CN105808865A - 一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法 - Google Patents
一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN105808865A CN105808865A CN201610146646.XA CN201610146646A CN105808865A CN 105808865 A CN105808865 A CN 105808865A CN 201610146646 A CN201610146646 A CN 201610146646A CN 105808865 A CN105808865 A CN 105808865A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- fatigue
- formula
- spectrum
- stress
- load
- 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
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/30—Circuit design
- G06F30/36—Circuit design at the analogue level
- G06F30/367—Design verification, e.g. using simulation, simulation program with integrated circuit emphasis [SPICE], direct methods or relaxation methods
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- Microelectronics & Electronic Packaging (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- Geometry (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
Abstract
一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法,该方法有三大步骤:步骤一、考虑应力比的影响,在三参数幂函数表达式基础上,采用Goodman等寿命曲线,推导出表征疲劳性能的S‑N‑R曲面,并借助线性回归理论进行数据处理;步骤二、考虑谱载下载荷间的交互作用,在Willenborg/Chang模型和裂尖塑性区理论基础上,提出修正的谱载疲劳寿命估算模型,给出疲劳损伤增量的表示方法;步骤三、采用累积损伤理论计算材料的低温谱载疲劳寿命。本发明简单实用,仅需要低温环境下材料的恒载疲劳性能曲面和实测飞行载荷谱,便可构建低温疲劳性能表征模型,并估算谱载疲劳寿命,具有重要学术意义和工程应用价值。
Description
技术领域
本发明提供一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法,属于金属结构疲劳可靠性技术领域。
背景技术
实际工程中,材料常会受到交变载荷的作用而产生损伤,出现疲劳裂纹;并在一定的循环应力作用后发生断裂失效,从而对结构的安全性造成威胁。低温是材料使用过程中不可避免的环境因素,例如:由于飞行高度和气候的影响,航空器在某些区域的工作温度达到-60℃;液氮储存设备和低温超导材料的工作温度更是低于-250℃;低温环境下,材料常会发生疲劳韧脆转变和循环硬化,其宏观性能也通常产生变化,疲劳行为也有所不同,因此,研究材料的低温疲劳行为有重要的实际意义。目前,尚缺乏更为精确而实用的低温疲劳性能表征模型和寿命估算方法,为此,发明了一种简单实用的低温疲劳性能表征与寿命估算的方法,该方法仅需要低温环境下材料的恒载疲劳性能曲面和实测飞行载荷谱,便可构建低温疲劳性能表征模型,并估算材料的谱载疲劳寿命,本发明具有重要学术意义和工程应用价值。
发明内容
