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类型直升机某部件飞行状态的载荷分布特点研究.doc

  • 上传人:cjc2202537
  • 文档编号:245610
  • 上传时间:2018-03-24
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    直升机某部件飞行状态的载荷分布特点研究.doc
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    1、直升机某部件飞行状态的载荷分布特点研究第 33 卷第 j 期2001 年 l0 月南京航空航天大学JournalofNanjingUniversityofAeronauticsAstronauticsVo【33No.5Oc(.200l文章编号:10052615(2001)05050304直升机某动部件飞行状态的载荷分布特点研究穆志韬段成美华燃(簿军航空工程学院青岛分院青岛.2,66041)摘要结台直升机的飞行载荷特点厦使用要幕.采用莱型直升机动部件飞行剐量栽荷数据,经过“三峰菩点雨漉计数岳统计处理,对飞行中妾剥到的 183 个飞行状态分剐进行统计处理,假设检验厦回归分析,确定了每个飞行状态时栽

    2、荷分布类型噩飞行状态的损伤,最后压缩归并成对直升机某动部停产生较大损伤的 18 种飞行状态,并提出了飞行状态中栽荷时分布类型对直升机动部件的寿命有较太的影响.关键词:直升机;飞行状态;栽荷;动部俘:统计处理中围分类号:V215.56V275.1 文赫标识码:引言直升机具有操纵机动灵活,突风响应和机动过载小,二者构成的疲劳损伤都是次要成分如某型直升机,在其 77 种飞行状态中,只有 6 种状态使桨叶造成损伤,这 6 种状态的飞行时数约占总飞行时数的 6,构成损伤的应力水平基本上都靠近结构的疲劳极限 0.同一架直升机飞行同一个飞行状态,由于各次飞行之间偶然因素(如驾驶员操纵等)造成的差异.以及同一

    3、状态多次飞行中构件应力水平的差异,故载荷状态常常改变.因此,必须对不同的飞行状态进行统计分析.另一方面,在动部件疲劳寿命计算中也需要知道各飞行状态所构成的损伤,因而有必要对动部件各个飞行状态的载荷分布特点进行研究.1 原始飞行空测数据采用某型直升机 183 种飞行状态则量的载荷数据,针对某一动部件.将每种飞行状态测量载荷经“ 三峰谷点“ 雨流计数处理后 ,各级应力幅值对应的频数都转换成每飞行小时对应的频数.采用相关系数法,对每种飞行状态测量载荷数据的分布状况进行检验.现匀速下滑和近地面小速度平飞两种飞行状态为例这两种典型飞行状态的原始计数统计结果(每飞行小时) 见表 1,2.表 l 匀速下滑飞

    4、行状态计数结果表 2 近地面小速度平飞状态计数结果收稿日期:20000529;修订日期:200012-2l作者简介;嵇志韬.男.副救授.63 年 s 生:段成美.男.教授.1937 年 1 月生华燃.男.讲师,1965 年 11 月生5,34 南京航空航天大学第 33 卷1.1 频数与频率表中每一组限 G(,)G(T1)内,应力出现的次数(“)为“ 频数“, 每组的频数除以总频数(),即得“ 频率 “.将各组频率自下往上累加,即得超值累计频率,即母体存活率估计量 P.12 子样均值与标准差分组数据的子样均值:一;子样标准差:式中:分组数.一/!二茎N 一为各组的频数;X.为各组的组中值:为为总

    5、频数.1.3 存活率变换若观测数据遵循正态分布,则标准正态偏量 U 与,成线性关系X 一+bU(1)式中 r 根据尸转换而来,即通过 r 和尸的数值表采用插值方法计算得到.2 空测载荷数据分布状态检验为了检验各数据点在正态概率坐标纸上是否表现为一直线关系,需计算相关系数(),以 l 判断两个变量之间线性关系的密切程度,相关系数计算公式如下rR 一 =兰=(2)jL?L式中,L 是与埘个数据点坐标(uX)有关的量vI2?IHJLr 一熙一frr1,Jhj.二u 一一对匀速下滑及近地面小速度平飞状态,分别进行正态,对数正态分布检验,计算结果见表 3,4根据表 3,4 中计算数据,将标准正态偏量表

