CN104020045A - 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 - Google Patents
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 Download PDFInfo
- Publication number
- CN104020045A CN104020045A CN201410212365.0A CN201410212365A CN104020045A CN 104020045 A CN104020045 A CN 104020045A CN 201410212365 A CN201410212365 A CN 201410212365A CN 104020045 A CN104020045 A CN 104020045A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- fatigue
- test
- load
- sample
- limit
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Landscapes
- Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
Abstract
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,该方法有三大步骤:步骤一、进行步进加速疲劳试验;步骤二、测定安全疲劳极限;步骤三、确定安全疲劳S-N曲线。本发明具有试样数量少、试验时间短、成本低、精度高等优点,对于飞机/直升机动部件疲劳寿命评定具有重要应用价值。
Description
技术领域
本发明涉及一种测定飞机/直升机动部件高周疲劳特性的步进加速试验方法,属于试验测试技术领域。
背景技术
飞机/直升机动部件(如飞机螺旋桨和发动机轴承,直升机主、尾桨叶等)在工作过程中不断承受高频交变载荷作用,属高周疲劳部件,为评定其疲劳寿命,需要测定其全尺寸结构疲劳特性曲线,但是,用于疲劳试验的全尺寸动部件往往十分昂贵,只能提供少量的甚至1至2件试验件用于疲劳试验,又由于动部件属高周疲劳试验件,其试验周期和试验很长,可见,需要一种试样数少且试验时间短的加速试验方法,测定其疲劳特性曲线。现有的标准试验方法均不能满足动部件疲劳特性曲线的测试要求,为此,本发明提出一种测定飞机/直升机动部件高周疲劳特性的步进加速试验方法,仅需要单个全尺寸结构件试样,通过步进加速试验测定其疲劳极限,根据母体标准差规律,获得安全疲劳极限,再由标准S-N曲线形状参数和安全疲劳极限,确定结构件的安全S-N曲线。本发明具有试样数量少、试验时间短、成本低、精度高等优点,对于飞机/直升机动部件疲劳寿命评定具有重要工程应用价值。
发明内容
1、目的:本发明目的是提供提出一种测定飞机/直升机动部件高周疲劳特性的步进加速试验方法,具有试样数量少、试验时间短、成本低、精度高等优点,对于飞机/直升机动部件疲劳寿命评定具有重要工程应用价值。
2、技术方案:本发明一种测定飞机/直升机动部件高周疲劳特性的步进加速试验方法,该方法具体步骤如下:
步骤一、进行步进加速疲劳试验
在疲劳试验系统上,对飞机/直升机动部件施加指定应力比下ni1次循环的恒幅交变疲劳载荷Si1(i=1,2,...,h,h表示动部件试样数),若试验过程中试样疲劳破坏,则停止试验,若施加ni1次循环后试样未疲劳破坏,则按预定比例增大疲劳载荷,再对试样施加相同应力比下ni2 次循环的恒幅交变疲劳载荷Si2,同样,若试验过程中试样疲劳破坏,则停止试验,若施加ni2次循环后试样未疲劳破坏,则继续增大疲劳载荷进行疲劳试验,直至试样发生疲劳破坏。试验过程中,疲劳载荷为系统已应力比下逐步增大的恒幅交变载荷(如图1所示),这样,可简便并快捷地获得有效的动部件完全疲劳破坏试验数据(Sij,nij)(j=1,2,...,Mi,Mi表示第i个试样的疲劳试验载荷水平的级数)。
步骤二、测定安全疲劳极限
高周疲劳S-N曲线公式可表示为
式中,A和α——高周疲劳曲线形状参数,是材料的基本性能参数,同类材料具有相同的形状参数;Sa——疲劳载荷的幅值;N——疲劳载荷单独作用下的疲劳寿命;S∞——疲劳极限,由疲劳试验测定。
根据Miner理论,由公式(1)可得
式中,Saij——第i个试件的第j级疲劳载荷的幅值;nij——第i个试件的第j级疲劳载荷的循环次数;S∞i——第i个试件疲劳极限;Mi——第i个试件的疲劳试验载荷的级数。
采用数值方法,由公式(2)可求解第i个试件的疲劳极限S∞i。因为高周疲劳极限服从对数正态分布,因此,动部件平均疲劳极限为
考虑高周疲劳极限分散性的影响,需要对疲劳极限进行减缩,获得安全疲劳极限,即
式中,S∞p——安全疲劳极限;Jp——疲劳强度减缩系数,合金钢和铝合金材料在90%置信水平和99.9999%可靠度下的疲劳强度减缩系数如表1所示。
表1疲劳强度减缩系数Jp
试件数 | 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 |
合金钢 | 3 | 2.44 | 2.08 | 1.89 | 1.82 | 1.78 |
铝合金 | 3 | 2.63 | 2.33 | 2.13 | 2 | 1.96 |
步骤三、确定安全疲劳S-N曲线
将公式(4)代入公式(1),可得到指定可靠度和置信水平下飞机/直升机动部件高周疲劳S-N曲线:
3、优点及功效:本发明具有试样数量少、试验时间短、成本低、精度高等优点,对于飞机/直升机动部件疲劳寿命评定具有重要工程应用价值。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1是动部件步进加速试验示意图,表示步进加速试验中的疲劳载荷与循环次数之间的关系。
