CN111079329B - 一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于直升机疲劳设计技术领域，公开了一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，包括：S1，获取试验件的S‑N曲线，所述S‑N曲线为该试验件的载荷和寿命的关系；并进一步得到试验件上的应力与试验件寿命的关系；S2，获取考核件的应力幅值和应力分布；S3，根据所述考核件在实际使用状态下的有限元模型确定施加在考核件上的载荷与应力的响应关系；S4，根据所述考核件的应力幅值和应力分布、施加在考核件上的载荷与应力的响应关系，以及试验件上的应力与试验件寿命的关系得到考核件的寿命，提高设计阶段寿命评估的准确度，加快结构疲劳设计与寿命评定的进度，降低研制成本。

Description

一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法
技术领域
本发明属于直升机疲劳设计技术领域，尤其涉及一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法。
背景技术
疲劳设计作为直升机结构设计的主要工作之一，在设计阶段，疲劳寿命的评估主要是依靠材料的S-N曲线，而材料的S-N曲线无法考虑工艺、结构形式等因素的影响。
发明内容
针对上述背景技术中的问题，本发明的目的在于提供一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，依托相似结构的试验结果，提高设计阶段寿命评估的准确度，加快结构疲劳设计与寿命评定的进度，降低研制成本。
为达到上述目的，本发明采用如下技术方案予以实施。
一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，所述方法包括：
S1，获取试验件的S-N曲线，所述S-N曲线为该试验件的载荷和寿命的关系；并进一步得到试验件上的应力与试验件寿命的关系；
S2，获取考核件的应力幅值和应力分布；
S3，根据所述考核件在实际使用状态下的有限元模型确定施加在考核件上的载荷与应力的响应关系；
S4，根据所述考核件的应力幅值和应力分布、施加在考核件上的载荷与应力的响应关系，以及试验件上的应力与试验件寿命的关系得到考核件的寿命。
本发明技术方案的特点和进一步的改进为：
(1)所述试验件为与考核件工艺和材料均相同的同类零件。
(2)S1具体包括：
S1a，建立试验件安装在试验夹具上的有限元模型；
S1b，根据所述试验件安装在试验夹具上的有限元模型确定施加在试验件上的载荷与应力的响应关系；
S1c，获取试验件的疲劳试验结果，得到施加在该试验件上的交变载荷与该试验件的寿命之间的关系，进而得到该试验件的S-N曲线，所述S-N曲线为该试验件的载荷和寿命的关系；
S1d，根据试验件上的载荷与应力的响应关系以及该试验件的载荷和寿命的关系得到试验件上的应力与试验件寿命的关系。
(3)S2具体为：
建立考核件在实际使用状态下的有限元模型，通过在考核件上施加载荷，获取考核件的应力幅值和应力分布。
(4)子步骤S1c具体包括：
将不同等级载荷施加在试验件上，获取试验件的疲劳试验结果，采用Miner理论迭代求解疲劳极限，依照对数正态分布规律，计算平均疲劳极限，从而建立试验件的S-N曲线。
(5)Miner理论迭代求解疲劳极限采用如下公式：
Figure GDA0002368528170000021
其中，m为各飞行状态损伤载荷级数，nij为载荷谱中第i飞行状态、第j级交变载荷的频数，Saij为第i飞行状态的第j级交变载荷修正值；S∞i为第i飞行状态的疲劳极限，A、α为疲劳曲线形状参数。
(6)采用如下公式计算平均疲劳极限：
Figure GDA0002368528170000022
其中，S∞i为第i飞行状态的疲劳极限，n载荷谱中飞行状态总个数，i为第i个飞行状态，S∞m为平均疲劳极限，Lg(·)表示取对数操作。
(7)S3中的有限元模型用于模拟考核件在实际使用状态下的应力状态。
本发明技术方案基于相似件的寿命评估在材料S-N曲线的基础上考虑了工艺和结构特性的影响，提高型号设计前期寿命预估的准确度；对某些具有高相似度的结构，可直接参考相似件的试验结果进行寿命评定，降低研制成本。
具体实施方式
下面对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明实施例提供一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，所述方法包括：
S1，获取试验件的S-N曲线，所述S-N曲线为该试验件的载荷和寿命的关系；并进一步得到试验件上的应力与试验件寿命的关系；
S2，获取考核件的应力幅值和应力分布；
S3，根据所述考核件在实际使用状态下的有限元模型确定施加在考核件上的载荷与应力的响应关系；
S4，根据所述考核件的应力幅值和应力分布、施加在考核件上的载荷与应力的响应关系，以及试验件上的应力与试验件寿命的关系得到考核件的寿命。
进一步的，
(1)所述试验件为与考核件工艺和材料均相同的同类零件。
(2)S1具体包括：
S1a，建立试验件安装在试验夹具上的有限元模型；
S1b，根据所述试验件安装在试验夹具上的有限元模型确定施加在试验件上的载荷与应力的响应关系；
