直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法
来源:用户上传
作者:
摘 要：在结构件疲劳特性试验设计中，试验载荷的大小对试验的成败有着极大的影响。文章介绍了两种计算直升机结构件疲劳特性试验载荷的方法，比较了两种方法的优点和缺点，为直升机结构件疲劳特性试验载荷的计算提供了参考。
关键词：直升机;结构件;疲劳试验载荷;计算方法
1 结构件的疲劳试验
结构件的疲劳试验包含两个方面的内容：一是为确定结构疲劳特性的疲劳特性试验;二是为确定结构疲劳寿命的疲劳寿命试验。所有经受高周疲劳载荷的部件，其疲劳特性原则上都应通过疲劳特性试验获得。在直升机结构件中承受高周疲劳载荷的部件较多[1]，因此，采取疲劳特性试验的部件也较多。在结构件疲劳特性试验设计中，首先，要确定部件的特征载荷，然后再确定该载荷的大小。而试验载荷的大小对试验的成败有着极大的影响。试验载荷过大会使试验件静强度破坏，无法得到试件的疲劳特性;而试验载荷过小则无法使试验件破坏，无法考核出试件的疲劳危险部位，也同样无法得到试件的疲劳特性。
2 载荷确定原则
全尺寸结构疲劳特性试验的试验载荷与其实际承受的载荷无确定关系，载荷确定依据下述原则进行。
2.1 平均载荷
在必要且试验条件允许时，平均载荷（或应力）应取使用中最具有代表性的、或偏保守的平均载荷值。
2.2 交变载荷
交变载荷（或应力）的值应尽可能使结构在（0.5～1）×106次循环失效。
3 载荷确定方法
在实际的疲劳特性试验中要确定一个交变载荷值使结构准确地在（0.5～1）×106次循环失效是非常困难的，这与影响结构疲劳强度的因素众多有关。影响结构疲劳强度的主要因素包括应力集中、尺寸大小、表面情况、微动磨蚀、载荷类型等。这些因素的任何一项都对试验的交变载荷值的确定有较大影响，进而对试验结果也产生重大影响。
现阶段，直升机结构件疲劳特性试验的交变载荷值的计算方法有两种：材料性能计算法和载荷谱计算法。
材料性能计算法，顾名思义就是根据材料的疲劳性能推算出结构的疲劳性能，再根据推算出的结构疲劳性能来估算所需的疲劳试验载荷，使结构在（0.5～1）×106次循环失效。金属材料结构的疲劳极限S∞可采用光滑试件对称循环的材料疲劳极限σ-1确定，但必须考虑应力集中、尺寸、表面情况、微动磨蚀、载荷类型等主要影响因素。计算公式如下：
S∞=kf×ε×β1×β2×γ×δ×f×σ-1 （1）
式中：S∞—結构的疲劳极限，MPa;σ-1—材料的对称循环疲劳极限，MPa;kf—有效应力集中系数，若采用了相同应力集中系数的试验数据，则不需再考虑该系数;ε—尺寸系数;β1—表面粗糙度影响系数;β2—表面强化系数，采用该系数时，不需再考虑表面粗糙度影响系数β1;γ—微动磨蚀系数，采用该系数后，不需再考虑有效应力集中系数kf;δ—载荷类型系数，若采用了相同载荷类型的数据，则不需再考虑该系数;f—其他影响系数，如焊接、铸造等其他工艺影响系数，以及湿热、老化、腐蚀等环境影响系数，必要时采用。
在缺乏具体材料的疲劳极限数据时，可以采用下述经验公式计算材料的对称循环疲劳极限：
结构钢：拉压 σ-1=0.23 （σs+σb） （2）
弯曲 σ-1=0.27 （σs+σb） （3）
扭转 τ-1=0.15 （σs+σb） （4）
青铜：σ-1=0.21σb （5）
铝合金：σ-1=（+75） （6）
得到了结构的疲劳极限S∞后，可以采用下列公式（7）和（8）计算出所需的疲劳试验载荷。
（7）
（8）
式中：Sa—交变载荷; S∞—结构的疲劳极限（对应金属材料结构的N→∞，复合材料结构的N=109）;N—疲劳寿命，106循环次数;A，α—疲劳曲线形状参数。
一般情况下，对金属材料结构采用式（7），对复合材料结构采用式（8）。
载荷谱计算法是根据设计载荷谱得出设计目标寿命所需的结构疲劳极限，再根据此疲劳极限推算出所需的疲劳试验载荷[2]。根据设计载荷谱可以采用下列公式计算出设计目标寿命所需的结构疲劳极限。
（9）
（10）
（11） （12）
式中：
fs—飞行载荷系数。
fdi—各飞行状态损伤系数。
S'mi—载荷谱中第i飞行状态的平均载荷。
S'aij—载荷谱中第i飞行状态的第j级交变载荷。
Saij—第i飞行状态的第j级交变载荷修正值。
Sb—破坏剖面的静强度极限载荷。
Nij—第i飞行状态的第j级交变载荷修正值对应的疲劳寿命。
Sm—安全疲劳极限对应的平均载荷。
nij—载荷谱中第i飞行状态、第j级交变载荷的频数，106次。
Dh—损伤，1/h。
Lg—安全寿命，Fh。
