تخمين عمر شافت روتور اصلي بالگرد بر مبناي طيف بارگذاري استاندارد

Life Estimation of a Helicopter Main Rotor Shaft Based on Standard FAA Spectrum

اين پژوهش روشي براي تخمين عمر شافت روتور اصلي بالگرد بر اساس طيف استاندارد سازمان هوانوردي فدرال ايالات متحده آمريكا و بر مبناي روش عمر ايمن ارايه مي‌كند. با توجه به بارگذاري غيرتناسبي و نرمي كم جنس شافت، از معيار صفحه بحراني فيندلي استفاده شده است. اعمال اين معيار به كمك تهيه يك كد مجزا به زبان طراحي پارامتري در نرم افزار انسيس ميسر شده است. كد مذكور دامنه تنش برشي را براساس روش كوچكترين دايره محيطي محاسبه و صفحه بحراني را جستجو مي‌كند. عمر شافت براي بحراني‌ترين مانور و براي طيف استاندارد به ترتيب 76 و 1090 ساعت پرواز محاسبه شد. همچنين نمودار حساسيت خستگي رسم و اثر جايگزيني ماده شافت با مواد ديگر بر عمر بررسي شده است. براي اعتبار سنجي نتايج، عمر شافت در گره بحراني براساس بخشنامه AC 27-1B سازمان هوانوردي فدرال محاسبه شده است. تطابق خوبي بين عمر محاسبه شده از معيار فيندلي و عمر محاسبه شده براساس AC 27-1B، مشاهده مي گردد.

This paper presents an approach for life estimation of helicopter main rotor shaft based on the standard Federation aviation administration (FAA) spectrum. According to Federation aviation regulation (FAR), the safe life approach has been employed in order to estimate the shaft life. Since the loading of the shaft is non-proportional and the material ductility is low, Findley’s critical plane criterion has been applied. In order to apply Findley’s criterion, an individual code was developed using ANSYS Parametric Design Language facilities. The code uses the minimum circumscribed circle approach to calculate the amplitude of shear stress and finds the critical plane. The lives of the shaft for the most severe maneuvers and for the standard FAA spectrum were found to be 76 and 1090 flight hours respectively. The fatigue sensitivity chart has been plotted and the effect of replacing another material with the shaft material on the life of shaft has been studied. To validate the result, the life of the shaft in the critical node has been calculated according to federal administration aviation AC 27-1B. Good agreement with these two results was observed.