图2是飞机/直升机动部件高周疲劳S-N曲线测定流程图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1是动部件步进加速试验示意图,表示步进加速试验中的疲劳载荷与循环次数之间的关系。
具体实施方式一:结合图2说明本发明的具体实施方式。
步骤一、进行步进加速疲劳试验
某直升机尾桨舵机由铝合金和合金钢材料制造而成,其疲劳强度减缩系数Jp如表1所示,其材料高周疲劳曲线形状参数如表2所示。该舵机步进加速疲劳试验数据如表3所示,从表3可知,疲劳载荷为对称交变载荷(即应力比为-1),每级载荷施加了30万次后,增加2000N,直至试验件疲劳破坏。
表1疲劳强度减缩系数Jp
试件数 | 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 |
合金钢 | 3 | 2.44 | 2.08 | 1.89 | 1.82 | 1.78 |
铝合金 | 3 | 2.63 | 2.33 | 2.13 | 2 | 1.96 |
表2高周疲劳曲线形状参数
表3某直升机尾桨舵机疲劳加速试验结果
序号 | 试验载荷/N | 试验循环次数/106次 |
1 | 0±8000 | 0.3 |
2 | 0±10000 | 0.3 |
3 | 0±12000 | 0.3 |
4 | 0±14000 | 0.3 |
5 | 0±16000 | 0.3 |
6 | 0±18000 | 0.3 |
步骤二、测定安全疲劳极限
将表2中材料形状参数和表3中试验数据代入公式(2),可数值计算出试件的疲劳极限S∞1(如表4所列)。由于只进行1件尾桨舵机的疲劳试验,因此,平均疲劳极限即为此试件疲劳极限S∞1(如表4所列)。又因为直升机尾桨舵机材料为合金钢,因此,由表1可查得90%置信水平和99.9999%可靠度下疲劳强度减缩系数Jp为3(如表4所列),故由公式(4)可计算其安全疲劳极限S∞p(如表4所示)。
表4某直升机尾桨舵机单件疲劳极限
破坏模式及代号 | 有擦蚀D+ | 无擦蚀D- | 有擦蚀A+ | 无擦蚀A- |
S∞1/N | 8496.3 | 10799 | 10422 | 16250 |
平均疲劳极限S∞m/N | 8496.3 | 10799 | 10422 | 16250 |
疲劳强度减缩系数Jp | 3 | 3 | 3 | 3 |
安全疲劳极限S∞p/N | 2832.1 | 3599.6 | 3474.0 | 5416.8 |
步骤三、确定安全疲劳S-N曲线
将表2和表4中数据代入公式(5),可得到90%置信水平和99.9999%可靠度下直升机尾桨舵机高周疲劳S-N曲线(如表5所示)。
表5安全疲劳S-N曲线
Claims (1)
1.一种测定飞机/直升机动部件高周疲劳特性的步进加速试验方法,其特征在于:该方法具体步骤如下:
步骤一、进行步进加速疲劳试验
在疲劳试验系统上,对飞机/直升机动部件施加指定应力比下ni1次循环的恒幅交变疲劳载荷Si1,i=1,2,...,h,h表示动部件试样数,若试验过程中试样疲劳破坏,则停止试验;若施加ni1次循环后试样未疲劳破坏,则按预定比例增大疲劳载荷,再对试样施加相同应力比下ni2次循环的恒幅交变疲劳载荷Si2;同样,若试验过程中试样疲劳破坏,则停止试验;若施加ni2次循环后试样未疲劳破坏,则继续增大疲劳载荷进行疲劳试验,直至试样发生疲劳破坏;试验过程中,疲劳载荷为系统已应力比下逐步增大的恒幅交变载荷,这样,简便快捷地获得有效的动部件完全疲劳破坏试验数据Sij,nij,j=1,2,...,Mi,Mi表示第i个试样的疲劳试验载荷水平的级数;
步骤二、测定安全疲劳极限
高周疲劳S-N曲线公式表示为
式中,A和α——高周疲劳曲线形状参数,是材料的基本性能参数,同类材料具有相同的形状参数;Sa——疲劳载荷的幅值;N——疲劳载荷单独作用下的疲劳寿命;S∞——疲劳极限,由疲劳试验测定;
根据Miner理论,由公式(1)得
式中,Saij——第i个试件的第j级疲劳载荷的幅值;nij——第i个试件的第j级疲劳载荷的循环次数;S∞i——第i个试件疲劳极限;Mi——第i个试件的疲劳试验载荷的级数;
采用数值方法,由公式(2)求解第i个试件的疲劳极限S∞i,因为高周疲劳极限服从对数正态分布,因此,动部件平均疲劳极限为
考虑高周疲劳极限分散性的影响,需要对疲劳极限进行减缩,获得安全疲劳极限,即
式中,S∞p——安全疲劳极限;Jp——疲劳强度减缩系数,合金钢和铝合金材料在90%置信水平和99.9999%可靠度下的疲劳强度减缩系数如表1所示;
表1疲劳强度减缩系数Jp
步骤三、确定安全疲劳S-N曲线
将公式(4)代入公式(1),得到指定可靠度和置信水平下飞机/直升机动部件高周疲劳S-N曲线:
。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201410212365.0A CN104020045B (zh) | 2014-05-20 | 2014-05-20 | 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 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201410212365.0A CN104020045B (zh) | 2014-05-20 | 2014-05-20 | 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 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN104020045A true CN104020045A (zh) | 2014-09-03 |
CN104020045B CN104020045B (zh) | 2016-06-08 |
