[发明专利]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

权利要求书

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；

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；

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，n表示危险部位的数量，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。

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。

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′_ultimate0，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。

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。

5.根据权利要求4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。

6.一种计算机，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，实现根据权利要求1-5中任一权利要求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的步骤。

7.一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，实现根据权利要求1-5中任一权利要求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的步骤。