直升机疲劳评定技术的应用与发展

分析了直升机承受高周疲劳载荷的特点及其关键动部件的高周疲劳特性,阐述了直升机使用飞行谱、疲劳载荷谱的编谱思想及疲劳寿命的评定方法。     

直升机机体结构疲劳和损伤容限设计

为保证直升机结构安全可靠、经济、易维护,疲劳强度工作应贯穿整个设计研制和使用过程.在直升机研制过程中,结构疲劳强度工作分为结构细节设计的疲劳设计阶段,初步疲劳和损伤容限评估和最终疲劳和损伤容限评估,三个阶段.本文对各阶段疲劳工作的内容和方法,以及飞行谱的编制和飞行载荷谱的计算等疲劳关键问题进行了简略的评述.为我国直升机结构疲劳设计工作提供一些可供借鉴的思路.     

直升机关键件疲劳设计探讨

本文结合工程实例对直升机关键件疲劳设计和试验验证中的几个问题进行了探讨和分析。提出了几个观点:对承受高周疲劳载荷为主的直升机关键件,宜采用疲劳极限和疲劳寿命共同作为疲劳设计目标参数;疲劳寿命对疲劳极限、载荷谱相当敏感的T-、A-等破坏模式的疲劳设计应采用无限寿命设计方法;多疲劳源、多破坏模式复杂结构疲劳设计时须给予额外设计裕度;多疲劳源、多破坏模式复杂结构疲劳试验须充分利用试件同时考核多个危险部位,获得各危险部位准确的疲劳性能。     

直升机金属结构的全范围安全S-N曲线确定方法

本文介绍了直升机结构安全S-N曲线的确定方法.在常用的三参数S-N曲线公式Stromeyer方程的基础上,根据直升机载荷的特点,介绍了一种适合直升机疲劳评定的全范围S-N曲线公式,并提供一套根据中值S-N曲线获得安全S-N曲线的方法.     

直升机飞行实测载荷有效性分析技术

由于直升机以动部件为代表的特殊结构形式以及复杂的振动载荷环境,飞行实测载荷是疲劳设计和评定过程中的关键数据。本文结合某直升机实测载荷数据,介绍了实测载荷有效性分析的工作内容和方法,其中相关性分析和规律性分析等方法可进一步用于获取各结构的状态、重量、重心、高度疲劳载荷的分布规律和相互关系,使其应用到新型号设计中。为我国直升机疲劳设计载荷的获得提供一些可借鉴的思路。     

直升机尾桨轴疲劳试验技术研究

尾桨轴为直升机传动系统中的关键部件,疲劳破坏为其主要的失效模式。本文结合某直升机尾桨轴的疲劳试验,介绍了疲劳试验设计、试验实施方案设计的工作内容和方法。考虑试验的考核要求,对锥齿面啮合处约束边界进行工程简化,设计了防扭结构。将试验载荷分解到作动器上进行协调加载,实现旋转弯矩和剪力绕尾桨轴轴线的旋转,模拟了真实载荷的传递和分布。根据飞行谱和使用载荷确定低周疲劳载荷谱,并给出了既满足加载要求,又易于实现的加载方法。     

直8型机动部件疲劳定寿

直8型机动部部件结构形式特殊,关键部位众多,主要承受高频率、低幅值的高周振动疲劳载荷,属高周疲劳结构,是直升机疲劳定寿的主体,与定翼机的疲劳定寿有很大差别。本文全面叙述直8型机动部件定寿中采用的所有工程技术关键,重点介绍了全尺寸结构的S-N曲线确定方法和实测载荷谱的编制技术。     

直升机主桨毂支臂疲劳试验技术研究

支臂是直升机球柔性桨毂中的典型复杂动部件,疲劳破坏为主要的失效模式.结合某直升机支臂疲劳试验,介绍了试验方案设计、试验实施方案设计及试验数据分析等内容和方法.考虑支臂结构及载荷和组合试验的特点,疲劳试验载荷的比例以模拟载荷分布为原则、以打样设计载荷为手段确定,载荷大小根据试验件的疲劳能力、寿命考核要求、各破坏部位和模式匹配考核确定;试验采取整体试验和局部考核相结合的方法,设计了由支臂和模拟桨叶组成的双铰支梁式支臂整体疲劳试验实施模型;试验监测数据分析有力地保证了试验的有效性.     

用剩余疲劳损伤强度理论给直升机传动系统定寿的方法

根据直升机传动系统定寿工作的特点,提出了应用剩余疲劳损伤强度理论确定在未知载荷谱下工作的直升机传动系统零部件的可靠疲劳寿命的方法。     

直升机关键构件疲劳寿命监控中的核心技术

本文介绍了直升机结构疲劳寿命监控的技术和方法,指出了疲劳寿命监控的核心在于载荷谱的识别。并介绍了目前载荷谱监控的两种途径:直接载荷监控方法和飞行状态识别方法。最后根据我国实际情况,指出开展飞行状态识别研究,不适为一种适合我国情况行之有效的方法。     

基于实测载荷的直升机变距拉杆损伤计算方法研究

变距拉杆作为直升机操纵链系和传力路径上极其重要的关键组件,在飞行过程中受载严重,疲劳问题突出,从试飞安全的角度考虑,有必要对其飞行过程中的结构损伤情况进行监控。本文结合飞行实测得到的变距拉杆载荷,基于结构有限元计算结果,采用名义应力法对直升机不同飞行状态下的变距拉杆疲劳寿命和损伤情况进行计算,得到了较为准确的变距拉杆疲劳损伤计算结果,建立了一种直升机变距拉杆疲劳损伤计算方法,为试飞过程中该部件结构损伤监控提供了方案,同时对于直升机飞行过程中其他动部件的结构完整性监测也有借鉴意义。     

