CN112197947A - 一种直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，包：针对直升机待进行疲劳评定的金属结构，建立其多种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线函数，将每一种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线绘制在对数坐标系中；对于每个破坏模式下的全范围疲劳特性曲线，将曲线的起点和各拐点作为特征点，从其中选取纵坐标值最大的特征点，继而确定作为基准函数的疲劳特性曲线函数对应的破坏模式，将其余的破坏模式的疲劳特性曲线函数作为迭代函数；基于所述基准函数和迭代函数，通过迭代的方式计算疲劳寿命折算系数，然后分别采用基准函数和利用所述疲劳寿命折算系数修正过的疲劳极限，通过损伤累积的方法计算寿命曲线，即可得到破坏模式下低寿命区间曲线。

Description

一种直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法

技术领域

本发明涉及直升机结构强度领域，具体涉及一种直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法。

背景技术

寿命曲线是反映直升机结构件疲劳寿命L和疲劳极限S_∞关系的曲线，它基于Miner累积损伤理论，采用结构的载荷谱(载荷与作用的循环次数)、结构的疲劳特性S-N曲线(材料/破坏模式、破坏载荷与破环循环次数关系)以及从小到大等距或变距选取的疲劳极限值计算获得的。

在结构设计阶段，寿命曲线根据结构设计载荷谱和材料疲劳特性S-N曲线计算确定，结构若要达到要求的疲劳寿命指标，必须按照寿命曲线上该寿命对应的疲劳极限值进行强度设计。在疲劳定寿阶段，依据结构的飞行载荷谱和全尺寸结构疲劳特性曲线计算寿命曲线，依据寿命曲线获得结构的安全寿命或检查周期。

计算寿命曲线时采用全范围疲劳特性S-N曲线，曲线方程分为CB、BA、AO三段描述。根据S-N曲线方程，当结构承受的载荷大于C点对应的破坏载荷S_C时，结构属于静强度破坏，无法给出可用的疲劳寿命，一旦计算寿命曲线选取的疲劳极限小于等于O点对应的破坏载荷S_o时，计算终止。同一结构，由于其不同区域的破坏模式或材料不同，对应计算有多条寿命曲线，其终止对应的最小寿命和最小疲劳极限也不同。

结构设计初期，计算载荷谱以可覆盖结构使用情况为原则，最大载荷计算较真实载荷偏保守，导致寿命曲线计算的终止点早于结构的实际，结构对应的疲劳性能相对较弱的破坏模式或材料，往往无法给出安全寿命或检查周期。以往通常选取小于1000次循环的大载荷，用静强度覆盖的方法，扩展寿命曲线的低寿命段，但低寿命曲线的延伸段很短。

发明内容

本发明的目的是提供一种直升机金属结构低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，用以克服现有技术不能给出低寿命区的安全寿命或检查周期的问题。

为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：

一种直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，包括以下步骤：

针对直升机待进行疲劳评定的金属结构，建立其多种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线函数，将每一种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线绘制在对数坐标系中，其中纵坐标为破坏循环载荷，横坐标为破坏循环次数；

对于所述对数坐标系中每个破坏模式下的全范围疲劳特性曲线，将曲线的起点和各拐点作为特征点，从其中选取纵坐标值最大的特征点，继而确定作为基准函数的疲劳特性曲线函数对应的破坏模式，将其余的破坏模式的疲劳特性曲线函数作为迭代函数；

基于所述基准函数和迭代函数，通过迭代的方式计算疲劳寿命折算系数，然后分别采用基准函数和利用所述疲劳寿命折算系数修正过的疲劳极限，通过损伤累积的方法计算寿命曲线，即可得到破坏模式下低寿命区间曲线。

进一步地，所述全范围疲劳特性曲线即破坏循环载荷S_i与破坏循环次数N_i的关系曲线，其中N_i的取值范围为C₁次循环到C_∞次循环，C_∞次循环对应的破坏循环载荷即D_i模式的疲劳极限S_∞i。

进一步地，所述破坏模式包括金属结构材料的有擦蚀或无擦蚀。

进一步地，所述确定作为基准函数的疲劳特性曲线函数对应的破坏模式，包括：

从所有破坏模式下选取的取纵坐标值最大的特征点中，选择特征点对应的破坏循环载荷S_Ci与疲劳极限S_∞i比值的最大值所对应的破坏模式作为所述基准函数的疲劳特性曲线函数对应的破坏模式。

