一种直升机桨毂支臂疲劳损伤评估方法技术

技术编号：44336483 阅读：0 留言：0更新日期：2025-02-18 20:46

本发明专利技术属于结构疲劳技术领域，公开了一种直升机桨毂支臂疲劳损伤评估方法，步骤一：采集评估架次的桨毂支臂挥舞弯矩Mb和摆振弯矩Mt时间历程数据曲线；步骤二：确定桨毂支臂耳片力转换结构几何参数；步骤三：计算桨毂支臂上耳片力F1和下耳片力F2时间历程曲线；步骤四：对上耳片力F1和下耳片力F2时间历程曲线分别进行雨流计数，得到桨毂支臂上耳片力各级交变载荷S1j和载荷频数n1j，下耳片力各级交变载荷S2j和载荷频数n2j；步骤五：确定桨毂支臂挥舞弯矩疲劳极限Mb<subgt;∞</subgt;和相对应的摆振弯矩疲劳极限Mt<subgt;∞</subgt;步骤六：计算各级疲劳交变载荷S的疲劳寿命循环次数N；步骤七：计算上耳片损伤D1j，计算下耳片损伤D2j，计算桨毂支臂上下耳片总损伤。

全部详细技术资料下载

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于结构疲劳，特别涉及一种直升机桨毂支臂疲劳损伤评估方法。

技术介绍

1、直升机各主要部件中，桨毂支臂极为重要。桨毂支臂结构复杂，一端连接桨叶，另一端与桨毂中央件等其他部件相连，直升机在飞行中旋翼同时受到离心力、挥舞剪力、摆振剪力、挥舞弯矩、摆振弯矩、铰链力矩，所有这些载荷需要全部通过桨毂支臂传递，桨毂支臂的疲劳损伤评估极为复杂。由于造成桨毂支臂疲劳损伤的疲劳载荷主要是挥舞弯矩和摆振弯矩，以往直升机桨毂支臂疲劳损伤评估是基于典型飞行工况下挥舞弯矩/摆振弯矩比值进行地面台架疲劳试验，获得以挥舞弯矩作为特征载荷的桨毂支臂疲劳极限，再依据实测挥舞弯矩进行疲劳损伤评估计算。此方法要求直升机桨毂支臂实际飞行疲劳损伤工况的挥舞载荷与摆振载荷频率相当，实际飞行挥舞弯矩/摆振弯矩比值与预先设定的典型飞行工况挥舞弯矩/摆振弯矩比值差异不大。铰接式、星型柔性等非刚性旋翼桨毂支臂载荷基本满足此特点。

2、随着现代直升机刚性旋翼的应用，不同飞行工况下旋翼挥舞弯矩/摆振弯矩比值变化极大，仅采用单一典型挥摆比以挥舞弯矩为特征载荷进行桨毂支臂疲劳损伤评估的误差很大，难以满足刚性旋翼桨毂支臂疲劳损伤评估需求。

技术实现思路

1、专利技术目的：本专利技术采用挥舞弯矩和摆振弯矩按时间同步合成的桨毂支臂/桨叶连接耳片力为特征载荷进行疲劳损伤评估，克服了仅采用挥舞弯矩为疲劳损伤特征载荷进行疲劳损伤评估时对应摆振弯矩不准确带来的偏差，实现对直升机桨毂支臂更准确疲劳损伤评估。

2、技术方案</p>

3、一种直升机桨毂支臂疲劳损伤评估方法，包括以下步骤：

4、步骤一：采集桨毂支臂/桨叶对接面挥舞弯矩和摆振弯矩时域数据，得到评估架次的桨毂支臂挥舞弯矩mb时间历程数据曲线，摆振弯矩mt时间历程数据曲线；

5、步骤二：确定桨毂支臂耳片力转换结构几何参数，支臂/桨叶连接耳孔中心水平间距d和支臂/桨叶连接耳孔中心垂直间距h；

6、步骤三：取i时刻点的挥舞弯矩mb i和摆振弯矩mt i，计算桨毂支臂上耳片力和下耳片力，遍历桨毂支臂挥舞弯矩mb时间历程数据曲线和摆振弯矩mt时间历程数据曲线，得到上耳片力f1和下耳片力f2时间历程曲线；