Pr—载荷谱累计百分比，%。
n—飞行状态数。
m—各飞行状态损伤载荷级数。
得到了设计目标寿命所需的结构疲劳极限后，可以采用公式（7）和（8）计算出所需的疲劳试验载荷。
4 两种方法比较分析
材料性能计算法有点很明显，首先，计算比较简单，通过查找材料的性能参数能很快得出计算结果;其次，材料的疲劳性能一般已经通过材料的疲劳试验加以验证了，以此为基础来计算结构的疲劳极限可靠度相对较高。但是，由于材料的疲劳试验一般都是用单一载荷类型加载，而且也不可能做出所有可能的结构形状参数的疲劳极限，因此，对于那些复杂几何形状、复杂约束和承受复杂载荷的结构件，很难用材料的疲劳极限来计算结构的疲劳极限[3]。在这种情况下，采用此方法计算出的疲劳试验载荷，往往会因某些影响系数的选取偏差而导致不理想的试验结果。
载荷谱计算法主要考虑的是结构件所承受的疲劳载荷，并不十分关心结构件的材料性能。对于那些复杂的结构件，由于它们所承受的疲劳载荷往往是比较明确的。因此，采用载荷谱计算法更容易计算出所需的疲劳试验载荷，而且也更容易检验出结构件的疲劳性能与设计目标性能的差距。但是，载荷谱计算法对设计载荷谱的准确性要求较高，同时，对结构件设计的合理性也有较高要求，因此，它所计算出的疲劳试验载荷有着更多的不确定性，同时，它的计算也相对较复杂些。
5 工程实例分析
某型直升机的尾桨小拉杆疲劳试验根据小拉杆的结构简单、载荷单一，故采用材料性能计算法确定其试验载荷。由细节应力分析可知小拉杆的关节轴承耳片为疲劳危险部位，根据结构的截面参数和材料的疲劳极限，考虑应力集中和微动磨蚀的影響，计算出50万次循环所对应的试验为（5 000±13 200）N。试验结果为小拉杆的关节轴承耳片在34.8万次循环破坏，考虑到分散系数，试验结果表明所确定的试验载荷比较准确。
该型直升机的尾桨毂中央件由于其结构和受载都很复杂，因此，采用载荷谱计算法确定其疲劳试验载荷。采用其疲劳试验中特征载荷所对应的计算载荷谱，结合各阶段的目标寿命，计算出对应各阶段目标寿命的试验载荷。目前，已完成了3 000飞行小时目标寿命的疲劳试验。从试验过程及试验结果看，采用这种逐步接近目标寿命的疲劳试验方法，能够有效地降低试验失败的风险，也相对较容易控制试验的进度，对全新研制的结构件的疲劳试验有比较好的效果。
6 结语
材料性能计算法和载荷谱计算法有着各自的优缺点，在实际工程中要根据结构件的特点进行选取使用。对于那些结构比较简单、载荷单一的结构件，如操纵系统的一些部件，建议采用材料性能计算法;对于那些结构比较复杂、载荷形式也比较复杂的结构件，如旋翼系统的一些部件，建议采用载荷谱计算法。而对于特别复杂的机构件，将两种方法结合起来使用效果可能会更好。
[参考文献]
[1]蒋新桐.飞机设计手册第19分册：直升机设计[M].北京：航空工业出版社，2005.
[2]高镇同.疲劳性能试验设计和数据处理[M].北京：北京航空航天大学出版社，1999.
[3]吴富民.结构疲劳强度[M].西安：西北工业大学出版社，1985.
Fatigue property test load calculation method of helicopter component
Zhang Xingguang， ZhangWei
（China Helicopter Research and Development Institute， Jingdezhen 333001， China）
Abstract：The test loads have very important influence on the success or failure of fatigue property test design. Two fatigue property test load calculation methods of helicopter components are introduced in this paper. It compares the merit and demerit of the two methods and provides reference for the fatigue property test load calculation.
Key words：helicopter; components; fatigue property test load; calculation method
转载注明来源:https://www.xzbu.com/8/view-15005249.htm
