(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111391807.9 (22)申请日 2021.11.19 (71)申请人 中国直升 机设计研究所 地址 333001 江西省景德镇市航空路6 -8号 (72)发明人 陈英华　李璨　马小艳　王影　 (74)专利代理 机构 中国航空专利中心 1 1008 代理人 王世磊 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/17(2020.01) G06F 30/20(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种直升机次承力结构耐振动疲劳设计方 法 (57)摘要 本发明提供了一种直升机次承力结构耐振 动疲劳设计方法， 所述方法包括： 对装机平台施 加垂向的单位加速度激励， 得到次承力结构件的 应力频响曲线； 基于所述频响曲线， 确定第一个 共振主峰， 以及对应所述第一共振主峰的第一频 率值， 并基于所述第一频率值确定危险部位； 基 于所述危险部位的结构材料S ‑N曲线， 确定所述 结构材料的疲劳极限值； 基于所述疲劳极限值和 直升机振动环境谱， 得到最大的许用传递函数； 本发明提出了一种直升机次承力结构的耐振动 疲劳设计流程和方法， 对次承力件的振动环境下 的振动疲劳强度进行分析以及结构 优化， 以确保 结构满足 强度和使用要求。 权利要求书1页 说明书4页 附图3页 CN 114065397 A 2022.02.18 CN 114065397 A 1.一种直升 机次承力结构耐振动疲劳 设计方法， 其特 征在于， 所述方法包括： 对装机平台施加垂向的单位加速度激励， 得到次承力结构件的应力频响曲线； 基于所述频响曲线， 确定第 一个共振主峰， 以及对应所述第 一共振主峰的第 一频率值， 并基于所述第一频率 值确定危险部位； 基于所述 危险部位的结构材 料S‑N曲线， 确定所述结构材 料的疲劳 极限值； 基于所述 疲劳极限值和直升 机振动环境谱， 得到最大的许用传递 函数。 2.根据权利要求1所述的方法， 其特征在于， 所述对装机平台施加 垂向的单位加速度激 励， 得到次承力结构件的应力频响曲线之前， 还 包括： 基于次承力结构件和装机边界条件， 建立动力学模型； 基于所述次承力结构的装机位置， 确定基础激励的方向。 3.根据权利要求2所述的方法， 其特征在于， 所述动力学模型包括危险部位结构和连接 件模拟； 所述基础激励的方向包括垂向激励、 侧向激励和航向激励。 4.根据权利要求1所述的方法， 其特征在于， 所述基于所述疲劳极限值和直升机振动环 境谱， 得到最大的许用传递 函数之后， 还 包括： 基于所述最大的许用传递函数和所述危险部位的节点动应力频响曲线， 得到第 二频率 值和第三频率 值； 其中， 所述第一频率 值介于所述第二频率 值和所述第三频率 值之间。 5.根据权利要求4所述的方法， 其特征在于， 所述基于所述最大的许用传递函数和所述 危险部位的节点动应力频响曲线， 得到第二频率 值和第三频率 值之后， 还 包括： 基于最小频率值和第四频率值定义所述次承力结构的安全系数； 其中， 所述最小频率 值是所述第二频率值和第三频率值中的小值， 所述第四频率值是在所述直升机振动环境谱 中周期激励中离所述第一频率 值最近的频率 值。 6.根据权利要求1所述的方法， 其特征在于， 所述基于所述第一频率确定危险部位， 包 括： 基于所述第 一频率的频响应力云图， 确定最大应力位置； 其中， 所述最大应力位置对应 所述危险部位。 7.根据权利要求1所述的方法， 其特 征在于， 所述方法还 包括： 对装机平台施加垂向的单位加速度激励， 得到初始的次承力结构件的加速度。 8.根据权利要求1所述的方法， 其特征在于， 所述基于所述疲劳极限值和直升机振动环 境谱， 得到最大的许用传递 函数， 包括： 基于直升机振动环境谱中的激励频率值， 确定小于第一频率值且离得最近的第四频 率； 假设所述 直升机振动环境谱中对应所述第四频率 值的幅值 为Ai； 基于所述材 料疲劳极限值和直升 机振动环境谱， 通过 下式计算 最大的许用传递 函数： 其中， ωi为第一频率 值， S‑1为材料疲劳极限值。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 114065397 A 2一种直升机次承力结构耐振动疲劳设计方 法 技术领域 [0001]本发明属于直升机结构强度试验技术领域， 特别涉及一种直升机次承力结构耐振 动疲劳设计方法。 背景技术 [0002]随着近年来直升机应用的日益频繁， 实际使用过程中， 直升机上如整流罩、 燃油管 路、 设备支架等结构因振动引起的疲劳破坏事故频发， 次承力结构的振动环境耐久性问题 越来越引起人们的重 视。 [0003]目前， 在进行直升机 强度设计时， 已经形成了静强度、 疲劳和动力学专业各自的标 准和规范， 但相互之 间独立和脱节， 面对直升机上普遍存在的次承力结构振动疲劳问题， 仅 采用常规的强度设计方法难以预测和校核 结构强度和寿命， 振动疲劳设计相关的规范也几 乎空白。 发明内容 [0004]针对上述技术问题， 第一方面， 本发明提供了一种直升机次承力结构耐振动疲劳 设计方法， 所述方法包括： [0005]对装机平台施加垂向的单位加速度激励， 得到次承力结构件的应力频响曲线； [0006]基于所述频响曲线， 确定第一个共振主峰， 以及对应所述第一共振主峰的第一频 率值， 并基于所述第一频率 值确定危险部位； [0007]基于所述 危险部位的结构材 料S‑N曲线， 确定所述结构材 料的疲劳 极限值； [0008]基于所述 疲劳极限值和直升 机振动环境谱， 得到最大的许用传递 函数。 [0009]优选地， 所述对装机平台施加垂 向的单位加速度激励， 得到次承力结构件的应力 频响曲线之前， 还 包括： [0010]基于次承力结构件和装机边界条件， 建立动力学模型； [0011]基于所述次承力结构的装机位置， 确定基础激励的方向。 [0012]优选地， 所述动力学模型包括危险部位结构和连接件模拟； 所述基础激励的方向 包括垂向激励、 侧向激励和航向激励。 [0013]优选地， 所述基于所述疲劳极限值和直升机振动环境谱， 得到最大的许用传递函 数之后， 还 包括： [0014]基于所述最大的许用传递函数和所述危险部位的节点动应力频响曲线， 得到第二 频率值和第三频率 值； 其中， 所述第一频率 值介于所述第二频率 值和所述第三频率 值之间。 [0015]优选地， 所述基于所述最大的许用传递函数和所述危险部位的节点动应力频响曲 线， 得到第二频率 值和第三频率 值之后， 还 包括： [0016]基于最小频率值和第四频率值定义所述次承力结构的安全系数； 其中， 所述最小 频率值是所述第二频率值和第三频率值中的小值， 所述第四频率值是在所述直升机振动环 境谱中周期激励中离所述第一频率 值最近的频率 值。说　明　书 1/4 页 3 CN 114065397 A 3