直升機(jī)結(jié)構(gòu)件疲勞特性試驗(yàn)載荷計(jì)算方法

張星光 張偉

摘? ?要：在結(jié)構(gòu)件疲勞特性試驗(yàn)設(shè)計(jì)中，試驗(yàn)載荷的大小對(duì)試驗(yàn)的成敗有著極大的影響。文章介紹了兩種計(jì)算直升機(jī)結(jié)構(gòu)件疲勞特性試驗(yàn)載荷的方法，比較了兩種方法的優(yōu)點(diǎn)和缺點(diǎn)，為直升機(jī)結(jié)構(gòu)件疲勞特性試驗(yàn)載荷的計(jì)算提供了參考。

關(guān)鍵詞：直升機(jī);結(jié)構(gòu)件;疲勞試驗(yàn)載荷;計(jì)算方法

1? ? 結(jié)構(gòu)件的疲勞試驗(yàn)

結(jié)構(gòu)件的疲勞試驗(yàn)包含兩個(gè)方面的內(nèi)容：一是為確定結(jié)構(gòu)疲勞特性的疲勞特性試驗(yàn);二是為確定結(jié)構(gòu)疲勞壽命的疲勞壽命試驗(yàn)。所有經(jīng)受高周疲勞載荷的部件，其疲勞特性原則上都應(yīng)通過疲勞特性試驗(yàn)獲得。在直升機(jī)結(jié)構(gòu)件中承受高周疲勞載荷的部件較多[1]，因此，采取疲勞特性試驗(yàn)的部件也較多。在結(jié)構(gòu)件疲勞特性試驗(yàn)設(shè)計(jì)中，首先，要確定部件的特征載荷，然后再確定該載荷的大小。而試驗(yàn)載荷的大小對(duì)試驗(yàn)的成敗有著極大的影響。試驗(yàn)載荷過大會(huì)使試驗(yàn)件靜強(qiáng)度破壞，無法得到試件的疲勞特性;而試驗(yàn)載荷過小則無法使試驗(yàn)件破壞，無法考核出試件的疲勞危險(xiǎn)部位，也同樣無法得到試件的疲勞特性。

2? ? 載荷確定原則

全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞特性試驗(yàn)的試驗(yàn)載荷與其實(shí)際承受的載荷無確定關(guān)系，載荷確定依據(jù)下述原則進(jìn)行。

2.1? 平均載荷

在必要且試驗(yàn)條件允許時(shí)，平均載荷（或應(yīng)力）應(yīng)取使用中最具有代表性的、或偏保守的平均載荷值。

2.2? 交變載荷

交變載荷（或應(yīng)力）的值應(yīng)盡可能使結(jié)構(gòu)在（0.5～1）×106次循環(huán)失效。

3? ? 載荷確定方法

在實(shí)際的疲勞特性試驗(yàn)中要確定一個(gè)交變載荷值使結(jié)構(gòu)準(zhǔn)確地在（0.5～1）×106次循環(huán)失效是非常困難的，這與影響結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的因素眾多有關(guān)。影響結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度的主要因素包括應(yīng)力集中、尺寸大小、表面情況、微動(dòng)磨蝕、載荷類型等。這些因素的任何一項(xiàng)都對(duì)試驗(yàn)的交變載荷值的確定有較大影響，進(jìn)而對(duì)試驗(yàn)結(jié)果也產(chǎn)生重大影響。

現(xiàn)階段，直升機(jī)結(jié)構(gòu)件疲勞特性試驗(yàn)的交變載荷值的計(jì)算方法有兩種：材料性能計(jì)算法和載荷譜計(jì)算法。

材料性能計(jì)算法，顧名思義就是根據(jù)材料的疲勞性能推算出結(jié)構(gòu)的疲勞性能，再根據(jù)推算出的結(jié)構(gòu)疲勞性能來估算所需的疲勞試驗(yàn)載荷，使結(jié)構(gòu)在（0.5～1）×106次循環(huán)失效。金屬材料結(jié)構(gòu)的疲勞極限S∞可采用光滑試件對(duì)稱循環(huán)的材料疲勞極限σ-1確定，但必須考慮應(yīng)力集中、尺寸、表面情況、微動(dòng)磨蝕、載荷類型等主要影響因素。計(jì)算公式如下：

