一种复合材料桨叶疲劳寿命的半解析计算方法技术

本发明专利技术属于飞机结构疲劳可靠性技术领域，特别涉及一种复合材料桨叶疲劳寿命的半解析计算方法。具体包括如下步骤：定义复合材料桨叶结构的坐标系及几何外形；复合材料桨叶结构的离散；计算复合材料桨叶结构的各离散点的剖面应力；根据疲劳累积损伤理论计算桨叶疲劳寿命。利用本发明专利技术的方法，能够通过桨叶结构的参数直接得到复合材料桨叶结构的疲劳寿命，且能够保证足够的计算精度，能够满足桨叶疲劳设计的快速迭代需求，实现步骤相对简单，容易操作，具有较高的计算精度和较好实际应用价值。具有较高的计算精度和较好实际应用价值。具有较高的计算精度和较好实际应用价值。

【技术实现步骤摘要】
一种复合材料桨叶疲劳寿命的半解析计算方法


[0001]本专利技术属于飞机结构疲劳可靠性领域，特别涉及一种复合材料桨叶疲劳寿命的半解析计算方法。

技术介绍

[0002]旋翼系统是直升机的核心系统，也是直升机区别于固定翼飞机的重要特征，而桨叶又是旋翼系统中的关键结构件。桨叶通过旋转能够为直升机提供气动升力，使得直升机能够垂直起降，从而极大地扩展了直升机的使用场景。桨叶结构所处的工作环境复杂且恶劣，桨叶旋转过程中承受高频次低幅值的疲劳载荷，因此，桨叶结构的高周疲劳问题极为突出。
[0003]为了解决桨叶的高周疲劳问题，增加直升机桨叶的服役时间，现代直升机桨叶结构在设计过程中大量使用疲劳性能较好的复合材料。因而，复合材料桨叶的疲劳设计问题也是现代直升机桨叶结构设计中的突出难点之一，尤其是在桨叶结构设计的初期，需要有一种疲劳寿命计算方法能够满足结构在迭代设计过程中快速迭代计算的需要，且能够保证一定的计算精度。由于复合材料桨叶结构的复杂性，目前采用有限元方法建模分析并得到疲劳寿命结果周期很长，且每次桨叶结构调整迭代都需要重新进行有限元建模，远远不能满足复合材料疲劳设计迭代的要求。
[0004]为此，针对复合材料桨叶的疲劳设计问题，本专利技术提出了一种复合材料桨叶疲劳寿命的半解析计算方法，依据复合材料桨叶的载荷及结构特征，将其等效为欧拉
‑
伯努利悬臂梁模型，通过离散化复合材料桨叶结构，得到复合材料桨叶疲劳寿命的半解析计算方法，该计算方法的寿命分析结果表达式直接与桨叶结构的关键设计参数有关，利用该方法，能够通过桨叶结构的参数直接得到复合材料桨叶结构的疲劳寿命，且能够保证足够的计算精度，能够满足桨叶疲劳设计的快速迭代需求。本专利技术专利提出的方法已经成功应用到多个型号的直升机复合材料桨叶的疲劳强度设计中，具备很高的工程应用价值。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的：本专利技术的目的是提供一种直升机复合材料桨叶结构的疲劳寿命分析方法，对于复合材料桨叶结构的疲劳强度设计及疲劳寿命寿命评定具有重要价值。
[0006]本专利技术的技术方案：一种复合材料桨叶疲劳寿命的半解析计算方法，该方法具体步骤如下：
[0007]步骤一、定义复合材料桨叶结构的坐标系及几何外形
[0008]复合材料桨叶的坐标系包括桨叶坐标系和截面坐标系，桨叶坐标系用于定义整个桨叶的尺寸和外形，以桨叶销中心处为坐标原点，沿翼展方向为X轴正方向，Z轴正方向为俯视逆时针旋转方向，Y轴方向根据右手定则得到；截面坐标系可以方便地定义桨叶翼型轮廓，翼型前缘中点为坐标原点，从翼型前缘沿弦线方向为截面坐标系y轴正向，垂直于y轴指向翼型上翼面的方向为截面坐标系的z轴；根据桨叶的坐标定义，桨叶的翼型所在截面坐标
系相对于桨叶坐标系存在一预扭角定义为θ；
[0009]步骤二、复合材料桨叶结构的离散
[0010]首先根据复合材料桨叶的内力分布和桨叶结构特性选定需要计算的危险剖面，然后针对选定的剖面将桨叶结构的各个子部件，包括蒙皮、大梁带、小梁、后缘条离散成孤立的点并给定相应的坐标；根据步骤一中复合材料桨叶结构的坐标系定义方法，可以得到桨叶坐标系与截面坐标系的坐标转换公式为：
[0011]y
i
＝(Y
i
‑
d
y
)cosθ+(Z
i
‑
d
Z
)sinθ
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)
