CN113806868B - 一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及直升机传动***结构安全领域，具体公开了一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法，包括建立尾传动轴被子弹侵彻后的仿真模型；制备非标准试验试样；利用非标准断裂韧度测试方法获取非标准试验试样的断裂韧度，以非标准疲劳裂纹扩展试验方法以获得尾传动轴的疲劳裂纹扩展材料常数，从而建立疲劳裂纹扩展速率da/dN公式；最后对尾传动轴弹击后的疲劳裂纹扩展寿命进行预测。本发明避免了无法从构件中截取出符合国家疲劳裂纹扩展测试和断裂韧性测试标准的试件，导致其断裂韧性和疲劳裂纹扩展常数难以得到测量的缺陷。

Description

一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法

技术领域

本发明涉及直升机传动***结构安全领域，具体涉及一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法。

背景技术

直升机在作战过程中，其尾传动轴存在被子弹击中的可能性，若尾传动轴被击中则会造成尾传动轴发生破坏失效，引起直升机坠落以及相关人员伤亡。因此，需要对尾传动轴进行损伤容限分析，保证尾传动轴被子弹击中后仍拥有足够的疲劳寿命，具备足够的时间供直升机降落。

损伤容限分析需要获取尾传动轴的疲劳裂纹扩展常数以确定其在给定载荷工况下的裂纹扩展速率，同时也需要获取其断裂韧度以确定临界裂纹尺寸。但是，区别于航空发动机的涡轮盘、叶片等构件，直升机尾传动轴是一种薄管试件，并且最终需要通过膨胀挤压工艺强化后才能服役，其材料力学特性相比于原材料具有较大的差异。因此，无法从构件中截取出符合国家疲劳裂纹扩展测试和断裂韧性测试标准的试件，导致其断裂韧性和疲劳裂纹扩展常数难以得到测量，从而造成难以对直升机尾轴的损伤容限进行分析。

因此需要提供一种新的直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法，来适应直升机尾传动轴的特殊性。

发明内容

为了解决上述存在的技术问题，本发明提供了一种针对直升机尾传动轴抗弹击损伤容限新的分析方法，该方法采用了直升机尾传动轴非标准试验试样、相应的非标准断裂韧性测试方法、非标准疲劳裂纹扩展速率测试方法，避免了尾传动轴因不符合国家疲劳裂纹扩展测试和断裂韧性测试试件标准而难以进行损伤容限分析的缺陷，其具体技术方案如下。

一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法，包括：

建立尾传动轴被子弹侵彻后的仿真模型；仿真模型包括由子弹造成的孔洞缺陷，以及位于孔洞缺陷周围被撕开的裂纹；

根据尾传动轴的仿真模型，从实际尾传动轴管上截取部分制备成外表尺寸与标准CT试件尺寸一致的非标准试验试样；

测试非标准试验试样的断裂韧度K_C；

获取疲劳裂纹扩展速率da/dN公式；

获取尾传动轴弹击后的疲劳裂纹扩展寿命；

所述测试非标准试验试样的断裂韧度包括：

建立应力强度因子K的表达式：

K＝(F/BW^1/2)×f(a/W)；

其中：

F为加载力，B为试样厚度，W为试样标距段长度，a为裂纹长度；通过对不同裂纹长度下的断裂分析结果拟合获得参数k₀，k₁，k₂，k₃和k₄；

对非标准试验试样进行疲劳裂纹扩展试验，逐渐增大加载作用力至到该非标准试验试样断裂，记录断裂过程中的最大加载力F_max；

将最大加载力代入应力强度因子K的表达式，计算断裂韧度K_C：

K_C＝(F_max/BW^1/2)×f(a/W)。

作为本发明的进一步改进，所述对不同裂纹长度下的断裂分析结果拟合获得参数k₀，k₁，k₂，k₃和k₄包括：

建立与非标准试验试样等尺寸的有限元模型；

对所建立的有限元模型进行三维疲劳裂纹扩展分析，计算不同裂纹长度下的应力强度因子；

利用非线性拟合获取参数k₀，k₁，k₂，k₃和k₄。

作为本发明的进一步改进，所述进行三维疲劳裂纹扩展分析，计算不同裂纹长度下的应力强度因子包括：

S1：获取等效应力强度因子K_eff：

根据最大环应力准则得到裂纹扩展方向角；其中K_I为张开型裂纹的应力强度因子，K_II为滑开型裂纹的应力强度因子，K_III为撕开型裂纹的应力强度因子；v代表泊松比；

