在直升机桨叶设计阶段，一般都要对其进行静强度有限元分析，传统的分析方法是用各种飞行状态的计算载荷，选取最大值进行应力分析，最后得出剩余强度系数，判断是否满足静强度设计要求。众所周知，由于直升机在飞行时，桨叶处在一个非常复杂的环境中，桨叶载荷计算结果难以准确，正是由于载荷计算的不准确性，给强度结论带来了不确定性。所谓安全无小事，需要找出一种更合理的静强度分析方法，来确保直升机在飞行使用中的安全。本文根据国外资料，结合作者的工作经验，介绍一种直升机桨叶静强度分析的新方法，供大家参考。
       通过载荷分析域飞行测量获得桨叶的静载荷离心力FX、挥舞静弯矩MBS，摆振静弯矩MTS和动载荷辉舞动弯矩MBD、摆振动弯矩MTD ，通过下列公式计算获得静应力。通过载荷分析或飞行测量获得桨叶的最大静载荷通常超扭和超转两个状态的载荷可以代表)漓心力FX、挥舞静弯矩MYS，摆振静弯矩MZS，根据这两个状态的静载荷、剖面结构参数ES，WY，Wz，桨叶转速，S-N曲线复合材料的形状参数等，通过桨叶应力分析软件CPAO软件叶算可绘制得到图振动弯矩，BETALM线为桨叶5小时限制线C条折线，其意义表示线上的动载荷可使桨叶有5小时寿命，该折线以内的动载荷可使桨叶有大于5小时的寿命，其意义表示线上的动载荷可使桨叶有e9循环次数的寿命，该折线以内的动载荷可使桨叶有大于e9循环次数的寿命。根据图和载荷分析或飞行测量获得桨叶的动载荷挥舞静弯矩MBD、摆振静弯矩MTD可得到桨叶的5小时限制动载荷。
       现以直X型机为例，作为典型代表，本文只计算3250剖面，桨叶的3250剖面有四种材料组成，表蛤出了该剖面四种不同材料用两种不同方法获得的桨叶强度分析结果。    从上面的理论公式和计算结果来看，两种方法都是对桨叶静强度情况的分析，本文的算例中剩余强度系数刀都大于1.Q都可以下满足静强度设计要求的结论。但是，两种方法不同之处在于本文推荐的新方法用5小时限制载荷MYD俘和MZD俘替代了传统方法的计算使用的动载荷MBD和MTD。对于一个新研直升机，要检验直升机各飞行状态下桨叶的载荷大小要靠飞行载荷测试试验。在飞行载荷测试中，为保证新研直升机的安全，需对直升机各部件的载荷和振动进行实时监控。其中桨叶载荷监控就是重要的保安全措施之一。在对桨叶载荷进行监控时，我们设置如图2所示的一个坐标、两条限制线，随时掌握桨叶飞行时的动载荷情况，只要桨叶的动载荷不超出5小时限制线，就可保障直升机的安全飞行，一旦桨叶的动载荷超过5小时限制线，就要通知试飞员改出动作，直升机飞回机场检查。   
       众所周知，由于直升机在飞行时，桨叶处在一个非常复杂的环境中，桨叶载荷计算结果难以准确，若飞行载荷监测时监测到的桨叶的动载荷在5小时限制线内，但比计算的动载荷值大，此时，从疲劳寿命方面来看，直升机桨叶继续飞行没有问题，但从静强度方面来看，用传统的分析方法，我们无法立即唉时载荷监控要求立即判断拌日断直升机桨叶是否满足静强度要求。若采用本文中推荐的新方法，就容易对桨叶的静强度下结论:只要动载荷不超过5小时限制线，桨叶的静强度总是足够的。

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