[发明专利]一种基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法

说明书

本发明公开了一种基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，包括：基于直升机旋翼动部件的目标低疲劳寿命，得到目标低周疲劳寿命对应的低周打样等效动应力；考虑应力比效应，获得旋翼动部件低周最大应力，基于此对旋翼动部件危险截面进行优化，满足低周疲劳寿命指标要求；确定直升机结构疲劳寿命，计算直升机结构的目标高周疲劳寿命对应的高周打样疲劳极限；确定满足高周疲劳寿命要求的设计动载荷，并计算对应的高周打样等效动应力；基于旋翼动部件材料安全疲劳极限，确定满足条件的等效动应力，使直升机旋翼动部件满足高周疲劳寿命的要求；优化旋翼动部件危险截面，满足高周疲劳寿命的设计要求。

技术领域

本发明属于直升机结构强度设计领域，具体涉及一种基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法。

背景技术

直升机旋翼动部件在循环载荷作用下出现疲劳损伤，使用寿命下降，对结构安全性产生影响。为了满足疲劳寿命指标的要求，根据计算载荷谱绘制旋翼动部件疲劳寿命曲线，获取目标寿命对应的打样疲劳载荷，提出危险部位的更改尺寸，给出合理有效的结构优化方法，为直升机结构设计和强度评估提供帮助。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，用以辅助优化直升机旋翼动部件的结构设计。

为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：

一种基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，包括：

基于直升机旋翼动部件的目标低疲劳寿命，得到目标低周疲劳寿命对应的低周打样等效动应力；考虑应力比效应，获得旋翼动部件低周最大应力，基于此对旋翼动部件危险截面进行优化，满足低周疲劳寿命指标要求；

确定直升机结构疲劳寿命，计算直升机结构的目标高周疲劳寿命对应的高周打样疲劳极限；确定满足高周疲劳寿命要求的设计动载荷，并计算对应的高周打样等效动应力；基于旋翼动部件材料安全疲劳极限，确定满足条件的等效动应力，使直升机旋翼动部件满足高周疲劳寿命的要求；优化旋翼动部件危险截面，满足高周疲劳寿命的设计要求。

进一步地，所述方法还包括：

根据旋翼动部件危险截面的优化尺寸，考虑安全性进行局部优化设计，满足工程实际需要。

进一步地，所述基于直升机旋翼动部件的目标低疲劳寿命，得到目标低周疲劳寿命对应的低周打样等效动应力，包括：

记直升机旋翼动部件的目标低周疲劳寿命为l，则对应的寿命循环数N_low表示为：

N_low＝l·B 式1

式中，B为“地-空-地”低周载荷循环每小时出现的次数；

根据直升机结构低周寿命循环数N_low，采用疲劳性能全范围S-N曲线模型，目标低周疲劳寿命l对应的打样等效动应力S_eq为：

式中，S_∞和R_0.2为材料的疲劳极限和屈服极限，C为常数；S_q为通过点(10³,R_0.2)与S-N曲线相切的切点对应的疲劳载荷，A₀和A₁为该切线的截距和斜率；

由式1和式2可以获得目标低周疲劳寿命l对应的低周打样等效动应力S_eq,low。

进一步地，所述考虑应力比效应，获得旋翼动部件低周最大应力，包括：

对所述低周打样等效动应力考虑应力比效应影响，采用修正模型进行修正，则目标低周疲劳寿命l对应的、旋翼动部件低周最大应力σ_max,low表示为：