S2：根据裂纹扩展步长确定裂纹扩展以后的网格模型，并更新网格模型；

S3：调用Abaqus进行有限元应力分析，根据应力分析结果和断裂力学，计算下一步的裂纹应力强度因子和裂纹扩展方向角；

S4：反复迭代循环步骤S2和S3，得到三维裂纹拓展路径以及不同裂纹长度下的应力强度因子，从而获得应力强度因子K随裂纹扩展长度a的变化曲线K-a。

作为本发明的进一步改进，所述获取疲劳裂纹扩展速率da/dN公式包括：

采用Walker公式描述疲劳裂纹扩展速率da/dN的表达式：

其中，C和m为疲劳裂纹扩展常数，γ表示裂纹扩展速率对平均应力的敏感程度；ΔK为应力强度因子变化幅值；R为应力比；

对疲劳裂纹扩展速率da/dN的表达式取对数获得如下公式：

获取疲劳裂纹扩展速率da/dN数据、根据K-a曲线获取ΔK数据，通过线性回归获得参数C、m和γ。

作为本发明的进一步改进，所述获取疲劳裂纹扩展速率da/dN数据包括：

建立归一化裂纹长度a/W与柔度U_x的关系式：

其中C₀，C₁，C₂，C₃和C₄为柔度待定参数；U_x表示COD规夹持处柔度表达式：

E表示非标准试验试样的弹性模量；V_x表示COD规夹持处的位移；

根据COD规夹持处的位移V_x、应力循环次数N，通过归一化裂纹长度a/W与柔度U_x的关系式与COD规夹持处柔度表达式获取a-N曲线；

根据a-N曲线获取da/dN的数据。

作为本发明的进一步改进，所述建立尾传动轴被子弹侵彻后的仿真模型包括：

采用有限元软件ANSYS/LS-DYNA中的显式有限元方法对尾传动轴的弹击侵彻过程进行数值仿真计算，分析子弹侵彻对尾传动轴的破坏损伤；

采用ANSYS前处理模块对尾传动轴进行仿真建模；

采用LS-DYNA971求解器进行计算求解；

采用LS-PREPOST后处理分析软件模块进行结果分析。

作为本发明的进一步改进，所述获取尾传动轴弹击后的疲劳裂纹扩展寿命包括：

测量初始裂纹长度a₀；

根据断裂韧度K_C获取最终裂纹长度a_c；

对疲劳裂纹扩展速率da/dN公式积分，获得疲劳裂纹扩展寿命：

本发明还提供了一种电子设备，包括处理器、存储器以及存储在所述存储器上的电子设备程序，电子设备程序被处理器执行时，实现上述任一项直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法的步骤。

本发明还提供了一种电子设备可读存储介质，所述可读存储介质中存储有电子设备程序，电子设备程序被处理器执行时，实现上述任一项直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法的步骤。

有益效果：本发明提供了一种针对直升机尾传动轴抗弹击损伤容限的分析方法，通过设计非标准试验试样；采用非标准断裂韧性测试方法对非标准试验试样进行测试，获取直升机尾传动轴断裂韧度，从而确定临界裂纹尺寸；采用非标准疲劳裂纹扩展测试方法，获取直升机尾传动轴的疲劳裂纹扩展常数，从而获得给定载荷工况下的裂纹扩展速率，结合建立尾传动轴三维裂纹扩展模型，测试疲劳相关参数和疲劳载荷，对疲劳裂纹扩展寿命进行预测，确保弹击后尾传动轴仍然可以支撑足够的时间供直升机返航重整和维修，为其抗弹击设计提供理论基础。避免了直升机尾传动轴因为无法从构件中截取出符合国家疲劳裂纹扩展测试和断裂韧性测试标准的试件而难以进行损伤容限分析的缺陷。

附图说明

图1为本发明损伤容限分析方法的流程图；

图2为本发明尾传动轴的仿真模型示意图；

图3为本发明非标准试验试样的示意图；

图4为本发明电子设备的框图。

附图标记：10、电子设备；101、处理器；102、存储器；103、电源组件；104、通信组件；105、输入/输出接口。

具体实施方式

为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是，本发明还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。

