一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法技术

本发明专利技术涉及直升机传动系统结构安全领域，具体公开了一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法，包括建立尾传动轴被子弹侵彻后的仿真模型；制备非标准试验试样；利用非标准断裂韧度测试方法获取非标准试验试样的断裂韧度，以非标准疲劳裂纹扩展试验方法以获得尾传动轴的疲劳裂纹扩展材料常数，从而建立疲劳裂纹扩展速率da/dN公式；最后对尾传动轴弹击后的疲劳裂纹扩展寿命进行预测。本发明专利技术避免了无法从构件中截取出符合国家疲劳裂纹扩展测试和断裂韧性测试标准的试件，导致其断裂韧性和疲劳裂纹扩展常数难以得到测量的缺陷。疲劳裂纹扩展常数难以得到测量的缺陷。疲劳裂纹扩展常数难以得到测量的缺陷。

【技术实现步骤摘要】
一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法


[0001]本专利技术涉及直升机传动系统结构安全领域，具体涉及一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法。

技术介绍

[0002]直升机在作战过程中，其尾传动轴存在被子弹击中的可能性，若尾传动轴被击中则会造成尾传动轴发生破坏失效，引起直升机坠落以及相关人员伤亡。因此，需要对尾传动轴进行损伤容限分析，保证尾传动轴被子弹击中后仍拥有足够的疲劳寿命，具备足够的时间供直升机降落。
[0003]损伤容限分析需要获取尾传动轴的疲劳裂纹扩展常数以确定其在给定载荷工况下的裂纹扩展速率，同时也需要获取其断裂韧度以确定临界裂纹尺寸。但是，区别于航空发动机的涡轮盘、叶片等构件，直升机尾传动轴是一种薄管试件，并且最终需要通过膨胀挤压工艺强化后才能服役，其材料力学特性相比于原材料具有较大的差异。因此，无法从构件中截取出符合国家疲劳裂纹扩展测试和断裂韧性测试标准的试件，导致其断裂韧性和疲劳裂纹扩展常数难以得到测量，从而造成难以对直升机尾轴的损伤容限进行分析。
[0004]因此需要提供一种新的直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法，来适应直升机尾传动轴的特殊性。

