CN112052527B - 一种直升机振动环境谱编制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于振动环境工程技术领域，公开了一种直升机振动环境谱编制方法,从结构损伤等效和线性叠加的原理出发，并考虑结构寿命试验的分散性、实测加速度误差以及线性叠加带来的可靠性系数，基于实测的振动数据对直升机振动环境谱加速和编制方法进行了推演，给出了一种能客观反映真实直升机振动环境的加速与编谱方法，可用于机载设备和机体结构在振动环境下的使用寿命评估。

Description

一种直升机振动环境谱编制方法
技术领域
本发明属于振动环境工程技术领域，具体涉及一种直升机振动环境谱编制方法。
背景技术
翼直升机振动环境谱是一种反应直升机上不同位置振动水平的频率-加速度谱，用于评估机载设备或结构的功能和耐久性，以保障直升机使用过程中设备的正常运行和寿命要求。目前国内直升机的振动环境谱的编制方法大多依据国军标制定，该标准源自美军标，其量级相对保守，与国内直升机的实际振动环境差异较大。采用基于该标准编制的振动环境谱进行考核，导致机载设备的重量和成本大幅增加，难以对结构的真实寿命进行评估，不能满足型号研制和成品研发的需要。因此，迫切需要发展一种基于实测数据的直升机振动环境谱编制方法。
发明内容
本发明的目的：提供一种基于实测数据的直升机振动环境谱编制方法，以解决或至少减轻背景技术中所存在的现有的编谱方法难以真实反应直升机振动环境的问题。
本发明的技术方案：
一种直升机振动环境谱编制方法，包括以下步骤，
步骤一，对直升机全生命周期内的状态进行划分；
步骤二，采集直升机全生命周期内的振动加速度值并进行预处理；
步骤三，对预处理后的振动加速度值进行过滤；
步骤四，将过滤后的振动加速度值等效为相对损伤，并累计直升机全生命周期内的各个频率对应的相对损伤值；
步骤五，根据损伤等效原理计算不同加速比对应的不同频率成分的等效加速度幅值；
步骤六，在等效加速度幅值基础上叠加随机振动谱得到最终的振动环境谱。
进一步，所述步骤一中,根据直升机的所有任务剖面和使用情况，将直升机全生命周期分为N个状态，不同飞行状态的时间占比为ni％；且满足下式：
Figure BDA0002700462560000021
进一步，所述步骤二中，按照划分的飞行状态采集直升机的振动加速度值；对各个飞行状态内采集的振动加速度值进行FFT变换得到频率-加速度曲线，在曲线中确定加速度峰值对应的频率点fk，k为峰值个数，
进一步，所述步骤二中,还包括:对每个状态内的所有加速度峰值对应的频率点按照频率进行连续谱分析，得到各个频率下的时间-加速度曲线，选取最大加速度值作为每个状态下的典型振动加速度值。
进一步，所述步骤三中，将低于预设的振动加速度阈值g0的典型振动加速度值设为0。
进一步，所述步骤四中,基于线性损伤累计原理，以步骤三中给定的振动加速度阈值g0和振动加速度阈值对应的损伤次数N0为基准，计算每个状态下典型振动加速度值对应的损伤：
Figure BDA0002700462560000022
其中m＝6，
并通过以下公式对定频部分的损伤进行修正：
Figure BDA0002700462560000023
其中，ηΣ为损伤累计可靠性系数，ηΣ＝2；ησ为交变应力水平可靠性系数，ησ＝3；ηN为考虑持久性的可靠性系数，取ηN＝4；
以飞行时间T0小时为时长，计算直升机全周期内频率f对应的损伤累计值，公式如下：
Figure BDA0002700462560000031
。
进一步，所述步骤五中等效加速度幅值计算过程如下,
设加速后的时间为Tx小时，根据损伤等效原理，计算各个频率下的等效加速度幅值gx：
Figure BDA0002700462560000032
(当gi<g0，ni设为0)
其中，T0表示飞行时间。
进一步，所述随机振动谱采用国军标给定的量值。
