本发明属于直升机结构强度设计领域，具体涉及一种基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法。
背景技术：
直升机旋翼动部件在循环载荷作用下出现疲劳损伤，使用寿命下降，对结构安全性产生影响。为了满足疲劳寿命指标的要求，根据计算载荷谱绘制旋翼动部件疲劳寿命曲线，获取目标寿命对应的打样疲劳载荷，提出危险部位的更改尺寸，给出合理有效的结构优化方法，为直升机结构设计和强度评估提供帮助。
技术实现要素：
本发明的目的是提供一种基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，用以辅助优化直升机旋翼动部件的结构设计。
为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：
一种基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，包括：
基于直升机旋翼动部件的目标低疲劳寿命，得到目标低周疲劳寿命对应的低周打样等效动应力；考虑应力比效应，获得旋翼动部件低周最大应力，基于此对旋翼动部件危险截面进行优化，满足低周疲劳寿命指标要求；
确定直升机结构疲劳寿命，计算直升机结构的目标高周疲劳寿命对应的高周打样疲劳极限；确定满足高周疲劳寿命要求的设计动载荷，并计算对应的高周打样等效动应力；基于旋翼动部件材料安全疲劳极限，确定满足条件的等效动应力，使直升机旋翼动部件满足高周疲劳寿命的要求；优化旋翼动部件危险截面，满足高周疲劳寿命的设计要求。
进一步地，所述方法还包括：
根据旋翼动部件危险截面的优化尺寸，考虑安全性进行局部优化设计，满足工程实际需要。
进一步地，所述基于直升机旋翼动部件的目标低疲劳寿命，得到目标低周疲劳寿命对应的低周打样等效动应力，包括：
记直升机旋翼动部件的目标低周疲劳寿命为l，则对应的寿命循环数nlow表示为：
nlow＝l·b式1
式中，b为“地-空-地”低周载荷循环每小时出现的次数；
根据直升机结构低周寿命循环数nlow，采用疲劳性能全范围s-n曲线模型，目标低周疲劳寿命l对应的打样等效动应力seq为：
式中，s∞和r0.2为材料的疲劳极限和屈服极限，c为常数；sq为通过点(103,r0.2)与s-n曲线相切的切点对应的疲劳载荷，a0和a1为该切线的截距和斜率；
由式1和式2可以获得目标低周疲劳寿命l对应的低周打样等效动应力seq,low。
进一步地，所述考虑应力比效应，获得旋翼动部件低周最大应力，包括：
对所述低周打样等效动应力考虑应力比效应影响，采用修正模型进行修正，则目标低周疲劳寿命l对应的、旋翼动部件低周最大应力σmax,low表示为：
进一步地，所述基于此对旋翼动部件危险截面进行优化，满足低周疲劳寿命指标要求，包括：
在指定的载荷状态、加载位置、传力路线和约束方式下，结合修正前的危险截面尺寸a及其对应的最大应力σmax，根据式4确定旋翼动部件危险截面的优化尺寸：
按照式4的优化尺寸alow,优化对旋翼动部件危险截面进行优化设计，可满足低周疲劳寿命指标要求。
进一步地，所述确定直升机结构疲劳寿命，计算直升机结构的目标高周疲劳寿命对应的高周打样疲劳极限，包括：
直升机结构疲劳寿命通过下式进行确定：
式中，ta,i(i＝1,2,…,p)为特征载荷t在各飞行状态下的一组动载荷；ni(i＝1,2,…,p)为各飞行状态每小时出现的频次；l为直升机结构的高周疲劳寿命；ta,i和l呈对数线性相关，c和m为材料常数，t∞为寿命l对应的特征载荷t的高周疲劳极限；
由式5绘制直升机结构的高周疲劳t∞-l寿命曲线，确定结构材料及其对应的微动磨蚀形式，选取直升机结构的目标高周疲劳寿命l，获得对应寿命l的特征载荷t的高周打样疲劳极限t∞,high。
进一步地，所述确定满足高周疲劳寿命要求的设计动载荷，并计算对应的高周打样等效动应力，包括：
根据直升机飞行载荷谱获得特征载荷t的高周最大动载荷td和最大静载荷ts；考虑应力比的影响进行修正，最大载荷(ts,td)对应的等效动应力记为为σt,eq；则高周打样等效动应力teq,high通过下式进行确定：
进一步地，所述基于旋翼动部件材料安全疲劳极限，确定满足条件的等效动应力，使直升机旋翼动部件满足高周疲劳寿命的要求，包括：