技术实现思路

[0005]为了解决上述存在的技术问题，本专利技术提供了一种针对直升机尾传动轴抗弹击损伤容限新的分析方法，该方法采用了直升机尾传动轴非标准试验试样、相应的非标准断裂韧性测试方法、非标准疲劳裂纹扩展速率测试方法，避免了尾传动轴因不符合国家疲劳裂纹扩展测试和断裂韧性测试试件标准而难以进行损伤容限分析的缺陷，其具体技术方案如下。
[0006]一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法，包括：
[0007]建立尾传动轴被子弹侵彻后的仿真模型；仿真模型包括由子弹造成的孔洞缺陷，以及位于孔洞缺陷周围被撕开的裂纹；
[0008]根据尾传动轴的仿真模型，从实际尾传动轴管上截取部分制备成外表尺寸与标准CT试件尺寸一致的非标准试验试样；
[0009]测试非标准试验试样的断裂韧度K
C
；
[0010]获取疲劳裂纹扩展速率da/dN公式；
[0011]获取尾传动轴弹击后的疲劳裂纹扩展寿命；
[0012]所述测试非标准试验试样的断裂韧度包括：
[0013]建立应力强度因子K的表达式：
[0014]K＝(F/BW
1/2
)
×
f(a/W)；
[0015]其中：
[0016][0017]F为加载力，B为试样厚度，W为试样标距段长度，a为裂纹长度；通过对不同裂纹长度下的断裂分析结果拟合获得参数k0，k1，k2，k3和k4；
[0018]对非标准试验试样进行疲劳裂纹扩展试验，逐渐增大加载作用力至到该非标准试验试样断裂，记录断裂过程中的最大加载力F
max
；
[0019]将最大加载力代入应力强度因子K的表达式，计算断裂韧度K
C
：
[0020]K
C
＝(F
max
/BW
1/2
)
×
f(a/W)。
[0021]作为本专利技术的进一步改进，所述对不同裂纹长度下的断裂分析结果拟合获得参数k0，k1，k2，k3和k4包括：
[0022]建立与非标准试验试样等尺寸的有限元模型；
[0023]对所建立的有限元模型进行三维疲劳裂纹扩展分析，计算不同裂纹长度下的应力强度因子；
[0024]利用非线性拟合获取参数k0，k1，k2，k3和k4。
[0025]作为本专利技术的进一步改进，所述进行三维疲劳裂纹扩展分析，计算不同裂纹长度下的应力强度因子包括：
[0026]S1：获取等效应力强度因子K
eff
：
[0027][0028]根据最大环应力准则得到裂纹扩展方向角；其中K
I
为张开型裂纹的应力强度因子，K
II
为滑开型裂纹的应力强度因子，K
III
为撕开型裂纹的应力强度因子；v代表泊松比；
[0029]S2：根据裂纹扩展步长确定裂纹扩展以后的网格模型，并更新网格模型；
[0030]S3：调用Abaqus进行有限元应力分析，根据应力分析结果和断裂力学，计算下一步的裂纹应力强度因子和裂纹扩展方向角；
[0031]S4：反复迭代循环步骤S2和S3，得到三维裂纹拓展路径以及不同裂纹长度下的应力强度因子，从而获得应力强度因子K随裂纹扩展长度a的变化曲线K
‑
a。
[0032]作为本专利技术的进一步改进，所述获取疲劳裂纹扩展速率da/dN公式包括：
[0033]采用Walker公式描述疲劳裂纹扩展速率da/dN的表达式：
[0034][0035]其中，C和m为疲劳裂纹扩展常数，γ表示裂纹扩展速率对平均应力的敏感程度；ΔK为应力强度因子变化幅值；R为应力比；
[0036]对疲劳裂纹扩展速率da/dN的表达式取对数获得如下公式：
[0037][0038]获取疲劳裂纹扩展速率da/dN数据、根据K
‑
a曲线获取ΔK数据，通过线性回归获得参数C、m和γ。
[0039]作为本专利技术的进一步改进，所述获取疲劳裂纹扩展速率da/dN数据包括：
[0040]建立归一化裂纹长度a/W与柔度U
x
的关系式：
[0041][0042]其中C0，C1，C2，C3和C4为柔度待定参数；U
x
表示COD规夹持处柔度表达式：
[0043][0044]E表示非标准试验试样的弹性模量；V
x
表示COD规夹持处的位移；
[0045]根据COD规夹持处的位移V
x
、应力循环次数N，通过归一化裂纹长度a/W与柔度U
x
的关系式与COD规夹持处柔度表达式获取a
‑
N曲线；
[0046]根据a
‑
N曲线获取da/dN的数据。
[0047]作为本专利技术的进一步改进，所述建立尾传动轴被子弹侵彻后的仿真模型包括：
[0048]采用有限元软件ANSYS/LS
‑
DYNA中的显式有限元方法对尾传动轴的弹击侵彻过程进行数值仿真计算，分析子弹侵彻对尾传动轴的破坏损伤；
[0049]采用ANSYS前处理模块对尾传动轴进行仿真建模；
[0050]采用LS
‑
DYNA971求解器进行计算求解；
[0051]采用LS
‑
PREPOST后处理分析软件模块进行结果分析。
[0052]作为本专利技术的进一步改进，所述获取尾传动轴弹击后的疲劳裂纹扩展寿命包括：
[0053]测量初始裂纹长度a0；
[0054]根据断裂韧度K
C
获取最终裂纹长度a
c
；
[0055]对疲劳裂纹扩展速率本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法，其特征在于，包括：建立尾传动轴被子弹侵彻后的仿真模型；仿真模型包括由子弹造成的孔洞缺陷，以及位于孔洞缺陷周围被撕开的裂纹；根据尾传动轴的仿真模型，从实际尾传动轴管上截取部分制备成外表尺寸与标准CT试件尺寸一致的非标准试验试样；测试非标准试验试样的断裂韧度K
C
；获取疲劳裂纹扩展速率da/dN公式；获取尾传动轴弹击后的疲劳裂纹扩展寿命；所述测试非标准试验试样的断裂韧度包括：建立应力强度因子K的表达式：K＝(F/BW
1/2
)
×
f(a/W)其中：F为加载力，B为试样厚度，W为试样标距段长度，a为裂纹长度；通过对不同裂纹长度下的断裂分析结果拟合获得参数k0，k1，k2，k3和k4；对非标准试验试样进行疲劳裂纹扩展试验，逐渐增大加载作用力至到该非标准试验试样断裂，记录断裂过程中的最大加载力F
max
；将最大加载力代入应力强度因子K的表达式，计算断裂韧度K
C
：K
C
＝(F
max
/BW
1/2
)
×
f(a/W)。2.根据权利要求1所述的一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法，其特征在于：所述对不同裂纹长度下的断裂分析结果拟合获得参数k0，k1，k2，k3和k4包括：建立与非标准试验试样等尺寸的有限元模型；对所建立的有限元模型进行三维疲劳裂纹扩展分析，计算不同裂纹长度下的应力强度因子；利用非线性拟合获取参数k0，k1，k2，k3和k4。3.根据权利要求2所述的一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法，其特征在于：所述进行三维疲劳裂纹扩展分析，计算不同裂纹长度下的应力强度因子包括：S1：获取等效应力强度因子K
eff
：根据最大环应力准则得到裂纹扩展方向角；其中K
I
为张开型裂纹的应力强度因子，K
II
为滑开型裂纹的应力强度因子，K
III
为撕开型裂纹的应力强度因子；v代表泊松比；S2：根据裂纹扩展步长确定裂纹扩展以后的网格模型，并更新网格模型；S3：调用Abaqus进行有限元应力分析，根据应力分析结果和断裂力学，计算下一步的裂纹应力强度因子和裂纹扩展方向角；S4：反复迭代循环步骤S2和S3，得到三维裂纹拓展路径以及不同裂纹长度下的应力强度因子，从而获得应力强度因子K随裂纹扩展长度a的变化曲线K
‑
a。
4.根据权利要求3所述的一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法，其特征在于，所述获取疲劳裂纹扩展速率da/dN公式包括：采用Walker公式描述疲劳裂...

【专利技术属性】
技术研发人员：姜潮，龙湘云，米栋，胡相波，赵思波，
申请(专利权)人：湖南大学，
类型：发明
国别省市：