一种水陆两栖飞机振动环境下系统安装强度等效计算方法

技术领域

本发明属于飞机强度计算技术领域，涉及一种水陆两栖飞机振动环境下系统安装强度等效计算方法。

背景技术

水陆两栖飞机动力装置选用的涡轮螺旋桨发动机和6叶螺旋桨。飞机在正常运行过程中，机体结构振动主要是由于螺旋桨桨叶质量的不平衡、桨叶制造误差导致的气动力不平衡或者安装倾斜引起的，这些振动通过发动机支架从转动轴传导到飞机上，传导路径为：转轴-发动机-机翼-机身。反过来，机体结构的运动又激发了与其相连的燃油、液压、气动和其他系统装置的振动。因此，有必要保证系统装置的安装能够承受在服役期间遇到的振动环境。目前，系统安装的计算仅考虑了飞机运行过程中的机动过载，振动环境下的系统安装强度因缺乏合适的方法并未充分考虑。

发明内容

发明目的

本发明的目的是提出一种水陆两栖飞机振动环境下的系统安装强度等效计算方法，用于指导系统安装在振动环境下的强度计算。

技术方案

一种水陆两栖飞机振动环境下的系统安装强度等效计算方法，将振动环境谱划分到不同转速下的独立阶段谱来计算系统安装的响应，利用统计获得地面停机、地面/水面滑行、起飞&爬升、巡航等各任务阶段的螺旋桨转速所占时长、架次数，等效转化为与转速相关的时长；将疲劳S-N曲线转化为与均方根加速度、疲劳应力因子等参数方程，按照等效疲劳损伤准则计算总飞行时间内的均方根加速度，基于高斯分布确定系统安装的限制加速度，与机动过载进行对比并选取加速度严酷的值进行计算。

进一步的，所述的水陆两栖飞机振动环境下的系统安装强度等效计算方法，其步骤如下：

步骤1、按照飞机螺旋桨转速，进行振动环境全包线谱划分，并计算系统安装的响应；

步骤2、利用统计获得地面停机、起飞&爬升、巡航等各任务阶段的螺旋桨转速所占时长、架次数，等效转化为与转速相关的时长；

步骤3、将疲劳S-N曲线转化为与均方根加速度、疲劳应力因子等参数相关方程；

步骤4、按照等效疲劳损伤准则计算总飞行时间内的均方根加速度；

步骤5、基于高斯分布确定系统安装的限制加速度；

步骤6、机动过载进行对比并选取加速度严酷的值进行计算。

进一步的，步骤1中，依据飞机螺旋桨转速，将振动环境全包线谱划分到不同转速阶段下的独立谱；

进一步的，步骤2中，按照疲劳典型任务统计长期飞行、短期飞行、训练飞行、任务飞行各阶段时长以及架次数；

进一步的，步骤2中，按照地面停机、地面滑行、水面滑行、起飞&爬升、高水平巡航、低水平巡航、下降&进近、水面滑行、地面滑行、地面停机计算各阶段时长；

进一步的，步骤3中，疲劳S-N曲线方程为：

S

式中，S为疲劳应力峰值；N为失效前载荷循环数；C为失效发生的所需的损伤水平；m为疲劳应力指数；

进一步的，步骤3中，假设失效循环数与失效时长成比例，并且疲劳应力峰值与均方根加速度成比例；

进一步的，步骤4中，均方根加速度计算为:

式中，G_RMS

本申请的有益效果在于：

本发明给出了水陆两栖飞机振动环境下的系统安装强度等效计算方法，针对水陆两栖飞机系统安装及关联系统在地面、水面以及空中运行过程中所遭受的随机振动环境，采用疲劳等效方法将飞机运行各阶段振动转化为总飞行时长下均方根加速度并用于强度校核，打破以往飞机设计系统安装仅考虑静载荷，不考虑振动环境等动载荷的局面，极大的提高了飞机运行过程中的安全性和可靠性；解决了系统安装设计在振动环境下强度计算方法欠缺问题，计算过程简单易于理解，流程清晰明了，可用于指导飞机系统安装强度设计以及计算，能够有效提高设计水平和效率。

附图说明

图1是系统安装示意图；

其中：1-系统支架、2-液压软管、3-液压硬管

图2是本发明中典型振动环境谱。

图3是本发明中高斯曲线图。

图4是系统安装计算结果示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步描述。以下所述仅为本发明一部分实施例，非全部实施例。基于本发明实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

附图1给出了一种飞机典型系统安装方式，液压软管、液压硬管通过系统支架固定到飞机结构上。

本发明的水陆两栖飞机振动环境下的系统安装强度等效计算方法，其具体实施过程如下：

步骤一、参数准备，包括螺旋桨转速、振动环境全包线谱、阻尼系数、疲劳应力因子等。

步骤二、将附图2以不同螺旋桨转速为中心频率，窄频带为中心频率±5％范围，保持谱峰值不变形成各转速下的振动环境谱。

步骤三、计算系统安装结构的自然频率f

步骤四、计算位移传递函数Q：

式(1)中，f

步骤五、将步骤二中的振动环境谱作为加速度谱密度输入，求解获得加速度谱密度响应，计算公式为：

ASD

式(2)中，ASD

步骤六、计算步骤五获得加速度谱密度响应曲线下面积的平方根加速度G_RMS：

步骤七、按照疲劳典型任务统计长期飞行、短期飞行、训练飞行、任务飞行各阶段时长以及架次数。

步骤八、将步骤七中统计结果转化为地面停机、地面滑行、水面滑行、起飞&爬升、高水平巡航、低水平巡航、下降&进近、水面滑行、地面滑行、地面停机等飞行阶段所占用时长。

步骤九、将步骤八中相同转速下的时长进行累加获得各转速下的等效任务时长T

步骤十、基于假设失效循环数N与失效时长成比例，并且疲劳应力峰值S与均方根加速度G_RMS成比例，可将S-N曲线写为：

G_RMS

式(4)中，m为疲劳应力指数；T为任务时长；K为失效发生所需的损伤水平比例。

步骤十一、按照等效疲劳损伤准则计算总飞行时间内的均方根加速度：

G_RMS

式(5)中，G_RMS

步骤十二、依据附图3高斯分布曲线，瞬态加速度与均方根加速度的比值大约有68.3％的时间在±1之间，曲线也表明有99.73％时间在±3之间，取限制振动加速度等于均方根加速度的3倍，保证在100％时间内基本能覆盖系统安装加速度。

步骤十三、与机动过载进行对比，选取加速度严酷值针对附图1中系统支架进行计算。

本发明的一种水陆两栖飞机振动环境下的系统安装强度等效计算方法，将振动环境谱划分到不同转速下的独立阶段谱来计算系统安装的响应，利用统计获得地面停机、起飞&爬升、巡航等各任务阶段的螺旋桨转速所占时长、架次数，等效转化为与转速相关的时长；将疲劳S-N曲线转化为与均方根加速度、疲劳应力因子等参数相关方程，按照等效疲劳损伤准则计算总飞行时间内的均方根加速度，基于高斯分布确定系统安装的限制加速度，与机动过载进行对比并选取加速度严酷的值进行强度计算。解决了系统安装设计在振动环境下强度计算方法欠缺，流程清晰明了，能够有效提高设计水平和效率。

本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。