据式(6)和式(9)，绘制指定的寿命区间[T₁,T₂]内疲劳载荷影响系数随疲劳寿命变化的疲劳载荷影响系数η_fatigue-T曲线，选取曲线中影响系数η_fatigue的最大值H_fatigue评估载荷更改对部件疲劳性能的影响。H_fatigue可以表示为：

H_fatigue＝max[η_fatigue(T)](T∈[T₁,T₂]) (10)

可以看到，疲劳载荷影响系数H_fatigue反映了更改后载荷状态相对于原状态的变化程度。在充分利用现有旋翼动部件疲劳性能试验数据的基础上，利用式(10)中的疲劳载荷影响系数H_fatigue对更改前动部件的疲劳极限试验结果F_∞,test进行等效折减，获得更改后旋翼动部件疲劳极限F′_∞,test，即：

F′_∞,test＝F_∞,test/H_fatigue (11)

式(11)中折减旋翼动部件疲劳极限的方法相当于对部件实测载荷谱进行折减，从而可以利用状态更改前的实测飞行载荷寿命曲线数据评估疲劳寿命。根据式(11)的计算结果，结合直升机旋翼动部件实测飞行载荷寿命曲线，可以评估载荷更改后部件的疲劳寿命是否满足寿命指标；若不满足指标要求，则需要设计更改，并开展试验进一步考核。

以上实施例仅用于说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行同等替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

获取直升机旋翼动部件静强度载荷特性影响系数，计算载荷状态更改后部件极限强度裕度；

建立直升机旋翼动部件疲劳载荷影响系数模型，绘制疲劳载荷影响系数随寿命的变化曲线，分析载荷更改对疲劳性能影响程度；

利用更改前评强度估结果和试验测试数据，评估旋翼动部件静强度和疲劳寿命，用于指导设计更改完善。

2.根据权利要求1所述的基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法，其特征在于，所述获取直升机旋翼动部件静强度载荷特性影响系数，计算载荷状态更改后部件极限强度裕度表达式，包括：

结合直升机旋翼动部件结构特征，选取危险部位进行载荷特性比对；根据载荷更改前的旋翼载荷谱获取各载荷在全部飞行状态下的最大值，以及更改后旋翼载荷谱中各载荷在全部飞行状态下的最大值，计算载荷状态更改对直升机旋翼动部件静强度载荷特性的影响系数，并计算旋翼动部件的极限强度裕度，由此计算得到载荷更改后旋翼动部件危险截面处的最大应力，基于此计算载荷更改后直升机旋翼动部件的极限强度裕度。

3.根据权利要求1所述的基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法，其特征在于，所述载荷状态更改后部件极限强度裕度的表达式为：

其中，k和k′分别为载荷状态更改前、后部件的安全系数，MS_ultimate表示旋翼动部件的极限强度裕度，H_static表示静强度载荷特性最大影响系数。

4.根据权利要求1所述的基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法，其特征在于，所述建立直升机旋翼动部件疲劳载荷影响系数模型，包括：

通过Stromeyer模型表征直升机旋翼动部件在指定的外部循环载荷谱加载下，各危险部位处的特征载荷对应的疲劳寿命循环数，结合Miner累积损伤理论，得到旋翼动部件在指定的外部循环载荷谱加载下，各危险部位处特征载荷对应的疲劳寿命；由此建立载荷更改前、更改后的疲劳寿命与疲劳极限的映射关系；基于所述映射关系，确定载荷更改后与更改前旋翼动部件各危险部位处疲劳极限的比值作为直升机旋翼动部件疲劳载荷影响系数。

5.根据权利要求1所述的基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法，其特征在于，所述利用更改前评强度估结果和试验测试数据，评估旋翼动部件静强度，包括：

对于部件静强度，根据载荷更改前、后旋翼动部件的极限强度裕MS_ultimate、MS′_ultimate之间的相互关系，借助载荷更改前静强度评估结果，评估状态更改后旋翼动部件的静强度；若MS′_ultimate>0，则结构满足静强度设计要求；若MS′_ultimate≤0，则结构静强度裕度不足，需要设计更改，并进行试验验证。

6.根据权利要求1所述的基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法，其特征在于，所述利用更改前评强度估结果和试验测试数据，评估旋翼动部件的疲劳寿命，包括：

对于部件疲劳寿命，根据指定的寿命区间内疲劳载荷影响系数随寿命的变化曲线，选取曲线中疲劳载荷影响系数的最大值评估载荷更改对部件疲劳性能的影响，由此评估翼动部件的疲劳寿命。

7.根据权利要求1所述的基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法，其特征在于，所述选取曲线中疲劳载荷影响系数的最大值评估载荷更改对部件疲劳性能的影响，由此评估翼动部件的疲劳寿命，包括：

利用选取曲线中疲劳载荷影响系数的最大值对更改前的动部件疲劳极限试验结果进行等效折减，获得更改后旋翼动部件疲劳极限的计算结果；

根据所述计算结果，结合直升机旋翼动部件实测飞行载荷寿命曲线，评估载荷更改后部件的疲劳寿命是否满足寿命指标；若不满足指标要求，则需要设计更改，并开展试验进一步考核。

8.一种计算机，包括处理器、存储器以及存储在所述存储器中的计算机程序，其特征在于，计算机程序被处理器执行时，实现基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法的步骤。

9.一种计算机可读存储介质，所述可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，计算机程序被处理器执行时，实现基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法的步骤。

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