Family
ID=51436924
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201410212365.0A Expired - Fee Related CN104020045B (zh) | 2014-05-20 | 2014-05-20 | 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 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN104020045B (zh) |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105117558A (zh) * | 2015-09-13 | 2015-12-02 | 北京航空航天大学 | 一种不利高过载诱发的喷雾冷却表面液膜畸变的建模方法 |
CN106706275A (zh) * | 2015-07-29 | 2017-05-24 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种确定直升机复合材料涵道垂尾寿命的试验方法 |
CN107764526A (zh) * | 2017-07-27 | 2018-03-06 | 中航沈飞民用飞机有限责任公司 | 一种金属结构疲劳强度分析方法 |
CN108116693A (zh) * | 2016-11-28 | 2018-06-05 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 机群与单机状态综合疲劳延寿方法 |
CN108982270A (zh) * | 2018-07-16 | 2018-12-11 | 西南交通大学 | 含外物损伤车轴疲劳极限确定方法、装置和实现装置 |
CN109983319A (zh) * | 2016-10-17 | 2019-07-05 | 维斯塔斯风力系统有限公司 | 用于被驱动部件的可靠性测试的方法 |
CN110861784A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-03-06 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机飞行测试载荷疲劳累积损伤的计算和监测方法 |
CN111079329A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-04-28 | 中国直升机设计研究所 | 一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法 |
Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH1164203A (ja) * | 1997-08-20 | 1999-03-05 | Meidensha Corp | 銅材の疲労寿命の推定方法 |
US20120051911A1 (en) * | 2010-08-27 | 2012-03-01 | General Electric Company | Methods and systems for assessing residual life of turbomachine airfoils |
JP2012112787A (ja) * | 2010-11-24 | 2012-06-14 | Toshiba Corp | 機器の疲労寿命評価装置、方法及びプログラム |
CN102508957A (zh) * | 2011-10-28 | 2012-06-20 | 北京航空航天大学 | 一种电子整机加速寿命评估方法 |
CN102629300A (zh) * | 2012-03-15 | 2012-08-08 | 北京航空航天大学 | 一种基于灰色预测模型的步进应力加速退化数据评估方法 |
CN102788708A (zh) * | 2012-08-07 | 2012-11-21 | 湖北工业大学 | 一种用于机电设备的加速寿命试验方法 |
CN103344514A (zh) * | 2013-07-05 | 2013-10-09 | 北京航空航天大学 | 一种基于名义应力法的高周疲劳和低强度冲击耦合的损伤计算方法 |
CN103439194A (zh) * | 2013-08-19 | 2013-12-11 | 北京航空航天大学 | 一种能够获得裂纹扩展s-n曲线的复合材料ii型裂纹扩展速率测定方法 |
CN103454104A (zh) * | 2013-08-20 | 2013-12-18 | 北京航空航天大学 | 一种大型直升机主桨舵机疲劳试验测试系统 |
CN103604688A (zh) * | 2013-12-01 | 2014-02-26 | 北京航空航天大学 | 一种基于临界面法的塑性金属材料多轴高周疲劳寿命预测方法 |
-
2014
- 2014-05-20 CN CN201410212365.0A patent/CN104020045B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH1164203A (ja) * | 1997-08-20 | 1999-03-05 | Meidensha Corp | 銅材の疲労寿命の推定方法 |
US20120051911A1 (en) * | 2010-08-27 | 2012-03-01 | General Electric Company | Methods and systems for assessing residual life of turbomachine airfoils |
