考虑折叠和系留过载的直升机桨叶销疲劳寿命评估方法与流程

本发明属于结构强度设计，特别涉及一种考虑折叠和系留过载的直升机桨叶销疲劳寿命评估方法。

背景技术：

1、直升机的使用发展提出了折叠和系留过载的任务需求，桨叶销作为直升机旋翼系统的关键部件，评估折叠和系留过载对桨叶销疲劳寿命的影响，对直升机的飞行安全十分重要。对于直升机桨叶销，目前常考虑无微动磨蚀和有微动磨蚀的工作模式，采用安全疲劳设计方法进行寿命评估，尚无成熟的技术分析折叠和系留过载过程对桨叶销疲劳寿命的影响，需要进一步研究。

技术实现思路

1、发明目的：本发明考虑桨叶折叠中桨叶自重、陆地风载和人工操作的影响，提出了桨叶销最大挤压载荷及最大局部应力的分析方法；考虑系留过程中最大垂向过载和夹持端桨叶下拉力的影响，提出桨叶销最大挤压载荷及最大局部应力的分析方法。在此基础上，考虑无微动磨蚀和有微动磨蚀的影响，提出直升机桨叶销疲劳损伤和疲劳寿命的评估方法，为折叠和系留过载下直升机旋翼关键部件设计提供帮助。

2、技术方案

3、一种考虑折叠和系留过载的直升机桨叶销疲劳寿命评估方法，步骤如下：

4、步骤一：评估桨叶折叠状态下的桨叶销载荷及疲劳损伤；

5、步骤二：评估系留过载下桨叶销载荷及疲劳损伤；

6、步骤三：评估折叠状态叠加系留过载下的桨叶销疲劳寿命。

7、进一步，步骤一中，过程如下：

8、根据桨叶销承受桨叶自重、陆地风载和人工操作引起的最危险弯矩，计算桨叶销最大挤压载荷f1；

9、根据剪切和弯曲变形，计算桨叶销承受的最大局部应力σmax1；

10、采用等寿命模型对最大局部应力σmax1进行修正，得桨叶销低周等效动应力；

11、根据桨叶销的低周等效动应力σaeq1，采用疲劳性能stromyer模型，结合桨叶销的材料性能参数，计算折叠中桨叶销的无微动磨蚀的低周寿命循环数n1-，以及有微动磨蚀的低周寿命循环数n1+；

12、基于miner累积损伤理论，计算在无微动磨蚀模式下，桨叶折叠中桨叶销每飞行小时所造成的疲劳损伤d1-和有微动磨蚀模式下，桨叶折叠中桨叶销每飞行小时所造成的疲劳损伤d1+。

13、进一步，步骤二中，过程如下：

14、系留时，直升机旋翼桨叶两端约束，一端通过桨叶销固定在对接面上，另一端夹持在工装夹具上，

15、根据系留过程中最大的垂向过载载荷fg和夹持端限制桨叶下拉所产生的拉力f0，计算桨叶对接面处承受的约束弯矩my′；

16、由于直升机空运中各片桨叶的夹持方式不同，因此分别计算每片桨叶各自对接面处承受的约束弯矩并得到其中的最大约束弯矩my′,max；

17、根据最大约束弯矩my′,max计算桨叶销承受的最大挤压载荷f2；

18、考虑剪切和弯曲变形，计算系留过载中桨叶销承受的最大局部应力σmax2；

19、计算系留过载下桨叶销的无微动磨蚀的低周寿命循环数n2-，以及有微动磨蚀的低周寿命循环数n2+；

20、计算无微动磨蚀模式下系留过载中桨叶销每飞行小时所造成的疲劳损伤d2和有微动磨蚀模式下，桨叶系留过载中桨叶销每飞行小时所造成的疲劳损伤d2+。

21、进一步，步骤三中，过程如下：

22、基于miner累积损伤理论，在无微动磨蚀模式下，计算考虑折叠和系留过载的直升机桨叶销疲劳寿命t-；

23、基于miner累积损伤理论，在有微动磨蚀模式下，计算考虑折叠和系留过载的直升机桨叶销疲劳寿命t+；

24、考虑折叠和系留过载的直升机桨叶销疲劳寿命为t-和t+中的最小值。

25、进一步，桨叶销最大挤压载荷f1公式如下：

26、

27、式中，m为桨叶质量；g＝9.8m/s2；my,wind为陆地风载引起的桨叶销处的挥舞弯矩，根据试验测试结果确定；fmanual为人工操纵载荷，一般取100n；l为桨叶尖端距桨根距离，l1为桨叶重心距桨根距离；h为上下耳片距离；