下面结合具体实施例，对本发明提供的一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法进行详细的说明。

图1示出了本发明公开的一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法的流程图。该分析方法包括：

建立尾传动轴被子弹侵彻后的仿真模型；仿真模型包括由子弹造成的孔洞缺陷，以及位于孔洞缺陷周围被撕开的裂纹；

根据尾传动轴的仿真模型，从实际尾传动轴管上截取部分制备成外表尺寸与标准CT试件尺寸一致的非标准试验试样；

测试非标准试验试样的断裂韧度K_C；

获取疲劳裂纹扩展速率da/dN公式；

获取尾传动轴弹击后的疲劳裂纹扩展寿命。

具体来说，由于实弹测试因场地、成本、测量技术等原因，无法展开大量的实弹测试来探寻尾传动轴弹击后的损伤规律，因而需在典型有效的实验测试数据基础上，以数值仿真为主，利用数值模型计算展开相关研究。在本实施例中，采用有限元软件ANSYS/LS-DYNA中的显式有限元方法对尾传动轴的弹击侵彻过程进行数值仿真计算，以分析子弹侵彻对尾传动轴的破坏损伤。尾传动轴的动力学仿真建模主要采用ANSYS前处理模块进行，求解计算采用LS-DYNA971求解器完成，最后采用LS-PREPOST后处理分析软件模块进行结果的分析。建立仿真模型的过程包括定义材料属性，使用SOLID164八节点六面体单元对尾传动轴和子弹进行离散化，采用单点积分算法以满足大变形过程的计算；建立实体模型，采用三维Lagrange计算方法进行网格划分；采用面面侵蚀接触算法定义子弹与尾传动轴发生的冲击碰撞接触；根据输出的需求，设定输出时刻、输出相关参量等；通过LS-PREPOST后处理器进行结果的可视化和分析。所建立的仿真模型参照图2所示，子弹侵彻尾传动轴后，将对其造成孔洞缺陷，并在孔洞缺陷周围留下被撕开的裂纹。

具体来说，由于尾传动轴是一种薄管试件，并且最终需要通过膨胀挤压工艺强化后才能服役，为了保证材料特性的一致性，非标准试验试样直接从经过膨胀挤压强化工艺处理后的尾传动轴管上截取，参照国家标准GBT6398-2017《金属材料疲劳裂纹扩展方法》设计试验试样尺寸及模型，使非标准试验试样的外表尺寸与标准CT试件尺寸一致，其孔和缺口的切割方向沿管轴径向方向，该非标准试验试样参照图3所示。

具体来说，裂纹结构发生断裂的判据通常根据应力强度因子(SIF)是否超过断裂韧度来进行判断。实际工程中通常采用较为保守的近似解—单参数失稳判据表观断裂韧度作为裂纹发生断裂的判据，以下将简称为断裂韧度Kc。断裂韧度的确定主要取决于两方面：裂纹张开位移随加载力的变化曲线；应力强度因子与加载力和裂纹长度之间的关系。

利用非标准断裂韧度测试方法测试非标准试验试样的断裂韧度的过程包括，对上述所制备的非标准试验试样进行疲劳初始裂纹预制，使得预制归一化裂纹长度a/W落在0.4-0.7之间，缺口的张开位移与加载力之间的关系可以通过MTS试验机进行测试。由于非标准试验试样截取自圆管，该试样为具有一定弧度的非标准试样，其应力强度因子与加载力和裂纹长度之间的关系难以通过解析解获取。因此，下面将给出一种获取尾传动轴非标准试样应力强度因子的方式，具体包括：

建立应力强度因子K的表达式：

K＝(F/BW^1/2)×f(a/W)