1、目的:本发明目的是提供了一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法,该方法具有所需计算参数少、计算简便和精度较高等特点,对于低温环境下材料的疲劳性能和谱载寿命评估有重要价值。
2、技术方案:一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法,该方法具体步骤如下,
步骤一、低温疲劳性能表征模型
图1为疲劳中心缺口试件的加载示意图,按照图1的加载形式和标准《金属材料恒幅轴向疲劳试验方法》(HB5287-96),在低温环境下进行疲劳试验。在单一应力比R下,采用成组试验法和升降试验法,选取不同的最大疲劳应力Smax加载,得到不同寿命范围的疲劳失效循环数N。记录每组疲劳试验结果Smax和N,并采用三参数幂函数经验公式表征单一应力比 下的疲劳性能:
(Smax-S0)m·N=C (1)
式中,S0是拟合得到的疲劳极限,C和m为材料常数。
值得指出的是,三参数幂函数表达式(1)仅能表征单一应力比下的疲劳行为,而实测载荷历程中包含大量不同应力比的载荷循环。因此,有必要借助等寿命曲线经验公式对三参数幂函数表达式(1)进行修正,以表征不同应力比加载下的疲劳性能,表征应力比效应的Goodman等寿命曲线经验公式为:
式中,Sa和Sm分别为疲劳应力幅值和应力均值,S-1代表对称循环加载下的疲劳极限,σb为试验测得的材料拉伸强度极限。
根据应力比的定义可知:
式中Smin是循环加载的最小疲劳应力。对式(3)做恒等变换可以得到:
将式(4)和式(5)代入Goodman方程(2),可以得到疲劳极限S-1的表示方法为:
当疲劳试验在对称循环加载(R=-1)下进行时,最大疲劳应力Smax即为疲劳极限S-1,从而,三参数幂函数式(1)可表示为:
(S-1-S0)m·N=C (7)
将式(6)代入式(7),可以得到表征不同应力比和疲劳极限的S-N-R曲面模型:
在S-N-R曲面模型表达式(8)中,C、m和S0为待定参数,需要在试验数据[Smax,R,N]的基础上,借助线性回归方法拟合得到。对式(8)两边取对数,得到:
Y1=a1+b1X1 (9)
式中Y1=lgN,a1=lgC,b1=-m,
根据线性回归理论,待定参数a1和b1的确定方法如下:
其中
从式(12)至式(15)可以看出,中间变量L11和L12均与待定参数S0有关,也就是说,它们均是S0的函数。因此,待定参数a1和b1也同样是S0的函数,从而,首先需要确定参数S0的取值。根据残差平方和(RSS)理论,可以得到Q(S0)的数值解:
具体的求解过程为:(i)确定S0的取值范围S0∈[0,min(S1,S2,…,Sn)),其中(ii)给定S0的初始值(如S0=0)和计算步长,由式(10)至(15)可以得到参数a1和b1的值,再由式(16)计算函数Q(S0)。如此进行迭代差值计算,可绘制变量S0和函数Q(S0)的关系曲线;(iii)根据S0-Q(S0)关系曲线,确定Q(S0)的最小值及其对 应的S0的解。在此基础上,由式(10)和式(11)以及解得的S0值,可以得到参数C和m的拟合结果为:
从而,根据式(9)至式(18)并结合测得的试验数据,由曲面模型式(8)可以拟合低温环境下材料的疲劳性能S-N-R曲面(如图2所示),曲面拟合结果能够有效地表征材料的疲劳性能,并且更直观地反映了低温环境对疲劳行为的影响。
步骤二、谱载疲劳寿命估算模型
谱载试验采用实测载荷谱加载,图3示出了实测载荷系数谱,再乘以应力水平即为试验加载的实测载荷谱。评估材料的谱载疲劳剩余寿命的线性累积损伤Miner理论为:
式中,D是载荷谱中单一应力循环[Smax,R]造成的疲劳损伤,n是单一应力循环在载荷谱中出现的次数,N是疲劳失效循环数,dD/dn是疲劳损伤速率(每载荷循环的疲劳损伤),ΔDi是随机载荷谱中第i个应力循环造成的疲劳损伤增量,k是一个随机载荷谱块中的应力循环数,T是预测的材料谱载疲劳寿命。
