直升機結構件疲勞特性試驗載荷計算方法

張星光 張偉

摘? ?要：在結構件疲勞特性試驗設計中，試驗載荷的大小對試驗的成敗有著極大的影響。文章介紹了兩種計算直升機結構件疲勞特性試驗載荷的方法，比較了兩種方法的優點和缺點，為直升機結構件疲勞特性試驗載荷的計算提供了參考。

關鍵詞：直升機;結構件;疲勞試驗載荷;計算方法

1? ? 結構件的疲勞試驗

結構件的疲勞試驗包含兩個方面的內容：一是為確定結構疲勞特性的疲勞特性試驗;二是為確定結構疲勞壽命的疲勞壽命試驗。所有經受高周疲勞載荷的部件，其疲勞特性原則上都應通過疲勞特性試驗獲得。在直升機結構件中承受高周疲勞載荷的部件較多[1]，因此，采取疲勞特性試驗的部件也較多。在結構件疲勞特性試驗設計中，首先，要確定部件的特征載荷，然后再確定該載荷的大小。而試驗載荷的大小對試驗的成敗有著極大的影響。試驗載荷過大會使試驗件靜強度破壞，無法得到試件的疲勞特性;而試驗載荷過小則無法使試驗件破壞，無法考核出試件的疲勞危險部位，也同樣無法得到試件的疲勞特性。

2? ? 載荷確定原則

全尺寸結構疲勞特性試驗的試驗載荷與其實際承受的載荷無確定關系，載荷確定依據下述原則進行。

2.1? 平均載荷

在必要且試驗條件允許時，平均載荷（或應力）應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（或應力）的值應盡可能使結構在（0.5～1）×106次循環失效。

3? ? 載荷確定方法

在實際的疲勞特性試驗中要確定一個交變載荷值使結構準確地在（0.5～1）×106次循環失效是非常困難的，這與影響結構疲勞強度的因素眾多有關。影響結構疲勞強度的主要因素包括應力集中、尺寸大小、表面情況、微動磨蝕、載荷類型等。這些因素的任何一項都對試驗的交變載荷值的確定有較大影響，進而對試驗結果也產生重大影響。

現階段，直升機結構件疲勞特性試驗的交變載荷值的計算方法有兩種：材料性能計算法和載荷譜計算法。

材料性能計算法，顧名思義就是根據材料的疲勞性能推算出結構的疲勞性能，再根據推算出的結構疲勞性能來估算所需的疲勞試驗載荷，使結構在（0.5～1）×106次循環失效。金屬材料結構的疲勞極限S∞可采用光滑試件對稱循環的材料疲勞極限σ-1確定，但必須考慮應力集中、尺寸、表面情況、微動磨蝕、載荷類型等主要影響因素。計算公式如下：

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

式中：S∞—結構的疲勞極限，MPa;σ-1—材料的對稱循環疲勞極限，MPa;kf—有效應力集中系數，若采用了相同應力集中系數的試驗數據，則不需再考慮該系數;ε—尺寸系數;β1—表面粗糙度影響系數;β2—表面強化系數，采用該系數時，不需再考慮表面粗糙度影響系數β1;γ—微動磨蝕系數，采用該系數后，不需再考慮有效應力集中系數kf;δ—載荷類型系數，若采用了相同載荷類型的數據，則不需再考慮該系數;f—其他影響系數，如焊接、鑄造等其他工藝影響系數，以及濕熱、老化、腐蝕等環境影響系數，必要時采用。

在缺乏具體材料的疲勞極限數據時，可以采用下述經驗公式計算材料的對稱循環疲勞極限：

結構鋼：拉壓 σ-1=0.23 （σs+σb）? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? （2）

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

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

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

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

得到了結構的疲勞極限S∞后，可以采用下列公式（7）和（8）計算出所需的疲勞試驗載荷。

（7）

（8）

式中：Sa—交變載荷; S∞—結構的疲勞極限（對應金屬材料結構的N→∞，復合材料結構的N=109）;N—疲勞壽命，106循環次數;A，α—疲勞曲線形狀參數。

一般情況下，對金屬材料結構采用式（7），對復合材料結構采用式（8）。

載荷譜計算法是根據設計載荷譜得出設計目標壽命所需的結構疲勞極限，再根據此疲勞極限推算出所需的疲勞試驗載荷[2]。根據設計載荷譜可以采用下列公式計算出設計目標壽命所需的結構疲勞極限。