进一步地，所述通过迭代的方式计算疲劳寿命折算系数，包括：

将破坏模式D_i对应的迭代函数S_i＝F(N_i)中的疲劳极限S_∞i设置为S_∞i+t，对应的特征参量设置为其全范围疲劳特性曲线的特征点的循环载荷值/(S_∞i+t)，特征参量的横坐标为特征点对应的破坏循环次数；其中t为步长参数；

在C₁次破坏循环到C_∞次破坏循环的范围内计算迭代函数与基准函数的差值S_i-S，判断S_i-S得到的所有纵坐标值中是否存在小于等于0.1，如小于等于0.1则执行下一步，否则增加或减小步长，重新迭代计算S_i-S；

选取基准函数S＝F(N)的疲劳极限S_∞和破坏模式D_i的迭代函数S_i＝F(N_i)迭代后获得的疲劳极限S_∞i+t，计算疲劳寿命折算系数k。

进一步地，所述疲劳寿命折算系数k的计算公式为：

k＝(S_∞i+t)/S_∞。

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，实现所述直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法的步骤。

一种计算机可读存储介质，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，实现所述直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法的步骤。

本发明具有以下技术特点：

本发明基于结构所有破坏模式或材料的寿命曲线中可达寿命最低的一条曲线的特征规律，建立其它寿命曲线与其的逻辑关系，从而实现该结构所有的寿命曲线低寿命段的扩展，为结构设计提供依据。该方法已应用于直15型机旋翼系统缺陷容限评定中。通过该方法确定的低寿命区寿命曲线，已用于计算结构的检查周期，满足适航条款29.571条要求。结构实测载荷缺失的情况下，该方法能够有效的、快速的确定低寿命区寿命曲线。

附图说明

图1为本发明方法的整体流程示意图；

图2为全范围疲劳特性S-N曲线；

图3为不同破坏模式的寿命曲线。

具体实施方式

参见图1，本发明公开了一种直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，包括以下步骤：

1)针对直升机待进行疲劳评定的金属结构，建立其多种破坏模式D_i(金属结构材料的有擦蚀、无擦蚀)下的全范围疲劳特性曲线函数S_i＝F(N_i)，即破坏循环载荷S_i与破坏循环次数N_i的关系曲线。式中i＝1,2,3……n，n为破坏模式的数量。

2)将破坏模式D_i下的全范围疲劳特性曲线绘制在对数坐标系中，其中纵坐标为破坏循环载荷S_i，横坐标为破坏循环次数N_i；

其中，N_i的取值范围为C₁次循环到C_∞次循环，C_∞次循环对应的破坏循环载荷即D_i模式的疲劳极限S_∞i，其中，C1取值可以为1000，C2取值可以为10⁸。

3)对于对数坐标系中，破坏模式D_i下的全范围疲劳特性曲线，将曲线的起点和各拐点作为特征点，从其中选取纵坐标值最大的特征点；

从所有破坏模式下选取的取纵坐标值最大的特征点中，选择特征点对应的破坏循环载荷S_Ci与疲劳极限S_∞i比值的最大值所对应的破坏模式。

如图2中的A_i、B_i、C_i点，选出特征点C_i中破坏循环载荷S_Ci与疲劳极限S_∞i比值的最大值所对应的模式。

4)将选出的破坏模式的疲劳特性曲线函数作为基准函数S＝F(N)，其它破坏模式的疲劳特性曲线函数作为迭代函数S_i＝F(N_i)；

归一化基准函数特征点中的破坏循环载荷，作为基准函数的特征参量。

如在图2给出的示例中，共有三个特征点A_i、B_i、C_i，为用该特征点的循环载荷值与疲劳极限的比值作为归一化结果；该示例中，归一化结果为：S_Ai/S_∞，S_Bi/S_∞，S_Ci/S_∞。

5)设置步长参数t，t的初始值设为0，t每次迭代的增量p取n个破坏模式中最小疲劳极限值的50分之一值。

6)将破坏模式D_i对应的迭代函数S_i＝F(N_i)中的疲劳极限S_∞i设置为S_∞i+t，对应的特征参量设置为其全范围疲劳特性曲线的特征点的循环载荷值/(S_∞i+t)，特征参量的横坐标为特征点对应的破坏循环次数。

在图2给出的示例中，破坏模式D_i的三个特征点A_i、B_i、C_i的特征参量分别为：S_Ai/(S_∞i+t)，S_Bi/(S_∞i+t)，S_Ci/(S_∞i+t)，特征参量的横坐标为N_Ai、N_Bi、N_Ci，归一化后的曲线方程形状参数不变。