将高周打样等效动应力teq,high与旋翼动部件材料安全疲劳极限s∞进行比较，若s∞>teq,high，即：
则按照式7进行设计优化的直升机结构可满足高周疲劳寿命要求，式7计算得到的等效动应力σt,eq优化结果为：
根据式8确定满足条件的等效动应力σt,eq，使直升机旋翼动部件满足高周疲劳寿命l的要求。
进一步地，所述优化旋翼动部件危险截面，满足高周疲劳寿命的设计要求，包括：
满足条件的等效动应力σt,eq对应的高周局部最大应力σmax,high可以表示为：
其中，teq为打样等效动应力，r为动静载荷比，r的表示方法如下：
式中，σs和σd为高周最大载荷循环(ts,td)对应的结构局部静应力和动应力；
在指定的载荷状态、加载位置、传力路线和约束方式下，结合修正前的危险截面尺寸a及其对应的最大应力σmax，由式9可以确定旋翼动部件危险截面的优化尺寸：
按照式11的优化尺寸ahigh,优化对旋翼动部件危险截面进行优化，可以满足高周疲劳寿命的设计要求。
进一步地，所述根据旋翼动部件危险截面的优化尺寸，考虑安全性进行局部优化设计，满足工程实际需要，包括：
危险截面按照下式进行优化：
a优化≥max(alow,优化，ahigh,优化)式12
按照式12对直升机旋翼动部件危险部位尺寸进行优化设计，以满足工程设计需要。
与现有技术相比，本发明具有以下技术特点：
1.本发明考虑应力比效应，提出了目标低周疲劳寿命l对应的旋翼动部件低周最大应力σmax,low表示方法，给出目标低周寿命对应的结构危险截面优化尺寸alow,优化。
2.本发明提出了满足高周疲劳寿命l的旋翼动部件高周打样等效动应力teq,high的表示方法，给出考虑应力比效应的高周最大应力σmax,high，进一步给出目标高周寿命对应的结构危险截面优化尺寸ahigh,优化。
3.本发明基于低周和高周打样疲劳载荷能简便有效地评估旋翼动部件低周和高周疲劳寿命，指导结构危险截面尺寸优化，满足直升机结构工程快速设计和强度评估的需要。
附图说明
图1为本发明方法的整体流程示意图。
具体实施方式
本发明提出了基于低周和高周打样疲劳载荷的的直升机旋翼动部件优化方法，能简便有效地评估旋翼动部件低周和高周疲劳寿命，满足工程设计和应用的要求，为直升机结构设计和强度评估提供帮助。
参见图1，本发明的一种基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，包括以下步骤：
步骤1，低周疲劳寿命分析和结构尺寸优化
取定直升机旋翼动部件的目标低周疲劳寿命为l，则对应的寿命循环数nlow可以表示为：
nlow＝l·b式1
式中，b为“地-空-地”低周载荷循环每小时出现的次数。
全范围s-n曲线可以描述结构低周和高周的疲劳性能，根据直升机结构低周寿命循环数nlow，采用疲劳性能全范围s-n曲线模型，目标低周疲劳寿命l对应的打样等效动应力seq为：
式中，s∞和r0.2为材料的疲劳极限和屈服极限，c为常数；sq为通过点(103,r0.2)与s-n曲线相切的切点对应的疲劳载荷，a0和a1为该切线的截距和斜率。
由式1和式2可以获得目标低周疲劳寿命l对应的低周打样等效动应力seq,low，等效动应力考虑了应力比效应影响进行修正，修正模型为soderberg等寿命模型，则目标低周疲劳寿命l对应的、旋翼动部件低周最大应力σmax,low可以表示为：
在指定的载荷状态、加载位置、传力路线和约束方式下，直升机旋翼动部件危险截面尺寸及其对应的最大应力呈线性关系。在上述条件下，结合修正前的危险截面尺寸a及其对应的最大应力σmax，根据式4可以确定旋翼动部件危险截面的优化尺寸：
按照式4的优化尺寸alow,优化对旋翼动部件危险截面进行优化设计，可满足低周疲劳寿命指标要求。
步骤2，高周疲劳寿命分析和结构尺寸优化
直升机结构高周疲劳性能通常采用stromeyer模型进行表征，结合miner累积损伤理论，直升机结构疲劳寿命可以通过下式进行确定：
式中，ta,i(i＝1,2,…,p)为特征载荷t在各飞行状态下的一组动载荷；ni(i＝1,2,…,p)为各飞行状态每小时出现的频次；l为直升机结构的高周疲劳寿命；ta,i和l呈对数线性相关，c和m为材料常数，反映函数lgta,i-lgl的截距和斜率，根据疲劳性能试验数据确定；t∞为寿命l对应的特征载荷t的高周疲劳极限。
