本發(fā)明屬于飛機結(jié)構(gòu)疲勞可靠性技術(shù)領(lǐng)域,特別涉及一種
復(fù)合材料槳葉疲勞壽命的半解析計算方法。具體包括如下步驟:定義復(fù)合材料槳葉結(jié)構(gòu)的坐標系及幾何外形;復(fù)合材料槳葉結(jié)構(gòu)的離散;計算復(fù)合材料槳葉結(jié)構(gòu)的各離散點的剖面應(yīng)力;根據(jù)疲勞累積損傷理論計算槳葉疲勞壽命。利用本發(fā)明的方法,能夠通過槳葉結(jié)構(gòu)的參數(shù)直接得到復(fù)合材料槳葉結(jié)構(gòu)的疲勞壽命,且能夠保證足夠的計算精度,能夠滿足槳葉疲勞設(shè)計的快速迭代需求,實現(xiàn)步驟相對簡單,容易操作,具有較高的計算精度和較好實際應(yīng)用價值。
聲明:
“復(fù)合材料槳葉疲勞壽命的半解析計算方法” 該技術(shù)專利(論文)所有權(quán)利歸屬于技術(shù)(論文)所有人。僅供學習研究,如用于商業(yè)用途,請聯(lián)系該技術(shù)所有人。
我是此專利(論文)的發(fā)明人(作者)