本發明公開了一種試驗導向的直升機旋翼金屬件疲勞設計方法,包括:確定目標壽命試驗對應的打樣疲勞極限,以此計算旋翼金屬部件不同材料、擦蝕模式下開展疲勞試驗的最大加載載荷,并試驗載荷下的分析;根據反算疲勞試驗中旋翼動部件各材料、擦蝕模式狀態下的試驗打樣疲勞極限;考慮應力比效應進行靜載修正,計算各特征載荷打樣等效動載荷,評估結構疲勞壽命;確定旋翼動部件危險部位優化尺寸并指導設計,滿足疲勞試驗考核目標要求。本方法對特性試驗加速載荷下的試驗件及配套件的強度、剛度及邊界約束是否能夠滿足要求有了提前的預判,避免了試驗方案設計不合理造成提前失效。
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