S∞=kf×ε×β1×β2×γ×δ×f×σ-1? ? ? ? ? ? ? ? ? ?（1）

式中：S∞—結(jié)構(gòu)的疲勞極限，MPa;σ-1—材料的對(duì)稱循環(huán)疲勞極限，MPa;kf—有效應(yīng)力集中系數(shù)，若采用了相同應(yīng)力集中系數(shù)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，則不需再考慮該系數(shù);ε—尺寸系數(shù);β1—表面粗糙度影響系數(shù);β2—表面強(qiáng)化系數(shù)，采用該系數(shù)時(shí)，不需再考慮表面粗糙度影響系數(shù)β1;γ—微動(dòng)磨蝕系數(shù)，采用該系數(shù)后，不需再考慮有效應(yīng)力集中系數(shù)kf;δ—載荷類型系數(shù)，若采用了相同載荷類型的數(shù)據(jù)，則不需再考慮該系數(shù);f—其他影響系數(shù)，如焊接、鑄造等其他工藝影響系數(shù)，以及濕熱、老化、腐蝕等環(huán)境影響系數(shù)，必要時(shí)采用。

在缺乏具體材料的疲勞極限數(shù)據(jù)時(shí)，可以采用下述經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算材料的對(duì)稱循環(huán)疲勞極限：

結(jié)構(gòu)鋼：拉壓 σ-1=0.23 （σs+σb）? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? （2）

彎曲 σ-1=0.27 （σs+σb）? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? （3）

扭轉(zhuǎn) τ-1=0.15 （σs+σb）? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? （4）

青銅：σ-1=0.21σb? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?（5）

鋁合金：σ-1=（+75）? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?（6）

得到了結(jié)構(gòu)的疲勞極限S∞后，可以采用下列公式（7）和（8）計(jì)算出所需的疲勞試驗(yàn)載荷。

（7）

（8）

式中：Sa—交變載荷; S∞—結(jié)構(gòu)的疲勞極限（對(duì)應(yīng)金屬材料結(jié)構(gòu)的N→∞，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的N=109）;N—疲勞壽命，106循環(huán)次數(shù);A，α—疲勞曲線形狀參數(shù)。

一般情況下，對(duì)金屬材料結(jié)構(gòu)采用式（7），對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)采用式（8）。

載荷譜計(jì)算法是根據(jù)設(shè)計(jì)載荷譜得出設(shè)計(jì)目標(biāo)壽命所需的結(jié)構(gòu)疲勞極限，再根據(jù)此疲勞極限推算出所需的疲勞試驗(yàn)載荷[2]。根據(jù)設(shè)計(jì)載荷譜可以采用下列公式計(jì)算出設(shè)計(jì)目標(biāo)壽命所需的結(jié)構(gòu)疲勞極限。

（9）

（10）

（11）

（12）

式中：

fs—飛行載荷系數(shù)。

fdi—各飛行狀態(tài)損傷系數(shù)。

S'mi—載荷譜中第i飛行狀態(tài)的平均載荷。

S'aij—載荷譜中第i飛行狀態(tài)的第j級(jí)交變載荷。

Saij—第i飛行狀態(tài)的第j級(jí)交變載荷修正值。

Sb—破壞剖面的靜強(qiáng)度極限載荷。

Nij—第i飛行狀態(tài)的第j級(jí)交變載荷修正值對(duì)應(yīng)的疲勞壽命。

Sm—安全疲勞極限對(duì)應(yīng)的平均載荷。

nij—載荷譜中第i飛行狀態(tài)、第j級(jí)交變載荷的頻數(shù)，106次。

Dh—損傷，1/h。

Lg—安全壽命，F(xiàn)h。

Pr—載荷譜累計(jì)百分比，%。

n—飛行狀態(tài)數(shù)。

m—各飛行狀態(tài)損傷載荷級(jí)數(shù)。

得到了設(shè)計(jì)目標(biāo)壽命所需的結(jié)構(gòu)疲勞極限后，可以采用公式（7）和（8）計(jì)算出所需的疲勞試驗(yàn)載荷。

4? ? 兩種方法比較分析

材料性能計(jì)算法有點(diǎn)很明顯，首先，計(jì)算比較簡(jiǎn)單，通過查找材料的性能參數(shù)能很快得出計(jì)算結(jié)果;其次，材料的疲勞性能一般已經(jīng)通過材料的疲勞試驗(yàn)加以驗(yàn)證了，以此為基礎(chǔ)來計(jì)算結(jié)構(gòu)的疲勞極限可靠度相對(duì)較高。但是，由于材料的疲勞試驗(yàn)一般都是用單一載荷類型加載，而且也不可能做出所有可能的結(jié)構(gòu)形狀參數(shù)的疲勞極限，因此，對(duì)于那些復(fù)雜幾何形狀、復(fù)雜約束和承受復(fù)雜載荷的結(jié)構(gòu)件，很難用材料的疲勞極限來計(jì)算結(jié)構(gòu)的疲勞極限[3]。在這種情況下，采用此方法計(jì)算出的疲勞試驗(yàn)載荷，往往會(huì)因某些影響系數(shù)的選取偏差而導(dǎo)致不理想的試驗(yàn)結(jié)果。

