[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

说明书

本发明属于直升机疲劳强度领域，涉及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。该方法包括：对于桨叶每个特征剖面，获得该剖面的剖面坐标系下的挥舞、摆振弯矩时域曲线数据；确定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；对挥舞弯矩时域曲线和摆振弯矩时域曲线，按时间离散成一定数量挥舞和摆振弯矩时域曲线数据点；将该剖面的翼型坐标点、每个时刻点的挥舞、摆振弯矩数据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、剖面挥舞和摆振弯矩，同步计算每个时刻下每个翼型坐标点的应变时域曲线。

技术领域

本发明属于直升机疲劳强度领域，涉及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。

背景技术

直升机桨叶在飞行中同时受到离心力、挥舞剪力、摆振剪力、扭矩、挥舞弯矩、摆振弯矩的共同作用，造成疲劳损伤的主要是挥舞弯矩和摆振弯矩，该弯矩通过飞行载荷测量获得，并编制成疲劳载荷谱，用于桨叶疲劳寿命分析。目前的桨叶弯矩疲劳载荷谱编制方法有两种：寿命曲线合成方法和疲劳损伤等效基频载荷合成法。两种方法均是分别对挥舞弯矩、摆振弯矩进行雨流计数，再进行合成。寿命曲线方法是结合了设计经验的工程方法，理论上依据不足。疲劳损伤等效基频载荷合成法须满足如下条件：1)须载荷落在S-N曲线高周段才能等效；2)挥舞载荷与摆振载荷都以基频载荷为主或者频率幅值分布相当；3)合成时默认挥舞、摆振弯矩最大值的时刻点相同。这些条件较难都满足。

上述两种方法都是分别对桨叶飞行测量的挥舞、摆振弯矩时域数据进行雨流计数，编谱简单，但由于分别处理，失去了时间顺序，各自的交变载荷失去了对应关系，再要准确合并回去非常困难。

发明内容

本发明的目的：本发明要克服目前挥舞、摆振弯矩合成谱处理后再合并疲劳计算困难的问题，改挥舞、摆振弯矩时域分别处理为时间同步合并雨流计数，编制应变合成疲劳谱，生成材料参数α-疲劳极限f-翼型坐标Y-疲劳寿命L表，用于准确分析疲劳寿命。

本发明的技术方案：

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，包括：

对于桨叶每个特征剖面，获得该剖面的剖面坐标系下的挥舞、摆振弯矩时域曲线数据；

确定该剖面的剖面坐标系下的翼型数据和刚度特性；

对表征该剖面的翼型进行分区，离散成一定数量翼型坐标点；对挥舞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、每个时刻的挥舞弯矩MBi和摆振弯矩MTi从该剖面的剖面坐标系转换到形心主惯轴坐标系；

通过转换到形心主惯轴坐标系下的翼型坐标点、刚度特性、每个时刻的挥舞摆振弯矩MBi和MTi时域曲线数据点，计算每个时刻下每个翼型坐标点的微应变时域曲线；

对每个翼型坐标点的应变时域曲线数据进行雨流计数，编制该剖面翼型坐标下所有翼型坐标点的疲劳应变谱，进而计算不同材料的不同应变疲劳极限f_k下的疲劳寿命L_k；

对于时刻i翼型坐标点j(Yj，Zj)，其微应变ε_ij的计算公式为：

FC为离心力，ES、EIT0、EIB0依次为表征刚度特性的拉伸刚度、摆振挥舞刚度、主惯轴挥舞刚度，(Y_0j，Z_0j)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i时刻的挥舞弯矩；MT0i为形心主惯轴坐标系下i时刻的摆振弯矩。

对于不同材料疲劳极限f下疲劳寿命L计算公式为：

α为桨叶复合材料的材料参数，n为谱次数，N为破坏循环次数；