但Miner理论需要借助雨流技术处理分离出实测载荷谱中所用不同的应力循环,而忽略了载荷历程中的顺序效应和载荷间的交互作用。实际上,载荷交互作用对疲劳行为有显著影响,包括高载后残余压应力引起的高载迟滞效应,以及低载后残余拉应力引起的抵消迟滞效应等。因此,需要考虑载荷交互作用的影响,构建新的评估谱载疲劳寿命的计算方法。Willenborg/Chang模型考虑了载荷间的交互作用,在塑性区理论基础上,引入有效应力比和有效应力强度因子以表征谱载加载下的裂纹扩展速率。在Willenborg/Chang模型和连续损伤力学理论的基础上,将表征裂纹尖端塑性修正的有效应力比Reff和有效最大疲劳应力Smax,eff引入式(8)和式(19),考虑载荷间的交互作用表征谱载下的疲劳损伤速率dD/dn,其表示方法为:
其中Reff和Smax,eff可由下式确定
式中,(Smax)OL是过载应力循环的谱载最大疲劳应力,r是超载截止比,ΔD′是过载后的疲劳损伤增量,zOL是过载迟滞区尺寸参数。
对式(21)进行积分变换,可以得到谱载加载下对于第i个循环的疲劳损伤增量:
步骤三、谱载疲劳寿命累积损伤算法
借助式(25)和式(20),材料的谱载疲劳剩余寿命可以通过损伤累积计算得到,具体计算方法为:
(i)对于随机载荷谱中的第一个应力循环,可由式(22)至(24)得到对应的有效最大疲劳应力(Smax,eff)1和有效应力比(Reff)1,代入式(25),得到第一个循环造成的疲劳损伤增量ΔD1和当前损伤值D1;
(ii)同样的,在D1基础上,计算第二个应力循环的有效最大疲劳应力(Smax,eff)2和有效应力比(Reff)2,得到第二个循环造成的疲劳损伤增量ΔD2和当前损伤值D2;
(iii)通过如此循环接循环的累积,计算载荷谱中每一后续应力循环造成的疲劳损伤增量直至载荷谱结束,此时,对应的累积损伤即为一个随机载荷谱块所造成的疲劳损伤;
(iv)当累积损伤值达到或超过式(20)允许的损伤容限时,疲劳损伤累积计算停止,此时对应的最终失效循环数即为材料的低温谱载疲劳寿命。
3、优点及功效:本发明提供了一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法,其特点是简单实用,考虑应力比的影响,在三参数幂函数表达式基础上,采用Goodman等寿命曲线,推导出表征疲劳性能的S-N-R曲面,并借助线性回归理论进行数据处理;考虑谱载下载荷间的交互作用,在Willenborg/Chang模型和裂尖塑性区理论基础上,提出修正的谱载疲劳寿命估算模型,给出疲劳损伤增量的表示方法;最后,采用累积损伤理论计算材料的低温谱载疲劳寿命。
附图说明
图1为疲劳中心缺口试件的加载示意图。
图2为低温疲劳性能S-N-R曲面。
图3为实测载荷系数谱。
图4为本发明所述方法的流程图。
图中符号说明如下:
图1中的S为中心缺口试件两端循环应力。
图2中的Smax为循环加载的最大疲劳应力,R为循环加载应力比,N为材料的疲劳失效应力循环数。
图3中的横坐标n为谱载疲劳寿命循环数,纵坐标为实测随机载荷谱系数。
具体实施方式
图4为本发明所述方法的流程框图,本发明分三步实现,具体为:
步骤一、低温疲劳性能表征模型
图1为疲劳中心缺口试件的加载示意图,按照图1的加载形式和标准《金属材料恒幅轴向疲劳试验方法》(HB5287-96),在低温环境下进行疲劳试验。在单一应力比R下,采用成组试验法和升降试验法,选取不同的最大疲劳应力Smax加载,得到不同寿命范围的疲劳失效循环数N。记录每组疲劳试验结果Smax和N,并采用三参数幂函数经验公式表征单一应力比下的疲劳性能:
(Smax-S0)m·N=C (1)
式中,S0是拟合得到的疲劳极限,C和m为材料常数。
值得指出的是,三参数幂函数表达式(1)仅能表征单一应力比下的疲劳行为,而实测载荷历程中包含大量不同应力比的载荷循环。因此,有必要借助等寿命曲线经验公式对三参数幂函数表达式(1)进行修正,以表征不同应力比加载下的疲劳性能,表征应力比效应的Goodman等寿命曲线经验公式为:
式中,Sa和Sm分别为疲劳应力幅值和应力均值,S-1代表对称循环加载下的疲劳极限,σb为试验测得的材料拉伸强度极限。
根据应力比的定义可知:
式中Smin是循环加载的最小疲劳应力。对式(3)做恒等变换可以得到:
将式(4)和式(5)代入Goodman方程(2),可以得到疲劳极限S-1的表示方法为:
当疲劳试验在对称循环加载(R=-1)下进行时,最大疲劳应力Smax即为疲劳极限S-1,从而,三参数幂函数式(1)可表示为:
(S-1-S0)m·N=C (7)