載荷譜計(jì)算法主要考慮的是結(jié)構(gòu)件所承受的疲勞載荷，并不十分關(guān)心結(jié)構(gòu)件的材料性能。對(duì)于那些復(fù)雜的結(jié)構(gòu)件，由于它們所承受的疲勞載荷往往是比較明確的。因此，采用載荷譜計(jì)算法更容易計(jì)算出所需的疲勞試驗(yàn)載荷，而且也更容易檢驗(yàn)出結(jié)構(gòu)件的疲勞性能與設(shè)計(jì)目標(biāo)性能的差距。但是，載荷譜計(jì)算法對(duì)設(shè)計(jì)載荷譜的準(zhǔn)確性要求較高，同時(shí)，對(duì)結(jié)構(gòu)件設(shè)計(jì)的合理性也有較高要求，因此，它所計(jì)算出的疲勞試驗(yàn)載荷有著更多的不確定性，同時(shí)，它的計(jì)算也相對(duì)較復(fù)雜些。

5? ? 工程實(shí)例分析

某型直升機(jī)的尾槳小拉桿疲勞試驗(yàn)根據(jù)小拉桿的結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、載荷單一，故采用材料性能計(jì)算法確定其試驗(yàn)載荷。由細(xì)節(jié)應(yīng)力分析可知小拉桿的關(guān)節(jié)軸承耳片為疲勞危險(xiǎn)部位，根據(jù)結(jié)構(gòu)的截面參數(shù)和材料的疲勞極限，考慮應(yīng)力集中和微動(dòng)磨蝕的影響，計(jì)算出50萬次循環(huán)所對(duì)應(yīng)的試驗(yàn)為（5 000±13 200）N。試驗(yàn)結(jié)果為小拉桿的關(guān)節(jié)軸承耳片在34.8萬次循環(huán)破壞，考慮到分散系數(shù)，試驗(yàn)結(jié)果表明所確定的試驗(yàn)載荷比較準(zhǔn)確。

該型直升機(jī)的尾槳轂中央件由于其結(jié)構(gòu)和受載都很復(fù)雜，因此，采用載荷譜計(jì)算法確定其疲勞試驗(yàn)載荷。采用其疲勞試驗(yàn)中特征載荷所對(duì)應(yīng)的計(jì)算載荷譜，結(jié)合各階段的目標(biāo)壽命，計(jì)算出對(duì)應(yīng)各階段目標(biāo)壽命的試驗(yàn)載荷。目前，已完成了3 000飛行小時(shí)目標(biāo)壽命的疲勞試驗(yàn)。從試驗(yàn)過程及試驗(yàn)結(jié)果看，采用這種逐步接近目標(biāo)壽命的疲勞試驗(yàn)方法，能夠有效地降低試驗(yàn)失敗的風(fēng)險(xiǎn)，也相對(duì)較容易控制試驗(yàn)的進(jìn)度，對(duì)全新研制的結(jié)構(gòu)件的疲勞試驗(yàn)有比較好的效果。

6? ? 結(jié)語(yǔ)

材料性能計(jì)算法和載荷譜計(jì)算法有著各自的優(yōu)缺點(diǎn)，在實(shí)際工程中要根據(jù)結(jié)構(gòu)件的特點(diǎn)進(jìn)行選取使用。對(duì)于那些結(jié)構(gòu)比較簡(jiǎn)單、載荷單一的結(jié)構(gòu)件，如操縱系統(tǒng)的一些部件，建議采用材料性能計(jì)算法;對(duì)于那些結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜、載荷形式也比較復(fù)雜的結(jié)構(gòu)件，如旋翼系統(tǒng)的一些部件，建議采用載荷譜計(jì)算法。而對(duì)于特別復(fù)雜的機(jī)構(gòu)件，將兩種方法結(jié)合起來使用效果可能會(huì)更好。

[參考文獻(xiàn)]

[1]蔣新桐.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第19分冊(cè)：直升機(jī)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2005.

[2]高鎮(zhèn)同.疲勞性能試驗(yàn)設(shè)計(jì)和數(shù)據(jù)處理[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，1999.

[3]吳富民.結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，1985.

Fatigue property test load calculation method of helicopter component

Zhang Xingguang， ZhangWei

（China Helicopter Research and Development Institute， Jingdezhen 333001， China）

Abstract：The test loads have very important influence on the success or failure of fatigue property test design. Two fatigue property test load calculation methods of helicopter components are introduced in this paper. It compares the merit and demerit of the two methods and provides reference for the fatigue property test load calculation.

Key words：helicopter; components; fatigue property test load; calculation method