JP2012112787A (ja) * | 2010-11-24 | 2012-06-14 | Toshiba Corp | 機器の疲労寿命評価装置、方法及びプログラム |
CN102508957A (zh) * | 2011-10-28 | 2012-06-20 | 北京航空航天大学 | 一种电子整机加速寿命评估方法 |
CN102629300A (zh) * | 2012-03-15 | 2012-08-08 | 北京航空航天大学 | 一种基于灰色预测模型的步进应力加速退化数据评估方法 |
CN102788708A (zh) * | 2012-08-07 | 2012-11-21 | 湖北工业大学 | 一种用于机电设备的加速寿命试验方法 |
CN103344514A (zh) * | 2013-07-05 | 2013-10-09 | 北京航空航天大学 | 一种基于名义应力法的高周疲劳和低强度冲击耦合的损伤计算方法 |
CN103439194A (zh) * | 2013-08-19 | 2013-12-11 | 北京航空航天大学 | 一种能够获得裂纹扩展s-n曲线的复合材料ii型裂纹扩展速率测定方法 |
CN103454104A (zh) * | 2013-08-20 | 2013-12-18 | 北京航空航天大学 | 一种大型直升机主桨舵机疲劳试验测试系统 |
CN103604688A (zh) * | 2013-12-01 | 2014-02-26 | 北京航空航天大学 | 一种基于临界面法的塑性金属材料多轴高周疲劳寿命预测方法 |
Non-Patent Citations (6)
Title |
---|
NASSER FARD ET AL.: "Optimal simple step stress accelerated life test design for reliability prediction", 《JOURNAL OF STATISTICAL PLANNING AND INFERENCE》 * |
SERHAN OZSOY ET AL.: "An accelerated life test approach for aerospace structural components", 《ENGINEERING FAILURE ANALYSIS》 * |
李超 等: "步进加速寿命试验及参数估计", 《中国制造业信息化》 * |
李骋 等: "确定高周应力疲劳S-N曲线的方法研究", 《燃气涡轮试验与研究》 * |
熊峻江 等: "复合材料疲劳可靠性研究", 《材料工程》 * |
罗晓平 等: "直升机复合材料桨叶的疲劳寿命计算", 《机械强度》 * |
Cited By (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106706275A (zh) * | 2015-07-29 | 2017-05-24 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种确定直升机复合材料涵道垂尾寿命的试验方法 |
CN105117558B (zh) * | 2015-09-13 | 2018-05-04 | 北京航空航天大学 | 一种不利高过载诱发的喷雾冷却表面液膜畸变的建模方法 |
CN105117558A (zh) * | 2015-09-13 | 2015-12-02 | 北京航空航天大学 | 一种不利高过载诱发的喷雾冷却表面液膜畸变的建模方法 |
CN109983319A (zh) * | 2016-10-17 | 2019-07-05 | 维斯塔斯风力系统有限公司 | 用于被驱动部件的可靠性测试的方法 |
US11243142B2 (en) | 2016-10-17 | 2022-02-08 | Vestas Wind Systems A/S | Method for reliability testing of a driven component |
CN109983319B (zh) * | 2016-10-17 | 2021-05-11 | 维斯塔斯风力系统有限公司 | 测试多个被驱动部件变体的可靠性的方法 |
CN108116693A (zh) * | 2016-11-28 | 2018-06-05 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 机群与单机状态综合疲劳延寿方法 |
CN107764526B (zh) * | 2017-07-27 | 2019-05-24 | 中航沈飞民用飞机有限责任公司 | 一种金属结构疲劳强度分析方法 |
CN107764526A (zh) * | 2017-07-27 | 2018-03-06 | 中航沈飞民用飞机有限责任公司 | 一种金属结构疲劳强度分析方法 |
CN108982270A (zh) * | 2018-07-16 | 2018-12-11 | 西南交通大学 | 含外物损伤车轴疲劳极限确定方法、装置和实现装置 |
CN110861784A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-03-06 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机飞行测试载荷疲劳累积损伤的计算和监测方法 |
CN111079329A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-04-28 | 中国直升机设计研究所 | 一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法 |