其中：

F为加载力，B为试样厚度，W为试样标距段长度，a为裂纹长度；通过对不同裂纹长度下的断裂分析结果拟合获得参数k₀，k₁，k₂，k₃和k₄；

对非标准试验试样进行疲劳裂纹扩展试验，逐渐增大加载作用力至到该非标准试验试样断裂，记录断裂过程中的最大加载力F_max；

将最大加载力代入应力强度因子K的表达式，计算断裂韧度K_C：

K_C＝(F_max/BW^1/2)×f(a/W)。

通过上述非标准断裂韧度测试方法可测量尾传动轴的断裂韧度，为尾传动轴是否发生断裂提供判据。

对不同厚度的非标准试验试样的断裂韧度的计算结果如下表所示：

通过比较不同厚度下的断裂韧性试验结果发现，在相同试验条件下，厚度为1.65mm的非标准试验试样断裂韧度平均值为95.16MPa·m^1/2，厚度为1.89mm的非标准试验试样断裂韧度平均值为92.06MPa·m^1/2，厚度为2.5mm的非标准试验试样断裂韧度平均值为86.42MPa·m^1/2，厚度为2.89mm的非标准试验试样的断裂韧度为79.92MPa·m^1/2。试验结果表明，厚度为1.65mm时非标准试验试样的断裂韧度具有较大的平均值。需指出，由于尾传动轴不满足平面应变条件，其断裂韧度与厚度相关，并非材料常数，只能反应在给定厚度下材料的抗断裂能力。

在上述过程中需要获取参数k₀，k₁，k₂，k₃和k₄，因此需要三维裂纹扩展模拟获取应力强度因子K随裂纹扩展长度a的变化曲线K-a后再进行非线性拟合。裂纹结构的剩余强度与其几何特性、边界条件、裂纹长度及断裂韧性等均相关，为获得弹击后的尾传动轴剩余强度和裂纹扩展寿命，需对弹击后的三维含裂纹管轴进行断裂分析建模，分析在弹击损伤后尾传动轴裂纹尖端的应力强度因子及其随裂纹长度而变化的演化规律。裂纹扩展分析主要建立在断裂力学的基础上。根据断裂力学，SIFs可以被分为三种模式：I-型(张开型裂纹)SIF K_I，II-型(滑开型裂纹)SIF K_II和III-型(撕开型裂纹)SIF K_III。裂纹的断裂失效准则包括两类：I-型失效和混合模式失效。I型失效中裂纹尖端只存在K_I，混合失效模式同时存在K_I、K_II和K_III。当失效模式为I型时，裂纹结构在K_I超过断裂韧度K_IC时将发生断裂。当失效模式为混合失效模式时，裂纹的失效通常需通过最大环应力准则，最大能量释放率准则、或者最小应变能密度准则来进行判断。

所述对不同裂纹长度下的断裂分析结果拟合获得参数k₀，k₁，k₂，k₃和k₄包括：

建立与非标准试验试样等尺寸的有限元模型；

对所建立的有限元模型进行三维疲劳裂纹扩展分析，计算不同裂纹长度下的应力强度因子；

S1：获取等效应力强度因子K_eff：

根据最大环应力准则得到裂纹扩展方向角；其中K_I为张开型裂纹的应力强度因子，K_II为滑开型裂纹的应力强度因子，K_III为撕开型裂纹的应力强度因子；v代表泊松比；

在一些具有简单几何的裂纹结构中，K_I、K_II和K_III可以通过解析方法获取，然而，对于复杂裂纹结构，它们通常需要借助于数值计算方法，比如有限元方法、扩展有限元方法(XFEM)、边界有限元方法(BEM)、比例边界有限元。在本实施例中，考虑到裂纹尖端塑性区，计算应力强度因子时，裂纹长度采用有效裂纹长度，加上塑性区修正尺寸，其中塑性区尺寸a_r可按照下式进行计算：

式中，σ_s为非标准试验试样在单向拉伸时的屈服应力。

S2：根据裂纹扩展步长确定裂纹扩展以后的网格模型，并更新网格模型；

S3：调用Abaqus进行有限元应力分析，根据应力分析结果和断裂力学，计算下一步的裂纹应力强度因子和裂纹扩展方向角；

S4：反复迭代循环步骤S2和S3，得到三维裂纹拓展路径以及不同裂纹长度下的应力强度因子，从而获得应力强度因子K随裂纹扩展长度a的变化曲线K-a。

利用非线性拟合获取参数k₀，k₁，k₂，k₃和k₄。

具体来说，通过对非标准试验试样的三维裂纹扩展模拟，对参数k₀，k₁，k₂，k₃和k₄进行标定，得到厚度为1.89mm的试样形状因子参数结果如下表所示：

具体来说，经典的裂纹扩展速率模型包括Paris公式、Walker公式、Forman公式等。为了考虑平均应力带来的影响，在本实施例中采用Walker公式描述尾传动轴的疲劳裂纹扩展速率，其公式描述如下：