将式(6)代入式(7),可以得到表征不同应力比和疲劳极限的S-N-R曲面模型:
在S-N-R曲面模型表达式(8)中,C、m和S0为待定参数,需要在试验数据[Smax,R,N]的基础上,借助线性回归方法拟合得到。对式(8)两边取对数,得到:
Y1=a1+b1X1 (9)
式中Y1=lgN,a1=lgC,b1=-m,
根据线性回归理论,待定参数a1和b1的确定方法如下:
其中
从式(12)至式(15)可以看出,中间变量L11和L12均与待定参数S0有关,也就是说,它们均是S0的函数。因此,待定参数a1和b1也同样是S0的函数,从而,首先需要确定参数S0的取值。根据残差平方和(RSS)理论,可以得到Q(S0)的数值解:
具体的求解过程为:(i)确定S0的取值范围S0∈[0,min(S1,S2,…,Sn)),其中(ii)给定S0的初始值(如S0=0)和计算步长,由式(10)至(15)可以得到参数a1和b1的值,再由式(16)计算函数Q(S0)。如此进行迭代差值计算,可绘制变量S0和函数Q(S0)的关系曲线;(iii)根据S0-Q(S0)关系曲线,确定Q(S0)的最小值及其对应的S0的解。在此基础上,由式(10)和式(11)以及解得的S0值,可以得到参数C和m的拟合结果为:
从而,根据式(9)至式(18)并结合测得的试验数据,由曲面模型式(8)可以拟合低温环境下材料的疲劳性能S-N-R曲面(如图2所示),曲面拟合结果能够有效地表征材料的疲劳性能,并且更直观地反映了低温环境对疲劳行为的影响。
步骤二、谱载疲劳寿命估算模型
谱载试验采用实测载荷谱加载,图3示出了实测载荷系数谱,再乘以应力水平即为试验加载的实测载荷谱。评估材料的谱载疲劳剩余寿命的线性累积损伤Miner理论为:
式中,D是载荷谱中单一应力循环[Smax,R]造成的疲劳损伤,n是单一应力循环在载荷谱中出现的次数,N是疲劳失效循环数,dD/dn是疲劳损伤速率(每载荷循环的疲劳损伤),ΔDi是随机载荷谱中第i个应力循环造成的疲劳损伤增量,k是一个随机载荷谱块中的应力循环数,T是预测的材料谱载疲劳寿命。
但Miner理论需要借助雨流技术处理分离出实测载荷谱中所用不同的应力循环,而忽略了载荷历程中的顺序效应和载荷间的交互作用。实际上,载荷交互作用对疲劳行为有显著影响,包括高载后残余压应力引起的高载迟滞效应,以及低载后残余拉应力引起的抵消迟滞效应等。因此,需要考虑载荷交互作用的影响,构建新的评估谱载疲劳寿命的计算方法。Willenborg/Chang模型考虑了载荷间的交互作用,在塑性区理论基础上,引入有效应力比和有效应力强度因子以表征谱载加载下的裂纹扩展速率。在Willenborg/Chang模型和连续损伤力学理论的基础上,将表征裂纹尖端塑性修正的有效应力比Reff和有效最大疲劳应力Smax,eff引入式(8)和式(19),考虑载荷间的交互作用表征谱载下的疲劳损伤速率dD/dn,其表示方法为:
其中Reff和Smax,eff可由下式确定
式中,(Smax)OL是过载应力循环的谱载最大疲劳应力,r是超载截止比,ΔD′是过载后的疲劳损伤增量,zOL是过载迟滞区尺寸参数。
对式(21)进行积分变换,可以得到谱载加载下对于第i个循环的疲劳损伤增量:
步骤三、谱载疲劳寿命累积损伤算法
借助式(25)和式(20),材料的谱载疲劳剩余寿命可以通过损伤累积计算得到,具体计算方法为:
(i)对于随机载荷谱中的第一个应力循环,可由式(22)至(24)得到对应的有效最大疲劳应力(Smax,eff)1和有效应力比(Reff)1,代入式(25),得到第一个循环造成的疲劳损伤增量ΔD1和当前损伤值D1;
(ii)同样的,在D1基础上,计算第二个应力循环的有效最大疲劳应力(Smax,eff)2和有效应力比(Reff)2,得到第二个循环造成的疲劳损伤增量ΔD2和当前损伤值D2;
(iii)通过如此循环接循环的累积,计算载荷谱中每一后续应力循环造成的疲劳损伤增量直至载荷谱结束,此时,对应的累积损伤即为一个随机载荷谱块所造成的疲劳损伤;
(iv)当累积损伤值达到或超过式(20)允许的损伤容限时,疲劳损伤累积计算停止,此时对应的最终失效循环数即为材料的低温谱载疲劳寿命。
Claims (1)