    6、3 匀速下滑飞行状态检验计算结果表 4 近地面小速度平飞飞行状态检验计算结果(u,)和各飞行状态的分组组限分别取为,y 轴,匀速下滑及近地面小速度平飞两种飞行状态,用最小二乘法拟台的直线图分别见图 1(a,b)和图 2(a,b).由相关系数检验表查得匀速下滑状态风一0.230;近地面小速度平飞状态 R.一 0.210,两种假设捡验的相关系数都远远大于起码值(R.),但匀速下滑状态的 R:gR.(下标 1g 表示对数 表示正态),且对数正态的点估计标准差也较小;近地面小速度平飞状态的 RR,而对数正态分布的点估计标准差小于正态分布的标准差,结合拟合的直线圈对比分折.认为匀速下滑飞行状态的载荷分布

    7、特点更接近对数正态分布,近地面小速度平飞飞行状态的载荷分布特点更接近正态分布.同理,用该方法对空测的 183 个飞行状态分布类型进行检验.检验结果符合对数正态分布的飞行状态有 27 种;符合正态分布的飞行状态有 l56 种.其中,悬停左转弯飞行状态的相关系数晟大:R 一0.99863;爬升左转弯状态的相关系数晟小:R=0.87906,均远大于相对应的相关系数临界值.对测量到的各种飞行状态进行频数统计分析,并依据直升机动部件的受载特点,采用能较好描述 S 一曲线中长寿命区的 Stromeyer 方程(/sl+/N)及线性累积损伤理论 Miner 准则进行每个飞行状态的损伤计算“, 把不造成损伤或

    8、损伤特别小的飞行状态舍弃,经与飞行人员商讨,结合状态统计推断结果,把损伤相同或相近的飞行状态进行压缩归并,最后得到对直升机某动部件造成损伤比较大的 18 种飞行状态,各飞行状态载荷分布类型检验结果见表 5,其中符台对数正态分布的飞行状态有 5 种;符台正态分布的飞行状态有 l3 种.第 5 期穆志韬.等:直升机某动部件飞行状志的载荷分布特点研究 5054r享豆 2FI古i_(a)对数正态000r图】匀速下带飞行状志载荷分布检验拟台曲线喜1O(b)正态(a)正态(b)对数正态图 2 近地面小速度平飞状态载荷分布检验拭台曲线表直升机飞行状态空剥载荷分布类型统计检验506 南京航空航天大学第 33

    9、卷结论通过对每个飞行状态实测载荷数据进行处理分析及损伤计算,发现直升机动部件的实测载荷具有如下特点:(1)动部件的实测载荷均以振动疲劳载荷为主,且对任意单一飞行状态,基频载荷基本上在同一平均载荷水平上循环,且交变载荷的幅值具有较好分布规律,大致呈对数正态或正态分布.对于低速状态【悬停,近地机动,起飞,着陆等),基频波(1阶渡)和 2 阶渡幅值相当,相互重叠.而构成结构损伤的载荷,即大于结构安全疲劳极限(S 一/的载荷.往往只出现在部分飞行状态的高幅值载荷部分.(2)对直升机造成损伤比较小的飞行受载状态,推断结果一般服从正态分布;造成损伤较大的飞行状态,一般服从对数正态分布,载荷分布类型对寿命影

    10、响很大.(3)由于飞行环境的变化,直升机固有的机动性及驾驶员操纵影响,对同一飞行状态,不同飞行架次的实测载荷不可避免的造成一定的分散性.这种分散性可能导致同一状态的载荷在一些飞行架次中造成损伤而在另一些飞行架次中不造成损伤的差异,参考文献l 孙之钊,萧秋庭,徐挂祺.直升机强度 EM.北京:航空工业出版社,l990l5l2032 高镇同.疲劳应用统计学 EM.北京:国防工业出版杜 ,l986.861473HailAD.HelicopterfadgueevaluationR.AGARDR674LoadFeaturesofFlightConditionsonDynamicComponentofHel

    11、icopterMuZhitaoDua*tChengmeiHunRan(QingdaoBranch,NavalAeronauticaEngineeringAcademyQingdao266041,P.RChina)AbstractAccordingtotheflightloadfeaturesandserviceenvironmentneedsofthehelicopter,andbyusingtheflightsurveydataofthehelicopterdynamiceomponeritsandthecountingmethodsof“ThePeaktoTroughPoint“,thes

    12、tatisticaltreatmenliscarriedOUtincluding,theassumptiontestandtheregressionanalysistoeverymeasuredstateof83flightconditions,thenthedistributiontypesandthedamageofdifferentconditionsaredetermined.Finally,18flightconditionsareamalgameted,thatdobiggerdamagetothedynamiccomponent,andtheloaddistributiontypesoftheflightstatesisproposed.ThedistributiontypeshaveabiggereffectontheserviceLifeofdynamiccomponents.Keywords:helicopters;flightconditions;loaddynamiccomponents;statisticaltreatment

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