其中，C和m为疲劳裂纹扩展常数，γ表示裂纹扩展速率对平均应力的敏感程度，通常介于0-1之间；ΔK为应力强度因子变化幅值；R为应力比；在上述公式中需要获取C、m等疲劳裂纹扩展常数、裂纹扩展速率对平均应力的敏感程度γ；因此需要对疲劳裂纹扩展速率da/dN的表达式取对数获得如下公式：

然后获取疲劳裂纹扩展速率da/dN数据、ΔK数据，再通过线性回归获得参数C、m和γ。

具体来说，获取疲劳裂纹扩展速率da/dN数据需要根据a-N曲线获取，但是在由于非标准试验试样不符合国家标准标准规范中的柔度系数无法准确预测管轴试样的裂纹长度，需重新计算与之相适应的柔度系数。因此本发明提出了一种非标准疲劳裂纹扩展测试的方法来获取a-N曲线，包括如下步骤：

首先根据柔度法，定义归一化裂纹长度a/W与柔度U_x的关系式：

其中C₀，C₁，C₂，C₃和C₄为柔度待定参数；U_x表示COD规夹持处柔度表达式：

E表示非标准试验试样的弹性模量；V_x表示COD规夹持处的位移；

通过试验设备采集COD规夹持处的位移V_x和应力循环次数N，再通过归一化裂纹长度a/W与柔度U_x的关系式与COD规夹持处柔度表达式即可计算任意循环次数下的扩展裂纹长度，从而获取a-N曲线。

具体来说，获取尾传动轴弹击后的疲劳裂纹扩展寿命的过程包括：

测量尾传动轴遭受弹击后的初始裂纹长度a₀；

根据前序步骤中获取的断裂韧度K_C确定最终裂纹长度a_c；

对疲劳裂纹扩展速率da/dN公式积分，获得疲劳裂纹扩展寿命：

在另外一个实施例中，还提供了一种电子设备，参照图4，该电子设备10包括处理器101，其数量可以是一个也可以是多个，还包括存储器102，存储器102上存储有电子设备程序，该电子设备程序用于实现上述直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法的步骤。

另外，电子设备10还可以包括电源组件103组件和通信组件104，该电源组件103配置为执行电子设备10的电源管理，该通信组件104可以被配置为实现电子设备10的通信。例如，有线或无线通信。此外，该电子设备10还可以包括输入/输出(I/O)接口105。电子设备10可以操作基于存储在存储器102的操作***，例如Windows ServerTM，MacOS XTM，UnixTM，LinuxTM等等。

在另一示例性实施例中，还提供了一种电子设备可读存储介质，该电子设备程序被处理器101执行时实现上述的直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法的步骤。例如，该计算机可读存储介质可以为上述包括程序指令的存储器102序指令可由电子设备10的处理器101执行以完成上述的一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法。

在另一示例性实施例中，还提供一种计算机程序产品，该计算机程序产品包含能够由可编程的装置执行的计算机程序，该计算机程序具有当由该可编程的装置执行时用于执行上述的一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法的代码部分。

以上结合附图详细描述了本公开的优选实施方式，但是，本公开并不限于上述实施方式中的具体细节，在本公开的技术构思范围内，可以对本公开的技术方案进行多种简单变型，这些简单变型均属于本公开的保护范围。另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合。为了避免不必要的重复，本公开对各种可能的组合方式不再另行说明。

此外，本公开的各种不同的实施方式之间也可以进行任意组合，只要其不违背本公开的思想，其同样应当视为本公开所公开的内容。

Claims (6)

1.一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法，其特征在于，包括：

建立尾传动轴被子弹侵彻后的仿真模型；仿真模型包括由子弹造成的孔洞缺陷，以及位于孔洞缺陷周围被撕开的裂纹；

根据尾传动轴的仿真模型，从实际尾传动轴管上截取部分制备成外表尺寸与标准CT试件尺寸一致的非标准试验试样；

测试非标准试验试样的断裂韧度K_C；

获取疲劳裂纹扩展速率da/dN公式；

获取尾传动轴弹击后的疲劳裂纹扩展寿命；

所述测试非标准试验试样的断裂韧度包括：

建立应力强度因子K的表达式：

K＝(F/BW^1/2)×f(a/W)

