直升机疲劳载荷谱的编制方法研究

对高周疲劳环境下直升机疲劳载荷谱的编制方法进行了研究,采用某直升机尾桨叶飞行实测数据,对飞行实测到的１８３个飞行状态分别进行统计处理,假设检验及回归分析,确定了每个飞行状态的载荷分布类型及状态损伤,最后压缩归并成对尾桨叶造成损伤比较在的１８种飞行状态,编制了建立在统计基础上的尾桨叶实测疲劳载荷谱。文中还对载荷谱的高载截取和低载截除进行了分析讨论。提出了适合工程应用的高、低载截取（除）准则和编谱方法     

高周疲劳载荷环境下直升机动部件的损伤容限分析

以某型直升机为例，用飞行空测载荷数据编制的实测统计载荷谱，对直 升机高速旋转的尾桨叶的损伤容限进行分析研究。在中振动载荷环境中的动部件，低于安全疲劳极限（S∞p）的大量小幅值载荷虽对尾桨叶不造成疲劳损伤，但其载荷谱中不同低载截除条件对尾桨叶疲劳裂纹扩展寿命的影响较大。本文建立计算模型时还考虑了海洋腐蚀环境的影响，结合试验引进了腐蚀修正为系数（Fi），最后以67％S∞p的低载截除条件计算了尾桨叶的裂纹扩展寿命，并提出适合外场使用的尾桨叶安全检查周期及检查要求。     

直升机金属动部件的寿命管理

针对某型直升机动部件承受高频低幅振动载荷的特点,探讨安全寿命和损伤容限相结合的寿命控制方法。以直升机的金属主桨叶为例,采用飞行空测载荷数据编制的实测统计载荷谱,通过Miner线性累积损伤理论计算得到裂纹形成寿命与风险率的关系。同时考虑裂纹扩展寿命对降低风险率的贡献,通过断裂力学分析计算出应力强度因子、损伤容限临界裂纹尺寸,建立主桨叶损伤容限分析的工程计算模型,得到裂纹扩展寿命(检查周期)与风险率的关系。     

直升机飞行动作时间比例改变对动部件疲劳损伤影响分析

建立分析飞行动作时间比例改变对动部件疲劳损伤影响的数学分析模型,引入"疲劳损伤放大系数"的概念,通过计算只有一个飞行动作时间比例改变和只有一个飞行动作时间比例未改变得到的放大系数,可以定性和定量分析各种飞行动作时间比例改变对动部件疲劳损伤的影响程度.依据某型直升机的实测飞行谱和主、尾桨叶的疲劳载荷频数均值谱,运用所建立的模型进行分析.研究表明,对某犁直升机的关键动部件,所有的鸽种飞行动作中只有三种飞行动作造成的损伤在飞行动作时间比例变化0.1时疲劳损伤变化超过0.01,同时飞行动作的敏感性具有很大的部件依赖性,巡航平飞状态是最敏感的飞行动作.最后通过运输直升机改为反潜直升机的谱型变换实例(只有一个飞行动作未改变时),说明用文中得到的疲劳损伤放大系数进行不同谱型疲劳损伤计算的适用性.     

直升机旋翼电加热组件高频热载疲劳试验研究

为探索直升机旋翼桨叶电加热组件在直升机旋翼高频振动复合热载工况下的疲劳寿命、可靠性以及相应的测试方法,在设计完成的地面疲劳试验系统的基础上,研究制定合理的直升机旋翼桨叶工况模拟方案,选用共振法为疲劳试验方法,实现对电加热组件疲劳寿命的快速测试,同时探索模拟件表面应变与振动台加速度之间关系,为在不同动载荷条件下疲劳试验提供应变调节方案。     

复合材料层合板冲击后疲劳寿命试验研究与数值模拟

通过对复合材料典型层合板进行落锤冲击试验引入冲击损伤,并对冲击后的复合材料层合板进行不同载荷水平的压-压疲劳试验,得到了不同疲劳载荷作用下层合板损伤扩展规律及疲劳寿命。建立了冲击后层合板疲劳寿命有限元数值计算模型,对层合板进行冲击仿真,并利用有限元软件用户子程序编程,将冲击后计算所得损伤分布结果设置为层合板压—压疲劳寿命计算的起始状态,从而获得层合板在不同疲劳载荷水平下的损伤扩展结果及压—压疲劳寿命数值仿真结果。将试验与有限元数值计算疲劳寿命结果绘制了S-N曲线,通过对比验证了计算结果的准确性,形成一套复合材料层合板冲击后疲劳寿命预测数值计算模型。     