（9）

（10）

（11）

（12）

式中：

fs—飛行載荷系數。

fdi—各飛行狀態損傷系數。

S'mi—載荷譜中第i飛行狀態的平均載荷。

S'aij—載荷譜中第i飛行狀態的第j級交變載荷。

Saij—第i飛行狀態的第j級交變載荷修正值。

Sb—破壞剖面的靜強度極限載荷。

Nij—第i飛行狀態的第j級交變載荷修正值對應的疲勞壽命。

Sm—安全疲勞極限對應的平均載荷。

nij—載荷譜中第i飛行狀態、第j級交變載荷的頻數，106次。

Dh—損傷，1/h。

Lg—安全壽命，Fh。

Pr—載荷譜累計百分比，%。

n—飛行狀態數。

m—各飛行狀態損傷載荷級數。

得到了設計目標壽命所需的結構疲勞極限后，可以采用公式（7）和（8）計算出所需的疲勞試驗載荷。

4? ? 兩種方法比較分析

材料性能計算法有點很明顯，首先，計算比較簡單，通過查找材料的性能參數能很快得出計算結果;其次，材料的疲勞性能一般已經通過材料的疲勞試驗加以驗證了，以此為基礎來計算結構的疲勞極限可靠度相對較高。但是，由于材料的疲勞試驗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構形狀參數的疲勞極限，因此，對于那些復雜幾何形狀、復雜約束和承受復雜載荷的結構件，很難用材料的疲勞極限來計算結構的疲勞極限[3]。在這種情況下，采用此方法計算出的疲勞試驗載荷，往往會因某些影響系數的選取偏差而導致不理想的試驗結果。

載荷譜計算法主要考慮的是結構件所承受的疲勞載荷，并不十分關心結構件的材料性能。對于那些復雜的結構件，由于它們所承受的疲勞載荷往往是比較明確的。因此，采用載荷譜計算法更容易計算出所需的疲勞試驗載荷，而且也更容易檢驗出結構件的疲勞性能與設計目標性能的差距。但是，載荷譜計算法對設計載荷譜的準確性要求較高，同時，對結構件設計的合理性也有較高要求，因此，它所計算出的疲勞試驗載荷有著更多的不確定性，同時，它的計算也相對較復雜些。

5? ? 工程實例分析

某型直升機的尾槳小拉桿疲勞試驗根據小拉桿的結構簡單、載荷單一，故采用材料性能計算法確定其試驗載荷。由細節應力分析可知小拉桿的關節軸承耳片為疲勞危險部位，根據結構的截面參數和材料的疲勞極限，考慮應力集中和微動磨蝕的影響，計算出50萬次循環所對應的試驗為（5 000±13 200）N。試驗結果為小拉桿的關節軸承耳片在34.8萬次循環破壞，考慮到分散系數，試驗結果表明所確定的試驗載荷比較準確。

該型直升機的尾槳轂中央件由于其結構和受載都很復雜，因此，采用載荷譜計算法確定其疲勞試驗載荷。采用其疲勞試驗中特征載荷所對應的計算載荷譜，結合各階段的目標壽命，計算出對應各階段目標壽命的試驗載荷。目前，已完成了3 000飛行小時目標壽命的疲勞試驗。從試驗過程及試驗結果看，采用這種逐步接近目標壽命的疲勞試驗方法，能夠有效地降低試驗失敗的風險，也相對較容易控制試驗的進度，對全新研制的結構件的疲勞試驗有比較好的效果。

6? ? 結語

材料性能計算法和載荷譜計算法有著各自的優缺點，在實際工程中要根據結構件的特點進行選取使用。對于那些結構比較簡單、載荷單一的結構件，如操縱系統的一些部件，建議采用材料性能計算法;對于那些結構比較復雜、載荷形式也比較復雜的結構件，如旋翼系統的一些部件，建議采用載荷譜計算法。而對于特別復雜的機構件，將兩種方法結合起來使用效果可能會更好。

[參考文獻]

[1]蔣新桐.飛機設計手冊第19分冊：直升機設計[M].北京：航空工業出版社，2005.

[2]高鎮同.疲勞性能試驗設計和數據處理[M].北京：北京航空航天大學出版社，1999.

[3]吳富民.結構疲勞強度[M].西安：西北工業大學出版社，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