[发明专利]一种基于直升机结构振动的疲劳应力计算方法

说明书

本发明涉及直升机结构强度设计领域，特别涉及一种基于直升机结构振动的疲劳应力计算方法。该方法包括：对机体上的振动测点实测时域数据进行频谱分析，得到典型振动测点处的频响结果；根据典型振动测点处的频响结果，确定构成结构主要损伤的主损频率和加速度幅值；基于主损频率，结合机体有限元模态分析结果，确定主损频率最接近的结构固有模态频率，对应的结构固有模态作为该主损频率下的工作模态；以测点处为基准，根据加速度幅值、工作模态振型，进行等效位移分析，在保持工作模态振型的相位角不变情况下将加速度加速度幅值转化为等效位移分布和方向；依据等效位移分布和方向，以及结构的有限元模型进行等效应力计算，得到静应力。

技术领域

本发明涉及直升机结构强度设计领域，特别涉及一种基于直升机结构振动的疲劳应力计算方法。

背景技术

直升机结构在飞行过程中承受着复杂的结构振动载荷，由常规疲劳叠加结构本体共振导致的振动疲劳破坏故障在近年国内多型直升机上频发，较多出现在次承力的、有局部共振的结构上，严重影响直升机平台结构安全。针对直升机结构疲劳试验和结构振动试验验证技术在工程上已较为成熟，建立了各自普适性的试验方法和规范化的试验步骤。然而目前国内关于直升机振动疲劳的设计分析方法仍不成熟，特别针对工程类结构，难以获得准确的结构动应力，实测难度大，导致结构在振动环境中的寿命评估精度无法保证。

发明内容

本发明的目的：本发明提出一种基于直升机结构振动的疲劳应力计算方法，通过机体上的振动实测数据，预测结构的疲劳动应力，用于结构的振动疲劳寿命预估和优化设计。

本发明的技术方案：

一种基于直升机结构振动的疲劳应力计算方法，包括：

对机体上的振动测点实测时域数据进行频谱分析，得到典型振动测点处的频响结果；

根据典型振动测点处的频响结果，确定构成结构主要损伤的主损频率和加速度幅值；

基于主损频率，结合机体有限元模态分析结果，确定主损频率最接近的结构固有模态频率，对应的结构固有模态作为该主损频率下的工作模态；

以测点处为基准，根据加速度幅值、工作模态振型，进行等效位移分析，在保持工作模态振型的相位角不变情况下将加速度加速度幅值转化为等效位移分布和方向；

依据等效位移分布和方向，以及结构的有限元模型进行等效应力计算，得到静应力，该静应力从物理意义上近似为结构在主损伤频率激励下产生的工作模态振动引起的等效动应力，用于结构的疲劳损伤和寿命计算。

对机体上的振动测点实测时域数据进行频谱分析，包括：

对机体上的典型振动测点实测时域数据进行傅里叶变换，得到频响曲线，即频响结果；时域数据是从典型振动测点实测数据中选择一段直升机稳定状态的数据。

根据典型振动测点处的频响结果，确定构成结构主要损伤的主损频率和加速度幅值，包括：

对比频响曲线中所有周期激励的动位移，以最大动位移对应的频率和幅值作为构成结构主要损伤的主损频率和加速度幅值；动位移是由频率和加速度幅值按下式得到：

其中，U为动位移幅值，A为加速度幅值，f为主损频率(Hz)。

基于主损频率，结合机体有限元模态分析结果，确定主损频率最接近的结构固有模态频率，对应的结构固有模态作为该主损频率下的工作模态，包括：

根据机体动特性试验或者有限元模态分析结果，得到机体结构的各阶固有频率；

从各阶固有频率中选取最接近主损频率的第i阶固有频率，i为正整数；该第i阶固有频率对应的固有模态作为该主损频率下的工作模态。