从结构损伤等效和线性叠加的原理出发，并考虑结构寿命试验的分散性、实测加速度误差以及线性叠加带来的可靠性系数，基于实测的振动数据对直升机振动环境谱加速和编制方法进行了推演，给出了一种能客观反映真实直升机振动环境的加速与编谱方法，可用于机载设备和机体结构在振动环境下的使用寿命评估。
附图说明
图1直升机振动环境谱随机谱。
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。
一种基于实测数据的直升机振动环境谱编制方法，包含以下步骤：
步骤一：直升机状态划分
首先根据直升机的所有任务剖面和使用情况，对全周期的飞行状态进行划分，确定不同飞行状态的时间占比。将直升机全周期分为N个状态，比例分别为ni％，应当满足下式：
Figure BDA0002700462560000041
步骤二：实测数据预处理
按状态，对实测的振动加速度值进行预处理，以第i个状态为例，选择该状态下振幅稳定的时间段，对实测时域离散加速度进行FFT变换，得到频率-加速度曲线，在曲线中确定加速度峰值对应的频率点fk，其中k为峰值个数。
然后按频率依次对各个频率点fk进行连续谱分析，可以得到各个频率下的时间-加速度曲线，然后选择最大值作为第i个状态下的加速度值，如表1所示。
表1不同频率和状态的峰值表
状态 时间比例 f<sub>1</sub> f<sub>2</sub> …… f<sub>k</sub>
1 n<sub>1</sub>％ g<sub>11</sub> g<sub>12</sub> …… g<sub>1k</sub>
2 n<sub>2</sub>％ g<sub>21</sub> g<sub>22</sub> …… g<sub>2k</sub>
…… …… …… …… …… ……
N n<sub>N</sub>％ g<sub>N1</sub> g<sub>N2</sub> …… g<sub>Nk</sub>
步骤三：低值过滤
考虑不同量级对结构损伤的程度，保留对结构造成损伤的加速度成分，对低于结构材料的损伤容限的进行剔除，由于结构危险部位的不确定性，可以参考实测结果，设置一个过滤的阀值g0，将低于该阀值的频率及峰值进行标识，在下一步损伤计算过程中，将对应的损伤设置为0，得到一个有效损伤的频率-加速度峰值表。
步骤四：损伤累计
根据材料的疲劳损伤理论，假设有效损伤处于材料S-N曲线的线性段，则加速度g与许用损伤次数N的关系满足下式：
Figure BDA0002700462560000051
在105<N<108时，可近似取为m＝6。
为了计算不同状态下的加速度峰值对应的许用损伤次数，利用上述加速公式，以步骤三中给定的g0和对应的次数N0为基准，进行计算：
Figure BDA0002700462560000052
由于实测的振动水平不能完全覆盖所有真实情况，同时，考虑持久性的确定以及线性累积损伤假说带来的分散性，需要对定频部分的加速度幅值进行修正，如下式：
Figure BDA0002700462560000053
其中，ηΣ为损伤累计可靠性系数，对于振动环境试验，取ηΣ＝2；ησ为交变应力水平可靠性系数，最大值乘以1.2倍，按加速得到ησ＝3；ηN为考虑持久性的可靠性系数，按疲劳寿命试验数学统计方法，取ηN＝4
然后以飞行时间T0小时为时长，计算直升机全周期内频率f对应的损伤累计值，计算公式如下：
Figure BDA0002700462560000054
步骤五：等效加速
设加速后的时间为Tx小时，则根据损伤等效原理，可以计算出该频率下的等效幅值gx：
Figure BDA0002700462560000055
Figure BDA0002700462560000056
联合(2)～(6)式，可以得到加速后的该频率下的幅值为：
Figure BDA0002700462560000057
同理，依据上述算法可以得到所有频率下对应的加速后幅值。
步骤六：随机谱编制