[0012]z
i
＝(Z
i
‑
d
z
)cosθ
‑
(Y
i
‑
d
y
)sinθ
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0013]式(1)和式(2)中，y
i
和z
i
为沿翼展方向第i个剖面在截面坐标系下的坐标，Y
i
和Z
i
为沿翼展方向第i个剖面在桨叶坐标系下的坐标，θ为桨叶的预扭角，d
y
和d
z
为第i个剖面桨叶坐标系的原点与剖面坐标系的形心之间在Y轴和Z轴下的距离；
[0014]步骤三、计算复合材料桨叶结构的各离散点的剖面应力
[0015]复合材料桨叶结构包括蒙皮2、大梁1、小梁5、泡沫3及后缘条4，其中泡沫仅仅起到维形作用，所承担的载荷可以忽略不计，其它子部件作为复合材料桨叶的主承力结构；根据复合材料经典层合板理论，用于桨叶结构的复合材料遵循的应力
‑
应变关系为：
[0016][0017]式中及材料的偏轴刚度，σ
x
、σ
y
和τ
xy
分别为复合材料的纵向正应力、横向正应力及面内剪应力，ε
x
、ε
y
和γ
xy
分别为复合材料的纵向正应变、横向正应变和面内剪切应变；
[0018]直升机旋翼系统中的桨叶结构通过桨叶销与桨毂连接，因此复合材料桨叶结构的边界条件可简化为悬臂梁结构；工程中的复合材料桨叶结构，其翼型剖面弦长一般远远小于翼展长度，因而桨叶结构可当作细长梁；与此同时，直升机飞行过程中桨叶的扭矩很小且桨叶本身的扭转刚度往往较大，故可以忽略复合材料桨叶结构翘曲和横向剪应变的影响；根据上述外载形式及桨叶结构特点，可将桨叶的力学模型简化为欧拉
‑
伯努利工程梁模型：
[0019]ε
y
＝0
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(4)
[0020]γ
xy
＝0
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)
[0021]将式(4)和式(5)代入式(3)，得到
[0022][0023]σ
x
指正应力，指偏轴刚度，ε
x
为正应变；其中偏轴刚度的计算公式如下：
[0024][0025]式(7)中E1、E2和G
12
分别为复合材料的纵向拉伸模量、横向拉伸模量和剪切模量，v
12
和v
21
为复合材料的泊松比，上述材料力学性能均可通过试验测试得到，β为复合材料的
铺层角度；
[0026]对于复合材料桨叶结构，其在工作过程对桨叶造成主要疲劳损伤的载荷为离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩，如图2所示，复合材料桨叶截面的应力与主要外载荷的关系可表示为：
[0027][0028][0029][0030]式(8)
‑
式(10)中，F
i,c
、M
i,y
和M
i,z
分别为截面坐标系下第i个剖面的离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩，和分别为第i 个剖面的离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩沿翼展方向产生的正应力，S为载荷作用的面积；...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种复合材料桨叶疲劳寿命的半解析计算方法，其特征在于，具体包括步骤如下：步骤一、定义复合材料桨叶结构的坐标系及几何外形；采用桨叶坐标系定义整个桨叶的尺寸和外形，采用截面坐标系定义桨叶翼型轮廓；步骤二、复合材料桨叶结构的离散；首先根据复合材料桨叶的内力分布和桨叶结构特性选定需要计算的危险剖面，然后针对选定的剖面将桨叶结构的各个子部件离散成孤立的离散点，并给定离散点在所述桨叶坐标系下相应的坐标；步骤三、计算复合材料桨叶结构的各离散点的剖面应力；通过将复合材料桨叶的力学模型简化为欧拉
‑