CN111079329B (zh) * | 2019-12-04 | 2022-10-18 | 中国直升机设计研究所 | 一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN104020045B (zh) | 2016-06-08 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN104020045A (zh) | 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 | |
CN104699976B (zh) | 一种包含平均应力影响的金属材料多轴高周疲劳失效预测方法 | |
CN104034576A (zh) | 一种飞机结构裂纹扩展试验用载荷谱简化方法 | |
US20200193074A1 (en) | Method of constructing dynamic shear constitutive model for fiber-reinforced composite material | |
CN107145641B (zh) | 叶片振动疲劳概率寿命预测方法 | |
Xiong et al. | A load history generation approach for full-scale accelerated fatigue tests | |
CN105260574B (zh) | 一种基于临界面法疲劳破坏准则的高周多轴疲劳寿命预测方法 | |
CN103914623B (zh) | 用于飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法 | |
Chen et al. | An investigation on residual strength and failure probability prediction for plain weave composite under random fatigue loading | |
CN104298804A (zh) | 一种飞行载荷设计方法 | |
Shahani et al. | Damage tolerance approach for analyzing a helicopter main rotor blade | |
CN109948216B (zh) | 总应变能密度修正的缺口件低周疲劳预测方法 | |
Lin et al. | Reliability analysis of aero-engine blades considering nonlinear strength degeneration | |
Ma et al. | Creep effects on dynamic behavior of concrete filled steel tube arch bridge | |
Al-banaa et al. | Stress analysis on main landing gear for small aircraft. | |
Wanhill et al. | Fracture mechanics in aircraft failure analysis: Uses and limitations | |
CN105571839A (zh) | 一种连续变角度循环加载方法 | |
Zhang et al. | Analysis of Time-Dependent Reliability and Sensitivity of Vehicle Components | |
Richard et al. | Examples of fatigue crack growth in real structures | |
Pires et al. | Stress analysis on main landing gear for small aircraft | |
CN113049360B (zh) | 一种飞机复合材料加筋壁板压缩许用应变值的确定方法 | |
Rolston | High Reynolds number tools and techniques for civil aircraft design-An overview of the European'HiReTT'project | |
Phadnis et al. | Review on fatigue and damage tolerance evaluation of aircraft lug-joint | |
Xin et al. | Validity of three engineering models for fatigue crack growth rate affected by compressive loading in LY12M aluminum alloy | |
Yu | The Calculations of Evolving Rates Realized with Two of Type Variables in Whole Process for Elastic-Plastic Materials Behaviors under Unsymmetrical Cycle |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
C14 | Grant of patent or utility model | ||
GR01 | Patent grant | ||
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20160608 Termination date: 20200520 |
|
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |