1 概述

直升机可以进行悬停和任意方向的飞行运动，具有广泛的应用。直升机旋翼系统通过高速旋转提供直升机运动的动力，它由多个具有复杂结构形状的部件构成，其上作用着很大的静态载荷和依赖于旋翼转速的快速变化的动态载荷。为了满足强度、重量、成本之间的平衡，详细准确的应力分析工作是必须的，有限元分析方法一般是首选。

挥舞支臂结构是旋翼系统的重要承力部件，它承受桨叶运动产生的气动力并传递到直升机机身上，下图中A-D、G分别为不同的载荷作用点。

 
图1 挥舞支臂结构与载荷作用点

结构的强度设计要求得到在这些静、动载荷联合作用下的静应力和对应高、低周疲劳寿命的应力分布，找出临界区域。

2 结构有限元建模

建立结构有限元模型需要考虑解决以下问题：各零件的组装问题，必须模拟相同的连接刚度，对各零件间的相互作用，可以考虑采用接触形式，也可以采用实体单元共结点连接，对应力计算的主体零件考虑到几何造型的复杂性以及精度要求和后处理需要，采用六面体划分单元，载荷和约束均施加在结点上，结点通过REB2单元与结构相连。

为了满足以上要求，我们比较了几种常见的通用工具软件，最后选择Altair公司的HyperMesh建立有限元模型，建成后的模型见下图。

图2 有限元模型

为了后续应力叠加处理的需要，在每个载荷点，按坐标轴方向分别施加单位载荷，作为一种载荷状态，共计算15种单位载荷状态。

3 单位载荷工况的工程化处理

结构应力分析的目的，是得到对应静、动载荷的应力在结构上的分布，对结构部件进行强度设计。由于直升机旋翼系统是做周期性旋转运动，这里静载荷是指不随旋转方位变化的载荷Fsi，动载荷是指随旋转方位周期变化的载荷FdiCOS（β+θ0i），θ0i为初始方位角。

从单位载荷状态应力得到结构真实应力，需要进行应力结果后处理计算。首先由结构载荷平衡方程，解出各载荷点上载荷分配，与单位载荷比较分别得到静、动载荷系数，然后对单位载荷叠加得到静、动应力。对动应力还需要找出在一个旋转周期内的最大值。

对静、动应力分别进行运算，得到结构工程强度设计需要的静强度应力和高、低周疲劳应力，其中疲劳应力需要进行GOODMAN非线性修正计算，其公式如下：，其中，σ2.0为材料弹性极限应力，α为可选择常数。为了直观得到结构对应各种应力情况下的临界区分布，对处理得到的应力结果要求可视化显示。

上述应力后处理计算过程非常复杂，一般通用CAE软件提供的后处理功能不能满足要求，为了解决这个问题，与Altair技术支持部门合作，开发了专用后处理程序Sleeve。该专用程序可以读取单位载荷状态有限元计算结果，处理得到用于静强度分析和高、低周疲劳强度计算的应力分布，并在HyperView中进行显示，见下图。

图3 静强度、低周疲劳、高周疲劳应力可视化分布

此计算应力分布在试验室试验和飞行试验中，都得到了很好的验证。