直升机复合材料桨叶疲劳定寿方法综述

旋翼桨叶是直升机最重要的部件之一,集升力面、拉力面和操纵面于一身,其疲劳定寿是工程研制中必须解决的重点问题。首先对直升机旋翼桨叶疲劳定寿做了简单介绍,然后针对目前直升机复合材料桨叶疲劳定寿的主要方法-损伤容限、缺陷容限在桨叶中的定寿流程、实际应用及需要重点考虑的问题进行详细论述,并且深入分析这两种方法在实际工程应用中面临的问题;其次,介绍了基于损伤思想的剩余强度、渐进损伤和考虑桨叶动特性的几种常见的疲劳评估方法,并给出这几种方法的应用实例;最后,基于作者对该学科发展趋势的认识,总结出几点目前直升机复合材料桨叶疲劳失效研究的想法和思路,供相关人员参考。     

某无人直升机桨毂高周疲劳寿命计算

桨毂是直升机的关键件,其寿命直接关系到直升机的寿命。基于ANSYS软件,计算某无人直升机桨毂在一次飞行任务中各组载荷下的应力水平,以Lagrange插值法拟合材料手册中S-N曲线,得到桨毂在每组应力水平下的疲劳寿命循环数,再根据Miner损伤累积理论,计算桨毂在该飞行任务时的可用小时数。将上述算法,编译生成可执行文件,实现桨毂寿命计算的自动化。     

复合材料涡轮轴低循环疲劳寿命预估方法研究

计算连续纤维增强金属基复合材料轴结构应力/应变响应,将仿真计算结果与国外试验数据对比分析,验证金属基复合材料轴结构响应计算方法的准确性。在此基础上,根据发动机涡轮轴真实工况载荷条件下,计算发动机在动载荷下的响应情况及危险位置,将动载荷与静载荷进行等效转换,并验证金属基复合材料轴结构在动载荷及静载荷作用下响应状态的一致性,从而基于静载荷条件工况下,进行疲劳寿命预测,并与国外试验数据对比分析,验证模型有效性。最终,以连续纤维增强金属基复合材料航空发动机涡轮轴为例,计算其在扭矩载荷及轴向力载荷作用下,铺层角度对轴结构响应及寿命的影响规律。     

某农用型无人直升机配重杆设计分析研究

伺服小翼对无人直升机桨叶周期操纵起到机械稳定性的作用,其设计的合不合理直接关系直升机的飞行安全。本文对伺服小翼受力情况进行分析,通过理论计算和有限元分析保证了其强度及固有频率满足要求。     

Modal characteristics and fatigue strength of compressor blades

High-cycle fatigue (HCF) has been identified as one of the primary causes of gas turbine engine failure. The modal characteristics and endurance strength of a 5 MW gas turbine engine blade developed by Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. in HCF fracture were verified through analysis and tests to determine the reliability of the compressor blade. A compressor blade design procedure that considers HCF life was performed in the following order: airfoil and blade profile design, modal analysis, stress distribution test, stress endurance limit test, and fatigue life verification. This study analyzed the Campbell diagram and estimated resonance risk on the basis of the natural frequency analysis and modal test of the compressor blade to guarantee safe and operational reliability. In addition, the maximum stress point of the compressor blade was determined through stress distribution analysis and test. The bonding point of the strain gage was determined by using fatigue test. Stress endurance limit test was performed based on the results of these tests. This research compared and verified the modal characteristics and endurance strengths of the compressor blades to prevent HCF fracture, which is among the major causes of gas turbine engine damage. A fatigue life design procedure of compressor blades was established. The 5 MW class gas turbine compressor blade is well designed in terms of resonance stability and fatigue endurance limit.     