28、桨叶销承受的最大局部应力σmax1公式如下：

29、

30、式中，d和d分别为桨叶销外径和内径；

31、桨叶销低周等效动应力公式如下：

32、

33、式中，r0.2为材料的屈服强度；

34、无微动磨蚀模式下，桨叶折叠中桨叶销每飞行小时所造成的疲劳损伤d1-公式如下：

35、

36、有微动磨蚀模式下，桨叶折叠中桨叶销每飞行小时所造成的疲劳损伤d1+公式如下：

37、

38、tflight为旋翼桨叶销的使用寿命，单位为飞行小时，n1为在使用寿命期间可进行桨叶折叠的次数。

39、进一步，叶对接面处承受的约束弯矩my′公式如下：

40、

41、l2为桨叶重心距空运中桨叶尖端夹持工装的距离；

42、桨叶销承受的最大挤压载荷f2公式如下：

43、

44、系留过载中桨叶销承受的最大局部应力σmax2公式如下：

45、

46、无微动磨蚀模式下系留过载中桨叶销每飞行小时所造成的疲劳损伤d2-公式如下：

47、

48、有微动磨蚀模式下系留过载中桨叶销每飞行小时所造成的疲劳损伤d2+公式如下：

49、

50、进一步，在无微动磨蚀模式下，考虑折叠和系留过载的直升机桨叶销疲劳寿命t-公式如下：

51、

52、在有微动磨蚀模式下，考虑折叠和系留过载的直升机桨叶销疲劳寿命t+公式如下：

53、

54、综上所述，本发明的有益效果如下：

55、考虑桨叶折叠中桨叶自重、陆地风载和人工操作的影响，提出桨叶销最大挤压载荷及最大局部应力的分析方法。考虑系留过程中最大垂向过载和夹持端桨叶下拉力的影响，提出桨叶销最大挤压载荷及最大局部应力的分析方法。考虑无微动磨蚀和有微动磨蚀的影响，提出直升机桨叶销疲劳损伤和疲劳寿命的评估方法，为折叠和系留过载下直升机旋翼关键部件设计提供帮助。

56、1)考虑桨叶折叠中桨叶自重、陆地风载和人工操作的影响，提出桨叶销承受最大挤压载荷f1表示方法，给出桨叶折叠中桨叶销承受的最大局部应力σmax1分析方法。

57、2)考虑系留过程中最大垂向过载和夹持端桨叶下拉力的影响，提出桨叶销承受最大挤压载荷f2表示方法，给出系留过载中桨叶销承受的最大局部应力σmax2分析方法。

58、3)采用等寿命模型进行载荷修正，根据疲劳性能stromyer模型和miner累积损伤理论，提出了在无微动磨蚀和有微动磨蚀下考虑折叠及系留过载的直升机桨叶销疲劳损伤和寿命的评估方法，为折叠和系留过载下直升机旋翼关键部件设计提供帮助。

技术特征：

1.一种考虑折叠和系留过载的直升机桨叶销疲劳寿命评估方法，其特征在于：步骤如下：

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤一中，过程如下：

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：步骤二中，过程如下：

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：步骤三中，过程如下：

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于：

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于：

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于：在有微动磨蚀模式下，考虑折叠和系留过载的直升机桨叶销疲劳寿命t+公式如下：

技术总结本发明属于结构强度设计技术领域，公开了一种考虑折叠和系留过载的直升机桨叶销疲劳寿命评估方法，步骤如下：步骤一：评估桨叶折叠状态下的桨叶销载荷及疲劳损伤；步骤二：评估系留过载下桨叶销载荷及疲劳损伤；步骤三：评估折叠状态叠加系留过载下的桨叶销疲劳寿命。技术研发人员：程雄,朱敏峰,郑润昊,穆军武,刘牧东受保护的技术使用者：中国直升机设计研究所技术研发日：技术公布日：2025/1/6