对于随机成分，大量直升机型号研制飞行振动实测结果数据表明，直升机各部位的振动响应，周期振动谐波频率处随机振动分量所占比例极小，谱密度函数值也不大。在机体结构和大部分设备安装位置，随机振动的频宽一般在500Hz以内；在发动机、传动系统及其安装位置，随机振动的频宽可以达到2000Hz。
参照有关通用标准，随机振动谱如图1和表2所示。
表2随机谱边界定义
设备所在位置 w<sub>2</sub>(g<sup>2</sup>/Hz) f<sub>t1</sub>(Hz) f<sub>t2</sub>(Hz)
发动机、传动系统 0.02 1000.0 2000.0
其余位置 0.002 300.0 500.0
步骤七：最后的合成
参考国军标的形式，将定频部分与步骤六中的随机部分进行组合，构成了基于实测数据的直升机振动环境谱编制方法，形式如表3所示。
表3振动环境试验振动频率及振动量值
Figure BDA0002700462560000061
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 (7)

1.一种直升机振动环境谱编制方法，其特征在于：所述方法包括以下步骤，
步骤一，对直升机全生命周期内的状态进行划分，划分为N个状态，第i个飞行状态的时间占比为ni％；
步骤二，采集直升机全生命周期内的振动加速度值并进行预处理；
步骤三，对预处理后的振动加速度值进行过滤；
步骤四，将过滤后的振动加速度值等效为相对损伤，并累计直升机全生命周期内的各个频率对应的相对损伤值；具体过程如下：
基于线性损伤累计原理，以给定的振动加速度阈值g0和振动加速度阈值对应的损伤次数N0为基准，计算每个状态下典型振动加速度值对应的损伤：
Figure FDA0003772295010000011
其中m＝6，gi表示第i个状态下的典型振动加速度值；
并通过以下公式对定频部分的损伤进行修正：
Figure FDA0003772295010000012
其中，ηΣ为损伤累计可靠性系数，ηΣ＝2；ησ为交变应力水平可靠性系数，ησ＝3；ηN为考虑持久性的可靠性系数，取ηN＝4；
以飞行时间T0小时为时长，计算直升机全周期内频率f对应的损伤累计值，公式如下：
Figure FDA0003772295010000013
其中，T0表示飞行时间；
步骤五，根据损伤等效原理计算不同加速比对应的不同频率成分的等效加速度幅值；
步骤六，在等效加速度幅值基础上叠加随机振动谱得到最终的振动环境谱。
2.根据权利要求1所述的一种直升机振动环境谱编制方法，其特征在于：
所述步骤一中,根据直升机的所有任务剖面和使用情况，将直升机全生命周期分为N个状态，且满足下式：
Figure FDA0003772295010000021
3.根据权利要求2所述的一种直升机振动环境谱编制方法，其特征在于：
所述步骤二中，按照划分的飞行状态采集直升机的振动加速度值；对各个飞行状态内采集的振动加速度值进行FFT变换得到频率-加速度曲线，在曲线中确定加速度峰值对应的频率点fk，k为峰值个数。
4.根据权利要求3所述的一种直升机振动环境谱编制方法，其特征在于：
所述步骤二中,还包括:对每个状态内的所有加速度峰值对应的频率点按照频率进行连续谱分析，得到各个频率下的时间-加速度曲线，选取最大加速度值作为每个状态下的典型振动加速度值。
5.根据权利要求4所述的一种直升机振动环境谱编制方法，其特征在于：所述步骤三中，将低于预设的振动加速度阈值g0的典型振动加速度值设为0。
6.根据权利要求5所述的一种直升机振动环境谱编制方法，其特征在于：
所述步骤五中等效加速度幅值计算过程如下,
设加速后的时间为Tx小时，根据损伤等效原理，计算各个频率下的等效加速度幅值gx：
Figure FDA0003772295010000022
当gi<g0,ni设为0。
7.根据权利要求6所述的一种直升机振动环境谱编制方法，其特征在于：所述随机振动谱采用国军标给定的量值。
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