伯努利工程梁模型，分别计算在的动载荷下的，每一个离散点产生的离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩，进一疲劳损伤的静载荷和疲劳损伤步将离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩叠加得到每一个离散点的静应力和动应力；步骤四、根据疲劳累积损伤理论计算桨叶疲劳寿命；首先将静应力和动应力进行古德曼修正，将疲劳应力修正到指定的动静比下；然后根据疲劳累积损伤理论计算公式，在指定的疲劳载荷作用次数下，计算得到每一个离散点的疲劳寿命；最后取各离散点的疲劳寿命中的最小值作为桨叶疲劳寿命。2.根据权利要求1所述的一种复合材料桨叶疲劳寿命的半解析计算方法，其特征在于，所述步骤一中，采用桨叶坐标系定义整个桨叶的尺寸和外形，是指以桨叶销中心处为坐标原点，沿翼展方向为X轴正方向，Z轴正方向为俯视逆时针旋转方向，Y轴方向根据右手定则得到；采用截面坐标系定义桨叶翼型轮廓，是以翼型前缘中点为坐标原点，从翼型前缘沿弦线方向为截面坐标系y轴正向，垂直于y轴指向翼型上翼面的方向为截面坐标系的z轴，根据桨叶的坐标定义，桨叶的翼型所在截面坐标系相对于桨叶坐标系存在一预扭角，定义为θ。3.根据权利要求2所述的一种复合材料桨叶疲劳寿命的半解析计算方法，其特征在于，所述步骤二中，所述离散点在所述桨叶坐标系下相应的坐标是根据所述步骤一中得到的截面坐标系与桨叶坐标系转换得到的，复合材料桨叶结构的坐标系定义方法，可以得到桨叶坐标系与截面坐标系的坐标转换公式为：y
i
＝(Y
i
‑
d
y
)cosθ+(Z
i
‑
d
Z
)sinθ
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)z
i
＝(Z
i
‑
d
z
)cosθ
‑
(Y
i
‑
d
y
)sinθ
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)式(1)和式(2)中，y
i
和z
i
为沿翼展方向第i个剖面在截面坐标系下的坐标，Y
i
和Z
i
为沿翼展方向第i个剖面在桨叶坐标系下的坐标，θ为桨叶的预扭角，d
y
和d
z
为第i个剖面桨叶坐标系的原点与剖面坐标系的形心之间在Y轴和Z轴下的距离。4.根据权利要求3所述的一种复合材料桨叶疲劳寿命的半解析计算方法，其特征在于，所述步骤三中，将复合材料桨叶的力学模型简化为欧拉
‑
伯努利工程梁模型，正应力计算公式可简化为：σ
x
指正应力，指偏轴刚度，ε
x
为正应变；根据以下公式(7)计算偏轴刚度：
式(7)中E1、E2和G
12
分别为复合材料的纵向拉伸模量、横向拉伸模量和剪切模量，v
12
和v
21
为复合材料的泊松比，以上材料力学性能参数均可通过材料力学性能试验测试得到，β为复合材料桨叶的复合材料铺层角度；对于复合材料桨叶结构，其在工作过程中，桨叶疲劳损伤的载荷包括离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩，其计算公式分别为：和摆振弯矩，其计算公式分别为：和摆振弯矩，其计算公式分别为：式(8)
‑
式(10)中，F
i,c
、M
i,y
和M
i，z
分别为截面坐标系下第i个剖面的离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩，和分别为第i个剖面的离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩沿翼展方向产生的正应力，S为载荷作用的面积；由受力分析可知，复合材料桨叶截面的正应力由离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩产生的正应力叠加而成，即式(11)中σ
ix
为沿翼展方向第i个剖面的正应力；由式(8)
‑
式(11)并结合式(6)可得到每个离散点的正应力计算公式：式(12)中，σ<...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴堂珍，付裕，汪振兴，陶宪斌，杨昌，曾玖海，
申请(专利权)人：中国直升机设计研究所，
类型：发明
国别省市：