7、步骤四：对上耳片力f1和下耳片力f2时间历程曲线分别进行雨流计数，参考支臂疲劳极限设置计数门槛，得到桨毂支臂上耳片力各级交变载荷s1 j和载荷频数n1 j，下耳片力各级交变载荷s2j和载荷频数n2j；

8、步骤五：全尺寸桨毂支臂地面台架疲劳试验确定桨毂支臂挥舞弯矩疲劳极限mb-和相对应的摆振弯矩疲劳极限nt∞，计算转换为以耳片力表征的桨毂支臂疲劳极限s∞；

9、步骤六：根据s-n曲线公式，计算各级疲劳交变载荷s的疲劳寿命循环次数n；

10、步骤七：根据线性累积损伤理论，计算上耳片损伤d1 j，计算下耳片损伤d2j，计算桨毂支臂上下耳片总损伤，确定桨毂支臂总损伤。

11、进一步，步骤一中，从直升机地面接通电源时开始采集，着陆关闭电源时结束采集，挥舞弯矩和摆振弯矩时域数据采集开始时刻相同，采样率相同。

12、进一步，步骤二中，耳片力计算转换结构几何参数为支臂/桨叶连接耳孔中心水平间距和支臂/桨叶连接耳孔中心垂直间距。

13、进一步，步骤三中，上耳片力f1 i计算过程如下：

14、

15、下耳片力f2 i计算过程如下：

16、

17、进一步，步骤四中，采用雨流计数方法处理上耳片力f1和下耳片力f2时间历程曲线，参考支臂疲劳极限设置计数门槛，获得桨毂支臂上耳片力各级疲劳交变载荷s1 j和载荷频数n1 j，下耳片力各级疲劳交变载荷s2j和载荷频数n2j。

18、进一步，步骤五中，以耳片力表征的桨毂支臂疲劳极限s∞计算过程如下：

19、

20、进一步，步骤六中，上耳片疲劳寿命循环次数n1 j和下耳片疲劳寿命循环次数n2j计算公式相同，公式如下：

21、

22、进一步，步骤七中，上耳片损伤和下耳片损伤计算过程相同，公式如下：

23、

24、上耳片总损伤等于所有d1 j的求和；下耳片总损伤等于所有d2j的求和。

25、综上所述，本专利技术的有益效果如下：

26、采用本专利技术进行直升机桨毂支臂疲劳损伤评估，可以克服以往桨毂支臂仅以挥舞弯矩为特征载荷的疲劳损伤评估方法存在的对应时刻与地面疲劳试验选定的典型飞行状态挥舞弯矩/摆振弯矩比值不完全一致带来的偏差，提高直升机桨毂支臂疲劳耐久性设计和评定的准确性。

本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种直升机桨毂支臂疲劳损伤评估方法，其特征在于：包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤一中，从直升机地面接通电源时开始采集，着陆关闭电源时结束采集，挥舞弯矩和摆振弯矩时域数据采集开始时刻相同，采样率相同。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：步骤二中，耳片力计算转换结构几何参数为支臂/桨叶连接耳孔中心水平间距和支臂/桨叶连接耳孔中心垂直间距。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：步骤三中，上耳片力F1i计算过程如下：

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：步骤四中，采用雨流计数方法处理上耳片力F1和下耳片力F2时间历程曲线，参考支臂疲劳极限设置计数门槛，获得桨毂支臂上耳片力各级疲劳交变载荷S1j和载荷频数n1j，下耳片力各级疲劳交变载荷S2j和载荷频数n2j。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于：步骤五中，以耳片力表征的桨毂支臂疲劳极限S∞计算过程如下：

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于：步骤六中，上耳片疲劳寿命循环次数N1j和下耳片疲劳寿命循环次数N2j计算公式相同，公式如下：

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于：步骤七中，上耳片损伤和下耳片损伤计算过程相同，公式如下：

...

【技术特征摘要】

1.一种直升机桨毂支臂疲劳损伤评估方法，其特征在于：包括以下步骤：

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：步骤三中，上耳片力f1i计算过程如下：

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：步骤四中，采用雨...

【专利技术属性】
技术研发人员：晏峰，吴艳霞，曾玖海，潘春蛟，朱勇，张星光，罗毅，
申请(专利权)人：中国直升机设计研究所，
类型：发明
国别省市：

全部详细技术资料下载我是这个专利的主人