1.一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法,具有所需计算参数少、计算简便和精度较高等特点,该方法具体步骤如下:
步骤一、低温疲劳性能表征模型
图1为疲劳中心缺口试件的加载示意图,按照图1的加载形式和标准《金属材料恒幅轴向疲劳试验方法》(HB5287-96),在低温环境下进行疲劳试验。在单一应力比R下,采用成组试验法和升降试验法,选取不同的最大疲劳应力Smax加载,得到不同寿命范围的疲劳失效循环数N。记录每组疲劳试验结果Smax和N,并采用三参数幂函数经验公式表征单一应力比下的疲劳性能:
(Smax-S0)m·N=C (1)
式中,S0是拟合得到的疲劳极限,C和m为材料常数。
值得指出的是,三参数幂函数表达式(1)仅能表征单一应力比下的疲劳行为,而实测载荷历程中包含大量不同应力比的载荷循环。因此,有必要借助等寿命曲线经验公式对三参数幂函数表达式(1)进行修正,以表征不同应力比加载下的疲劳性能,表征应力比效应的Goodman等寿命曲线经验公式为:
式中,Sa和Sm分别为疲劳应力幅值和应力均值,S-1代表对称循环加载下的疲劳极限,σb为试验测得的材料拉伸强度极限。
根据应力比的定义可知:
式中Smin是循环加载的最小疲劳应力。对式(3)做恒等变换可以得到:
将式(4)和式(5)代入Goodman方程(2),可以得到疲劳极限S-1的表示方法为:
当疲劳试验在对称循环加载(R=-1)下进行时,最大疲劳应力Smax即为疲劳极限S-1,从而,三参数幂函数式(1)可表示为:
(S-1-S0)m·N=C (7)
将式(6)代入式(7),可以得到表征不同应力比和疲劳极限的S-N-R曲面模型:
在S-N-R曲面模型表达式(8)中,C、m和S0为待定参数,需要在试验数据[Smax,R,N]的基础上,借助线性回归方法拟合得到。对式(8)两边取对数,得到:
Y1=a1+b1X1 (9)
式中Y1=lgN,a1=lgC,b1=-m,
根据线性回归理论,待定参数a1和b1的确定方法如下:
其中
从式(12)至式(15)可以看出,中间变量L11和L12均与待定参数S0有关,也就是说,它们均是S0的函数。因此,待定参数a1和b1也同样是S0的函数,从而,首先需要确定参数S0的取值。根据残差平方和(RSS)理论,可以得到Q(S0)的数值解:
具体的求解过程为:(i)确定S0的取值范围S0∈[0,min(S1,S2,…,Sn),,其中(ii)给定S0的初始值(如S0=0)和计算步长,由式(10)至(15)可以得到参数a1和b1的值,再由式(16)计算函数Q(S0)。如此进行迭代差值计算,可绘制变量S0和函数Q(S0)的关系曲线;(iii)根据S0-Q(S0)关系曲线,确定Q(S0)的最小值及其对应的S0的解。在此基础上,由式(10)和式(11)以及解得的S0值,可以得到参数C和m的拟合结果为:
从而,根据式(9)至式(18)并结合测得的试验数据,由曲面模型式(8)可以拟合低温环境下材料的疲劳性能S-N-R曲面(如图2所示),曲面拟合结果能够有效地表征材料的疲劳性能,并且更直观地反映了低温环境对疲劳行为的影响。
步骤二、谱载疲劳寿命估算模型
谱载试验采用实测载荷谱加载,图3示出了实测载荷系数谱,再乘以应力水平即为试验加载的实测载荷谱。评估材料的谱载疲劳剩余寿命的线性累积损伤Miner理论为:
式中,D是载荷谱中单一应力循环[Smax,R]造成的疲劳损伤,n是单一应力循环在载荷谱中出现的次数,N是疲劳失效循环数,dD/dn是疲劳损伤速率(每载荷循环的疲劳损伤),ΔDi 是随机载荷谱中第i个应力循环造成的疲劳损伤增量,k是一个随机载荷谱块中的应力循环数,T是预测的材料谱载疲劳寿命。
但Miner理论需要借助雨流技术处理分离出实测载荷谱中所用不同的应力循环,而忽略了载荷历程中的顺序效应和载荷间的交互作用。实际上,载荷交互作用对疲劳行为有显著影响,包括高载后残余压应力引起的高载迟滞效应,以及低载后残余拉应力引起的抵消迟滞效应等。因此,需要考虑载荷交互作用的影响,构建新的评估谱载疲劳寿命的计算方法。Willenborg/Chang模型考虑了载荷间的交互作用,在塑性区理论基础上,引入有效应力比和有效应力强度因子以表征谱载加载下的裂纹扩展速率。在Willenborg/Chang模型和连续损伤力学理论的基础上,将表征裂纹尖端塑性修正的有效应力比Reff和有效最大疲劳应力Smax,eff引入式(8)和式(19),考虑载荷间的交互作用表征谱载下的疲劳损伤速率dD/dn,其表示方法为:
