[发明专利]一种直升机桨叶飞行实测载荷的应变合成疲劳谱计算方法

权利要求书

1.一种直升机桨叶飞行实测载荷的应变合成疲劳谱计算方法，其特征在于，包括：

对于桨叶每个特征剖面，确定该剖面的剖面坐标系下的外形特性和刚度特性；对表征该剖面外形特性的翼型坐标分区，离散成一定数量翼型坐标点；

获得该剖面的剖面坐标系下的飞行测试挥舞、摆振弯矩时域曲线数据；对挥舞弯矩和摆振弯矩时域曲线，按时间离散成一定数量曲线数据点MBi和MTi；

将该剖面的翼型坐标点、每个时刻i的MBi和MTi曲线数据点从该剖面的剖面坐标系下转换到形心主惯轴坐标系；

通过形心主惯轴坐标系下的翼型坐标点、刚度特性、每个时刻i的MBi和MTi曲线数据点，同步计算每个时刻i下每个翼型坐标点的微应变时域曲线数据；

对每个翼型坐标点的微应变时域数据进行雨流计数，编制该坐标点的疲劳应变谱，计算每种材料的该坐标点的不同应变疲劳极限的疲劳寿命，生成每种材料该坐标点下的疲劳极限-疲劳寿命表；

重复计算每种材料下所有翼型坐标点的不同应变疲劳极限下的疲劳寿命，生成每种材料下的疲劳极限-翼型坐标-疲劳寿命表。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对于时刻i翼型坐标点j(Yj，Zj)，将挥舞和摆振弯矩时间同步合成微应变εij时域曲线，计算公式为：

FC为离心力，ES、EIT0、EIB0依次为形心主惯轴下表征刚度特性的拉伸刚度、挥舞刚度、摆振刚度，(Y0j，Z0j)为形心主惯轴坐标系下坐标点j的坐标；MB0i为形心主惯轴坐标系下坐标点j在i时刻的挥舞弯矩；MT0i为形心主惯轴坐标系下坐标点j在i时刻的摆振弯矩。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对于翼型坐标点j，生成复合材料参数α-应变疲劳极限-疲劳寿命表，包括：

根据第j点微应变εij时域曲线，雨流计数编制应变谱，采用S-N曲线方程和Miner损伤理论，计算每种材料参数α的不同应变疲劳极限f_k的疲劳寿命L_k。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对于桨叶某个特征剖面，计算每种复合材料参数α的应变疲劳极限-翼型坐标-疲劳寿命表，包括：

将计算得到的每种材料参数α的所有翼型坐标点的不同应变疲劳极限f_k下的疲劳寿命L_k，形成该剖面材料参数α-应变疲劳极限f-翼型坐标Y-疲劳寿命L表，以便于查表或者插值查询疲劳寿命。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，MB0i和MT0i的计算公式为：

MBOi＝MBi×cos(θ)+MTi×sin(θ)；

MT0i＝MTi×cos(θ)-MBi×sin(θ)；

θ为形心主惯轴坐标系与剖面坐标系夹角。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，形心主惯轴坐标系下坐标点(Y0j，Z0j)的计算公式为：

Y0j＝(Yj-YN0)×cos(α)+(Z)-ZN0)×sin(α)；

Z0j＝(Zj-ZN0)×cos(α)-(Y)-YN0)×sin(α)。

7.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，对于桨叶某个特征剖面，根据某个材料在剖面弦长方向上、下翼面的铺层Y坐标范围，从该材料参数的应变疲劳极限f-翼型坐标Y-疲劳寿命L表的对应翼型坐标Y点区间，再根据该材料疲劳极限查找或插值查找其疲劳寿命。

8.一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-7中任一所述的方法。