7)在C₁次破坏循环到C_∞次破坏循环的范围内计算迭代函数与基准函数的差值S_i-S，判断S_i-S得到的所有纵坐标值中是否存在小于等于0.1，如小于等于0.1则进入第8)步，否则将t＝t+p(或t＝t-p)，重新返回第6)、7)步迭代计算，直到S_i-S的所有纵坐标值中存在小于等于0.1。

8)选取基准函数S＝F(N)的疲劳极限S_∞和破坏模式D_i的迭代函数S_i＝F(N_i)迭代后获得的疲劳极限S_∞i+t，计算疲劳寿命折算系数k，k＝(S_∞i+t)/S_∞。

9)对于破坏模式D_i，分别采用基准函数S＝F(N)和利用k值修正过的疲劳极限S_∞/k，通过损伤累积的方法计算寿命曲线，即可得到破坏模式D_i下低寿命区间曲线，如图3中的Di破坏模式寿命曲线。

由于Miner累积损伤理论，拓展计算的曲线在应用于结构疲劳设计或寿命评估时是偏安全的。

10)对所有破坏模式D_i(除作为基准函数的破坏模式外)重复5)到9)的步骤，直到所有寿命曲线计算完成。

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 (8)

1.一种直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，其特征在于，包括以下步骤：

针对直升机待进行疲劳评定的金属结构，建立其多种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线函数，将每一种破坏模式下的全范围疲劳特性曲线绘制在对数坐标系中，其中纵坐标为破坏循环载荷，横坐标为破坏循环次数；

对于所述对数坐标系中每个破坏模式下的全范围疲劳特性曲线，将曲线的起点和各拐点作为特征点，从其中选取纵坐标值最大的特征点，继而确定作为基准函数的疲劳特性曲线函数对应的破坏模式，将其余的破坏模式的疲劳特性曲线函数作为迭代函数；

基于所述基准函数和迭代函数，通过迭代的方式计算疲劳寿命折算系数，然后分别采用基准函数和利用所述疲劳寿命折算系数修正过的疲劳极限，通过损伤累积的方法计算寿命曲线，即可得到破坏模式下低寿命区间曲线。

2.根据权利要求1所述的直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，其特征在于，所述全范围疲劳特性曲线即破坏循环载荷Si与破坏循环次数N_i的关系曲线，其中N_i的取值范围为C₁次循环到C_∞次循环，C_∞次循环对应的破坏循环载荷即D_i模式的疲劳极限S_∞i。

3.根据权利要求1所述的直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，其特征在于，所述破坏模式包括金属结构材料的有擦蚀或无擦蚀。

4.根据权利要求1所述的直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，其特征在于，所述确定作为基准函数的疲劳特性曲线函数对应的破坏模式，包括：

从所有破坏模式下选取的取纵坐标值最大的特征点中，选择特征点对应的破坏循环载荷S_Ci与疲劳极限S_∞i比值的最大值所对应的破坏模式作为所述基准函数的疲劳特性曲线函数对应的破坏模式。

5.根据权利要求1所述的直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，其特征在于，所述通过迭代的方式计算疲劳寿命折算系数，包括：

将破坏模式D_i对应的迭代函数S_i＝F(N_i)中的疲劳极限S_∞i设置为S_∞i+t，对应的特征参量设置为其全范围疲劳特性曲线的特征点的循环载荷值/(S_∞i+t)，特征参量的横坐标为特征点对应的破坏循环次数；其中t为步长参数；

在C₁次破坏循环到C_∞次破坏循环的范围内计算迭代函数与基准函数的差值S_i-S，判断S_i-S得到的所有纵坐标值中是否存在小于等于0.1，如小于等于0.1则执行下一步，否则增加或减小步长，重新迭代计算S_i-S；

选取基准函数S＝F(N)的疲劳极限S_∞和破坏模式D_i的迭代函数S_i＝F(N_i)迭代后获得的疲劳极限S_∞i+t，计算疲劳寿命折算系数k。

6.根据权利要求5所述的直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法，其特征在于，所述疲劳寿命折算系数k的计算公式为：

k＝(S_∞i+t)/S_∞。

7.一种计算机，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，实现所述直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法的步骤。

8.一种计算机可读存储介质，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，实现所述直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法的步骤。

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