某无人直升机陀螺减振器设计和试验研究

根据某无人直升机的飞行测量,获得其陀螺安装板的振动水平,对该陀螺减振器的频率和阻尼参数提出要求,设计了两种减振器,通过地面加速试验和试飞,优选设计方案。这种参数测定和试验选型的方法可为其他减振器设计提供借鉴。     

基于泊松随机过程的风力发电机叶片疲劳寿命估算

疲劳寿命决定了正常工况下工程结构服役期限的长度,对其进行准确预测对于零部件疲劳强度设计至关重要。由于机械零部件在工作期间经常会受到随机变幅载荷的作用,载荷间相互作用效应现象十分显著,导致单次循环载荷对材料所造成的疲劳损伤量发生变化,若忽略该效应会影响疲劳寿命估算的准确性。针对当前研究中的疲劳损伤累积法则无法考虑该效应的问题,提出一种将非齐次泊松随机过程函数与伴随损伤理论相结合来估算零部件疲劳寿命的方法,解决了由于载荷间相互作用效应所带来的载荷作用顺序的问题,并以随机加载试验为例验证了该方法的准确性。将其应用于风力发电机叶片的疲劳寿命估算过程中,结果表明该方法可靠、有效,为风力机叶片的疲劳可靠性设计提供了新的路径。     

随机振动载荷作用下航空液压管路疲劳寿命数值预估

液压管路作为飞机液压传动系统的重要组成部分,是飞机安全飞行的重要保障。由于飞机飞行环境的复杂性,随机振动载荷下的疲劳分析是飞机液压管路动力学设计的重要手段。选取大型客机C919左侧机翼的一段典型液压管路作为研究对象,应用ABAQUS有限元软件进行随机振动响应分析,获取随机振动载荷下的应力响应功率谱密度函数,对液压管路在随机振动载荷下的强度特性进行分析,结合S-N曲线对管路结构危险部位疲劳寿命进行预估,为航空液压管路的设计及优化提供了理论参考。     

小型无人直升机自转建模与控制策略研究

针对小型无人直升机动力失效后的自转着陆问题,建立了直升机自转飞行动力学模型。根据直升机自转飞行过程中的下降速度变化,将飞行过程分为加速下降、稳定下降和减速着陆 3 个阶段,设计了相应的控制策略。仿真结果表明,该模型具有较高的精度,实现了直升机自转飞行的安全着陆。研究成果对小型无人直升机自转飞行的研究具有一定的参考意义。     

Dynamic test and fatigue life evaluation of compressor blades

High-cycle fatigue (HCF) has been identified as one of the primary causes of gas turbine engine failure. To verify the reliability of the high cycle fatigue fracture of the 5 MW gas turbine engine blade being developed by Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd., dynamic tests were conducted using real size compressor rigs according to previous studies. The dynamic safety margin of the 5MW gas turbine engine blade was calculated on the basis of the ratio between the dynamic stress and endurance limit stress respectively determined through the compressor rig and fatigue tests. The HCF characteristics and the fatigue life stability of the DGT-5 compressor blades were verified through these processes. A fatigue life design procedure for the gas turbine compressor blade was established on the basis of the design, analysis, and test processes implemented in a previous study. In sum, the 5 MW class gas turbine compressor blades were found to be well designed in terms of resonance stability and fatigue life.     

Effect of stress ratio on fatigue life of GFRP composites for WT blade

Fatigue life of GFRP (glass-fiber reinforced plastic) composites used in wind turbine rotor blades has been evaluated considering the glass fiber orientations. Three different laminate composites with the respective laminating orientation of 0°, ±45°, and 0°±45° were prepared using vacuum infusion method. Tensile properties and S-N curves for these composites were experimentally determined at room temperature. From the tensile tests, it was found that tensile properties were greatly dependent upon the fiber orientation and the tensile strength of unidirectional composite was the largest and bidirectional (45°) composite was the weakest among three composites. The fatigue properties were determined under constant amplitude load control at different stress ratios, R, of 0.5, 0.1 and ?0.2. The properties also show the dependency of stress ratios and fiber orientation. The fatigue life diagrams of these three composite were relatively well presented with the double logarithmic S-N curve. The linear slopes of the respective S-N curves for three composite were not greatly different. The fatigue limits for the composites were evaluated and predicted with linear Goodman and Gerber diagrams.     

复合材料桨叶蒙皮层间裂纹的应力强度因子求解方法研究

蒙皮分层是复合材料桨叶疲劳破坏的主要形式.文中以应力强度因子为蒙皮分层扩展参数,应用准三维方法及复合材料桨叶结构模型,推导带预扭角的直升机桨叶蒙皮的三维应力-应变关系;同时依据各向异性体界面断裂力学,分析蒙皮存在初始裂纹时裂尖的振荡性,并采用相互积分法给出应力强度因子的求解方法,最后通过数值算例论证文中的方法是可行的.