S1c，获取试验件的疲劳试验结果，得到施加在该试验件上的交变载荷与该试验件的寿命之间的关系，进而得到该试验件的S-N曲线，所述S-N曲线为该试验件的载荷和寿命的关系；
S1d，根据试验件上的载荷与应力的响应关系以及该试验件的载荷和寿命的关系得到试验件上的应力与试验件寿命的关系。
(3)S2具体为：
建立考核件在实际使用状态下的有限元模型，通过在考核件上施加载荷，获取考核件的应力幅值和应力分布。
(4)子步骤S1c具体包括：
将不同等级载荷施加在试验件上，获取试验件的疲劳试验结果，采用Miner理论迭代求解疲劳极限，依照对数正态分布规律，计算平均疲劳极限，从而建立试验件的S-N曲线。
(5)Miner理论迭代求解疲劳极限采用如下公式：
Figure GDA0002368528170000041
其中，m为各飞行状态损伤载荷级数，nij为载荷谱中第i飞行状态、第j级交变载荷的频数，Saij为第i飞行状态的第j级交变载荷修正值；S∞i为第i飞行状态的疲劳极限，A、α为疲劳曲线形状参数。
(6)采用如下公式计算平均疲劳极限：
Figure GDA0002368528170000042
其中，S∞i为第i飞行状态的疲劳极限，n载荷谱中飞行状态总个数，i为第i个飞行状态，S∞m为平均疲劳极限，Lg(·)表示取对数操作。
(7)S3中的有限元模型用于模拟考核件在实际使用状态下的应力状态。
本发明技术方案基于相似件的寿命评估在材料S-N曲线的基础上考虑了工艺和结构特性的影响，提高型号设计前期寿命预估的准确度；对某些具有高相似度的结构，可直接参考相似件的试验结果进行寿命评定，降低研制成本。
以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，其特征在于，所述方法包括：
S1，获取试验件的S-N曲线，所述S-N曲线为该试验件的载荷和寿命的关系；并进一步得到试验件上的应力与试验件寿命的关系；
S1具体包括：
S1a，建立试验件安装在试验夹具上的有限元模型；
S1b，根据所述试验件安装在试验夹具上的有限元模型确定施加在试验件上的载荷与应力的响应关系；
S1c，获取试验件的疲劳试验结果，得到施加在该试验件上的交变载荷与该试验件的寿命之间的关系，进而得到该试验件的S-N曲线，所述S-N曲线为该试验件的载荷和寿命的关系；
S1d，根据试验件上的载荷与应力的响应关系以及该试验件的载荷和寿命的关系得到试验件上的应力与试验件寿命的关系；
S2，获取考核件的应力幅值和应力分布；
S3，根据所述考核件在实际使用状态下的有限元模型确定施加在考核件上的载荷与应力的响应关系；
S4，根据所述考核件的应力幅值和应力分布、施加在考核件上的载荷与应力的响应关系，以及试验件上的应力与试验件寿命的关系得到考核件的寿命。
2.根据权利要求1所述的一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，其特征在于，所述试验件为与考核件工艺和材料均相同的同类零件。
3.根据权利要求1所述的一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，其特征在于，S2具体为：
建立考核件在实际使用状态下的有限元模型，通过在考核件上施加载荷，获取考核件的应力幅值和应力分布。
4.根据权利要求1所述的一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，其特征在于，子步骤S1c具体包括：
将不同等级载荷施加在试验件上，获取试验件的疲劳试验结果，采用Miner理论迭代求解疲劳极限，依照对数正态分布规律，计算平均疲劳极限，从而建立试验件的S-N曲线。
5.根据权利要求4所述的一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，其特征在于，Miner理论迭代求解疲劳极限采用如下公式：
Figure FDA0003791539480000021
其中，m为各飞行状态损伤载荷级数，nij为载荷谱中第i飞行状态、第j级交变载荷的频数，Saij为第i飞行状态的第j级交变载荷修正值；S∞i为第i飞行状态的疲劳极限，A、α为疲劳曲线形状参数。
6.根据权利要求4所述的一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，其特征在于，采用如下公式计算平均疲劳极限：
Figure FDA0003791539480000022
其中，S∞i为第i飞行状态的疲劳极限，n载荷谱中飞行状态总个数，i为第i个飞行状态，S∞m为平均疲劳极限，Lg(·)表示取对数操作。
7.根据权利要求1所述的一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，其特征在于，S3中的有限元模型用于模拟考核件在实际使用状态下的应力状态。
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112182756B (zh) * 2020-09-25 2022-09-06 中国直升机设计研究所 一种主起落架缓冲支柱接头疲劳试验设计方法
CN112052523B (zh) * 2020-09-25 2022-12-06 中国直升机设计研究所 一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法