式5建立了直升机结构高周疲劳极限t∞与寿命l间的关系，输入一组疲劳极限，可以获得对应的疲劳寿命。由式5绘制直升机结构的高周疲劳t∞-l寿命曲线，确定结构材料及其对应的微动磨蚀形式，选取直升机结构的目标高周疲劳寿命l，可以获得对应寿命l的特征载荷t的高周打样疲劳极限t∞,high。
根据直升机飞行载荷谱可以获得特征载荷t的高周最大动载荷td和最大静载荷ts；考虑应力比的影响进行修正，最大载荷(ts,td)对应的等效动应力为σt,eq。在式5中，计算得到的打样疲劳极限t∞,high可以认为是满足高周疲劳寿命要求的设计动载荷，根据最大载荷(ts,td)和等效动应力σt,eq的比例关系，t∞,high对应的高周打样等效动应力teq,high可以通过下式进行确定：
将高周打样等效动应力teq,high与旋翼动部件材料安全疲劳极限s∞进行比较，若s∞>teq,high，即：
式7说明飞行载荷谱在材料安全疲劳极限s∞下造成的累计损伤要小于在高周打样等效动应力teq,high下造成的损伤，从而，直升机旋翼动部件的真实高周疲劳寿命大于打样疲劳极限t∞,high对应的目标寿命l。按照式7进行设计优化的直升机结构可满足高周疲劳寿命要求，式7计算得到的等效动应力σt,eq优化结果为：
根据式8确定满足条件的等效动应力σt,eq，使直升机旋翼动部件满足高周疲劳寿命l的要求。根据soderberg等寿命模型，满足条件的等效动应力σt,eq对应的高周局部最大应力σmax,high可以表示为：
其中，r为动静载荷比，r的表示方法如下：
式中，σs和σd为高周最大载荷循环(ts,td)对应的结构局部静应力和动应力。
同样的，在指定的载荷状态、加载位置、传力路线和约束方式下，结合修正前的危险截面尺寸a及其对应的最大应力σmax，由式9可以确定旋翼动部件危险截面的优化尺寸：
按照式11的优化尺寸ahigh,优化对旋翼动部件危险截面进行优化，可以满足高周疲劳寿命的设计要求。
步骤3，结构尺寸优化方法确定
在式4给出的旋翼动部件低周疲劳优化尺寸和式11给出的高周疲劳优化尺寸的基础上，进一步考虑安全性，危险截面可按照下式进行优化：
a优化≥max(alow,优化，ahigh,优化)式12
其中a优化为优化后的面积；按照式12对直升机旋翼动部件危险部位尺寸进行优化设计，以满足工程设计需要。
以上实施例仅用于说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行同等替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本申请的保护范围之内。
1.一种基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，其特征在于，包括：
基于直升机旋翼动部件的目标低疲劳寿命，得到目标低周疲劳寿命对应的低周打样等效动应力；考虑应力比效应，获得旋翼动部件低周最大应力，基于此对旋翼动部件危险截面进行优化，满足低周疲劳寿命指标要求；
确定直升机结构疲劳寿命，计算直升机结构的目标高周疲劳寿命对应的高周打样疲劳极限；确定满足高周疲劳寿命要求的设计动载荷，并计算对应的高周打样等效动应力；基于旋翼动部件材料安全疲劳极限，确定满足条件的等效动应力，使直升机旋翼动部件满足高周疲劳寿命的要求；优化旋翼动部件危险截面，满足高周疲劳寿命的设计要求。
2.根据权利要求1所述的基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，其特征在于，所述方法还包括：
根据旋翼动部件危险截面的优化尺寸，考虑安全性进行局部优化设计，满足工程实际需要。
3.根据权利要求1所述的基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，其特征在于，所述基于直升机旋翼动部件的目标低疲劳寿命，得到目标低周疲劳寿命对应的低周打样等效动应力，包括：
记直升机旋翼动部件的目标低周疲劳寿命为l，则对应的寿命循环数nlow表示为：
nlow＝l·b式1
式中，b为“地-空-地”低周载荷循环每小时出现的次数；
根据直升机结构低周寿命循环数nlow，采用疲劳性能全范围s-n曲线模型，目标低周疲劳寿命l对应的打样等效动应力seq为：
式中，s∞和r0.2为材料的疲劳极限和屈服极限，c为常数；sq为通过点(103,r0.2)与s-n曲线相切的切点对应的疲劳载荷，a0和a1为该切线的截距和斜率；