其中：

F为加载力，B为试样厚度，W为试样标距段长度，a为裂纹长度；通过对不同裂纹长度下的断裂分析结果拟合获得参数k₀，k₁，k₂，k₃和k₄；

对非标准试验试样进行疲劳裂纹扩展试验，逐渐增大加载作用力至到该非标准试验试样断裂，记录断裂过程中的最大加载力F_max；

将最大加载力代入应力强度因子K的表达式，计算断裂韧度K_C：

K_C＝(F_max/BW^1/2)×f(a/W)；

所述对不同裂纹长度下的断裂分析结果拟合获得参数k₀，k₁，k₂，k₃和k₄包括：

建立与非标准试验试样等尺寸的有限元模型；

对所建立的有限元模型进行三维疲劳裂纹扩展分析，计算不同裂纹长度下的应力强度因子；

利用非线性拟合获取参数k₀，k₁，k₂，k₃和k₄；

所述进行三维疲劳裂纹扩展分析，计算不同裂纹长度下的应力强度因子包括：

S1：获取等效应力强度因子K_eff：

根据最大环应力准则得到裂纹扩展方向角；其中K_I为张开型裂纹的应力强度因子，K_II为滑开型裂纹的应力强度因子，K_III为撕开型裂纹的应力强度因子；v代表泊松比；

S2：根据裂纹扩展步长确定裂纹扩展以后的网格模型，并更新网格模型；

S3：调用Abaqus进行有限元应力分析，根据应力分析结果和断裂力学，计算下一步的裂纹应力强度因子和裂纹扩展方向角；

S4：反复迭代循环步骤S2和S3，得到三维裂纹拓展路径以及不同裂纹长度下的应力强度因子，从而获得应力强度因子K随裂纹扩展长度a的变化曲线K-a；

所述获取疲劳裂纹扩展速率da/dN公式包括：

采用Walker公式描述疲劳裂纹扩展速率da/dN的表达式：

其中，C和m为疲劳裂纹扩展常数，γ表示裂纹扩展速率对平均应力的敏感程度；ΔK为应力强度因子变化幅值；R为应力比；

对疲劳裂纹扩展速率da/dN的表达式取对数获得如下公式：

获取疲劳裂纹扩展速率da/dN数据、根据K-a曲线获取ΔK数据，通过线性回归获得参数C、m和γ；

所述获取疲劳裂纹扩展速率da/dN数据包括：

建立归一化裂纹长度a/W与柔度U_x的关系式：

其中C₀，C₁，C₂，C₃和C₄为柔度待定参数；U_x表示COD规夹持处柔度表达式：

E表示非标准试验试样的弹性模量；V_x表示COD规夹持处的位移；

根据COD规夹持处的位移V_x、应力循环次数N，通过归一化裂纹长度a/W与柔度U_x的关系式与COD规夹持处柔度表达式获取a-N曲线；

根据a-N曲线获取da/dN的数据。

2.根据权利要求1所述的一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法，其特征在于，

所述建立尾传动轴被子弹侵彻后的仿真模型包括：

采用有限元软件ANSYS/LS-DYNA中的显式有限元方法对尾传动轴的弹击侵彻过程进行数值仿真计算，分析子弹侵彻对尾传动轴的破坏损伤；

采用ANSYS前处理模块对尾传动轴进行仿真建模；

采用LS-DYNA971求解器进行计算求解；

采用LS-PREPOST后处理分析软件模块进行结果分析。

3.根据权利要求1所述的一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法，其特征在于，所述裂纹长度包括有效裂纹长度a₁和塑性区修正尺寸a_r：

σ_s为非标准试验试样在单向拉伸时的屈服应力。

4.根据权利要求1所述的一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法，其特征在于：

所述获取尾传动轴弹击后的疲劳裂纹扩展寿命包括：

测量初始裂纹长度a₀；

根据断裂韧度K_C获取最终裂纹长度a_c；

对疲劳裂纹扩展速率da/dN公式积分，获得疲劳裂纹扩展寿命：

5.一种电子设备，包括处理器、存储器以及存储在所述存储器上的电子设备程序，其特征在于：电子设备程序被处理器执行时，实现权利要求1～4任一项所述直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法的步骤。

6.一种电子设备可读存储介质，所述可读存储介质中存储有电子设备程序，其特征在于：电子设备程序被处理器执行时，实现权利要求1～4任一项所述直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法的步骤。

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