CN112268799B (zh) * 2020-10-16 2022-09-09 中国直升机设计研究所 一种复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法
CN113127999B (zh) * 2021-05-13 2023-03-17 江南造船(集团)有限责任公司 双壁管法兰的应力和强度评估方法
CN113702062B (zh) * 2021-07-27 2023-10-13 岚图汽车科技有限公司 基于实际构件的疲劳特性测试方法及***
CN114112352B (zh) * 2021-11-19 2023-06-27 中国直升机设计研究所 一种尾起缓冲支柱接头疲劳试验方法
CN115358113B (zh) * 2022-07-29 2023-04-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机用聚四氟乙烯软管脉冲寿命计算方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5654900A (en) * 1991-01-10 1997-08-05 Ratner; Leah Method of and apparatus for optimization of structures
JP2010175479A (ja) * 2009-01-30 2010-08-12 Ihi Corp 微小切欠材の寿命評価方法
CN103900811A (zh) * 2012-12-25 2014-07-02 中国直升机设计研究所 一种尾旋翼轴疲劳试验旋转载荷施加装置
CN104020045A (zh) * 2014-05-20 2014-09-03 北京航空航天大学 一种测定飞机/直升机动部件高周疲劳特性的步进加速试验方法
CN105488276A (zh) * 2015-11-27 2016-04-13 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机结构疲劳寿命预腐蚀影响系数曲线建立方法
CN105571839A (zh) * 2014-10-11 2016-05-11 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种连续变角度循环加载方法
CN106599405A (zh) * 2016-11-29 2017-04-26 中国直升机设计研究所 一种计算主减速器与机身任意连接点位置实际载荷的方法
CN109344553A (zh) * 2018-11-29 2019-02-15 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1640702A4 (en) * 2003-05-12 2009-11-11 Univ Nihon METHOD FOR PROVIDING THE FATIGUE RESISTANCE OF A STITCHED STRUCTURE

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5654900A (en) * 1991-01-10 1997-08-05 Ratner; Leah Method of and apparatus for optimization of structures
JP2010175479A (ja) * 2009-01-30 2010-08-12 Ihi Corp 微小切欠材の寿命評価方法
CN103900811A (zh) * 2012-12-25 2014-07-02 中国直升机设计研究所 一种尾旋翼轴疲劳试验旋转载荷施加装置
CN104020045A (zh) * 2014-05-20 2014-09-03 北京航空航天大学 一种测定飞机/直升机动部件高周疲劳特性的步进加速试验方法
CN105571839A (zh) * 2014-10-11 2016-05-11 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种连续变角度循环加载方法
CN105488276A (zh) * 2015-11-27 2016-04-13 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机结构疲劳寿命预腐蚀影响系数曲线建立方法
CN106599405A (zh) * 2016-11-29 2017-04-26 中国直升机设计研究所 一种计算主减速器与机身任意连接点位置实际载荷的方法
CN109344553A (zh) * 2018-11-29 2019-02-15 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
叶片疲劳应力幅的断口特征形貌判断;张峥等;《中国机械工程》;20010330(第03期);337-340 *
大跨钢桥钢箱梁损伤时变模型及疲劳可靠性评估;王莹等;《东南大学学报(自然科学版)》;20130920(第05期);1017-1023 *
柔性支承下风力机低速轴轴承疲劳寿命分析;姜改革等;《太原科技大学学报》;20160615(第03期);58-64 *

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