由式1和式2可以获得目标低周疲劳寿命l对应的低周打样等效动应力seq,low。
4.根据权利要求1所述的基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，其特征在于，所述考虑应力比效应，获得旋翼动部件低周最大应力，包括：
对所述低周打样等效动应力考虑应力比效应影响，采用修正模型进行修正，则目标低周疲劳寿命l对应的、旋翼动部件低周最大应力σmax,low表示为：
5.根据权利要求1所述的基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，其特征在于，所述基于此对旋翼动部件危险截面进行优化，满足低周疲劳寿命指标要求，包括：
在指定的载荷状态、加载位置、传力路线和约束方式下，结合修正前的危险截面尺寸a及其对应的最大应力σmax，根据式4确定旋翼动部件危险截面的优化尺寸：
按照式4的优化尺寸alow,优化对旋翼动部件危险截面进行优化设计，可满足低周疲劳寿命指标要求。
6.根据权利要求1所述的基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，其特征在于，所述确定直升机结构疲劳寿命，计算直升机结构的目标高周疲劳寿命对应的高周打样疲劳极限，包括：
直升机结构疲劳寿命通过下式进行确定：
式中，ta,i(i＝1,2,…,p)为特征载荷t在各飞行状态下的一组动载荷；ni(i＝1,2,…,p)为各飞行状态每小时出现的频次；l为直升机结构的高周疲劳寿命；ta,i和l呈对数线性相关，c和m为材料常数，t∞为寿命l对应的特征载荷t的高周疲劳极限；
由式5绘制直升机结构的高周疲劳t∞-l寿命曲线，确定结构材料及其对应的微动磨蚀形式，选取直升机结构的目标高周疲劳寿命l，获得对应寿命l的特征载荷t的高周打样疲劳极限t∞,high。
7.根据权利要求1所述的基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，其特征在于，所述确定满足高周疲劳寿命要求的设计动载荷，并计算对应的高周打样等效动应力，包括：
根据直升机飞行载荷谱获得特征载荷t的高周最大动载荷td和最大静载荷ts；考虑应力比的影响进行修正，最大载荷(ts,td)对应的等效动应力记为为σt,eq；则高周打样等效动应力teq,high通过下式进行确定：
8.根据权利要求1所述的基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，其特征在于，所述基于旋翼动部件材料安全疲劳极限，确定满足条件的等效动应力，使直升机旋翼动部件满足高周疲劳寿命的要求，包括：
将高周打样等效动应力teq,high与旋翼动部件材料安全疲劳极限s∞进行比较，若s∞>teq,high，即：
则按照式7进行设计优化的直升机结构可满足高周疲劳寿命要求，式7计算得到的等效动应力σt,eq优化结果为：
根据式8确定满足条件的等效动应力σt,eq，使直升机旋翼动部件满足高周疲劳寿命l的要求。
9.根据权利要求1所述的基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，其特征在于，所述优化旋翼动部件危险截面，满足高周疲劳寿命的设计要求，包括：
满足条件的等效动应力σt,eq对应的高周局部最大应力σmax,high可以表示为：
其中，teq为打样等效动应力，r为动静载荷比，r的表示方法如下：
式中，σs和σd为高周最大载荷循环(ts,td)对应的结构局部静应力和动应力；
在指定的载荷状态、加载位置、传力路线和约束方式下，结合修正前的危险截面尺寸a及其对应的最大应力σmax，由式9可以确定旋翼动部件危险截面的优化尺寸：
按照式11的优化尺寸ahigh,优化对旋翼动部件危险截面进行优化，可以满足高周疲劳寿命的设计要求。
10.根据权利要求1所述的基于打样疲劳载荷的直升机旋翼动部件优化方法，其特征在于，所述根据旋翼动部件危险截面的优化尺寸，考虑安全性进行局部优化设计，满足工程实际需要，包括：
危险截面按照下式进行优化：
a优化≥max(alow,优化，ahigh,优化)式12
按照式12对直升机旋翼动部件危险部位尺寸进行优化设计，以满足工程设计需要。
技术总结