CN104020045B - 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

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

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

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n_i1次循环的恒幅交变疲劳载荷S_i1(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n_i1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n_i2次循环的恒幅交变疲劳载荷S_i2，同样，若试验过程中试样疲劳破坏，则停止试验，若施加n_i2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(S_ij,n_ij)(j＝1,2,...,M_i，M_i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；S_a——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，S_aij——第i个试件的第j级疲劳载荷的幅值；n_ij——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；M_i——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

${\stackrel{\‾}{S}}_{\∞}={10}^{\left[\frac{1}{h}\underset{i=1}{\overset{h}{\mathrm{\Σ}}}\lg \left(S_{\∞i}\right)\right]}---\left(3\right)$

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；J_p——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J_p

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J_p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J_p

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J_p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n_i1次循环的恒幅交变疲劳载荷S_i1，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n_i1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n_i2次循环的恒幅交变疲劳载荷S_i2；同样，若试验过程中试样疲劳破坏，则停止试验；若施加n_i2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，疲劳载荷为系统指定应力比下逐步增大的恒幅交变载荷，这样，获得有效的动部件完全疲劳破坏试验数据S_ij,n_ij，j＝1,2,…,M_i，M_i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；S_a——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，S_aij——第i个试件的第j级疲劳载荷的幅值；n_ij——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；M_i——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；J_p——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J_p

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)，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：

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