复合材料层合板疲劳逐渐累积损伤寿命预测方法

针对疲劳载荷作用下的纤维增强复合材料层合板, 发展了疲劳逐渐累积损伤寿命预测方法.该方法主要包括应力分析、失效分析及材料性能下降三部分.其中, 应力分析是通过三维有限元数值分析技术实现的;失效分析采用改进的Hashin静态失效准则判断疲劳损伤的产生和扩展;材料性能是基于突降和渐降两种准则进行退化的.所发展的方法可以预测不同铺层顺序、不同几何尺寸的复合材料层合结构在疲劳载荷下的损伤起始、扩展、直至结构最终破坏整个过程, 并预测其疲劳寿命.同时, 在ANSYS软件平台上, 开发了相应的参数化复合材料层板结构的疲劳逐渐损伤分析程序.与已有文献结果比较, 误差在10%以内.      

复合材料修补结构强度及寿命试验研究

为研究金属补片式复合材料修补结构的强度、疲劳性能及剩余强度性能,分析对比了单排及双排铆钉连接的金属补片式复合材料修补结构的破坏模式、静力破坏载荷、疲劳寿命及剩余强度,结果表明,双排铆钉连接的修补结构的强度、疲劳性能及剩余强度性能均优于单排铆钉连接的修补结构,研究结果可为铆钉连接的金属补片式复合材料修补结构强度及疲劳设计工作提供参考。     

直升机主桨毂复合材料星形件疲劳研究

直11型机主桨毂星形件是典型的复合材料层合板结构,在复杂的疲劳载荷环境下,有可能出现几种不同形式破坏模式,如:分层破坏和纤维断裂,忽略任何一种可能出现的破坏模式都将可能给飞行带来安全隐患。理想的试验是有限的试验件能得到所有的破坏模式的结果。本文较完整地总结和介绍了直11型机和“海豚”的复合材料星形件疲劳试验及试验结果,较详细地分析了各种破坏模式的形成机理和挥摆载荷比对破坏模式出现率的影响,认为疲劳试验载荷的挥摆载荷比不应仅仅根据实际飞行时载荷状况,主要应根据星形件结构性能来确定。     

结构振动疲劳的工程分析方法

介绍了结构振动疲劳的概念；引入了结构在周期振动载荷和随机振动载荷作用下的振动疲劳曲线；提出了振动疲劳的线性和式累积损伤关系式以及振动疲劳的破坏判据；从工程角度给出飞机结构在随机振动载荷作用下的寿命分析方法，即利用正弦共振S-N曲线进行随机分析的方法以及借用声疲劳分析技术计算随机振动疲劳的方法等。     

纤维增强复合材料涡轮轴结构疲劳寿命预测

研究了连续纤维增强复合材料低压涡轮轴结构在给定低循环载荷作用下的疲劳寿命估算方法.考虑连续纤维增强复合材料结构特性,研究了基于局部应力应变法的低周疲劳寿命预测方法,并对预测方法的有效性进行了验证.基于此方法,计算了某型航空发动机低压涡轮轴的最大应力、应变和疲劳寿命.结果表明:在0°~90°范围内,45°铺层角度的复合材料层疲劳寿命值最大;当金属厚度不变,外层金属和首层复合材料层的疲劳寿命随复合材料厚度增加而增大;当轴结构壁厚保持6mm不变,减小复合材料层的厚度,同时相应增大最内层或最外层金属包套的厚度,其结构疲劳寿命都随着复材层的厚度减小而减小;外层金属包套的寿命则远大于首层复合材料的疲劳寿命.      

直升机主桨毂支臂疲劳验证技术研究

主桨毂支臂是直升机复杂关键件承受复杂疲劳载荷的代表之一,疲劳破坏是主要的失效模式。回顾了主桨毂支臂疲劳验证的发展历程,研究了球柔性主桨毂支臂疲劳验证的试验方案设计、正确性检验设计和寿命评定。对球柔性主桨毂支臂进行载荷力系研究、疲劳载荷谱分析研究、低周疲劳试验载荷设计和高周疲劳试验载荷设计,形成低周、高周全尺寸疲劳试验相结合且动态调整的疲劳验证方案,有效验证支臂各疲劳危险部位。     

复合材料层压板疲劳特性的试验研究

1.引言 最初人们认为复合材料对疲劳载荷不敏感,因为它们在拉一拉载荷下对应干10~7次循环的疲劳强度与静强度十分接近,显示了极其优越的抗疲劳性能。但进一步的研究却发现,与一般的金属材料不同,复合材料对以压为主的疲劳载荷比较敏感,在这些载荷下的寿命明显地低于拉-拉疲劳载荷下的寿命。因此,复合材料的疲劳问题重新受到了注意,而且对它的研究也主要集中在压缩载荷的范围内。尽管已投入了大量的人力,但由于复合材料     

等寿命曲线在直升机动部件疲劳定寿中的应用

直升机动部件的疲劳定寿中,为考虑平均载荷的影响,不可避免地需要采用简化的近似等寿命曲线对疲劳特性和飞行载荷进行修正处理。为防止因修正处理不当而造成影响定寿结论和使用安全,本文对目前国内外常采用的修正方法进行了分析,并提出了工程应用中的处理原则和措施。     

ZPXJ-16在直X型机尾段结构疲劳试验中的应用

直升机尾段是整个机体最薄弱的环节,开展直升机尾段疲劳试验,可为直升机全机寿命评估提供试验依据,具有非常重要的意义。本文以某型号直升机尾段结构疲劳试验为例,介绍了多点协调加载系统ZPXJ-16在该试验中的应用,阐述了其加载方法、系统工作原理及系统标定方法等。