其中Reff和Smax,eff可由下式确定
式中,(Smax)OL是过载应力循环的谱载最大疲劳应力,r是超载截止比,ΔD′是过载后的疲劳损伤增量,zOL是过载迟滞区尺寸参数。
对式(21)进行积分变换,可以得到谱载加载下对于第i个循环的疲劳损伤增量:
步骤三、谱载疲劳寿命累积损伤算法
借助式(25)和式(20),材料的谱载疲劳剩余寿命可以通过损伤累积计算得到,具体计算方法为:
(i)对于随机载荷谱中的第一个应力循环,可由式(22)至(24)得到对应的有效最大疲劳应力(Smax,eff)1和有效应力比(Reff)1,代入式(25),得到第一个循环造成的疲劳损伤增量ΔD1和当前损伤值D1;
(ii)同样的,在D1基础上,计算第二个应力循环的有效最大疲劳应力(Smax,eff)2和有效应力比(Reff)2,得到第二个循环造成的疲劳损伤增量ΔD2和当前损伤值D2;
(iii)通过如此循环接循环的累积,计算载荷谱中每一后续应力循环造成的疲劳损伤增量直至载荷谱结束,此时,对应的累积损伤即为一个随机载荷谱块所造成的疲劳损伤;
(iv)当累积损伤值达到或超过式(20)允许的损伤容限时,疲劳损伤累积计算停止,此时对应的最终失效循环数即为材料的低温谱载疲劳寿命。
本发明提供了一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法,其特点是简单实用,考虑应力比的影响,在三参数幂函数表达式基础上,采用Goodman等寿命曲线,推导出表征疲劳性能的S-N-R曲面,并借助线性回归理论进行数据处理;考虑谱载下载荷间的交互作用,在Willenborg/Chang模型和裂尖塑性区理论基础上,提出修正的谱载疲劳寿命估算模型,给出疲劳损伤增量的表示方法;最后,采用累积损伤理论计算材料的低温谱载疲劳寿命。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201610146646.XA CN105808865B (zh) | 2016-03-15 | 2016-03-15 | 一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201610146646.XA CN105808865B (zh) | 2016-03-15 | 2016-03-15 | 一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN105808865A true CN105808865A (zh) | 2016-07-27 |
CN105808865B CN105808865B (zh) | 2019-01-11 |
Family
ID=56468404
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201610146646.XA Expired - Fee Related CN105808865B (zh) | 2016-03-15 | 2016-03-15 | 一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN105808865B (zh) |
Cited By (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106092787A (zh) * | 2016-08-23 | 2016-11-09 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种金属材料疲劳曲线表征方法 |
CN106372274A (zh) * | 2016-08-16 | 2017-02-01 | 中国商用飞机有限责任公司 | 用于确定飞续飞载荷谱的低载截除限值的方法 |
CN106568660A (zh) * | 2016-10-14 | 2017-04-19 | 中国人民解放军海军航空工程学院青岛校区 | 一种复合材料胶接修补结构的剩余疲劳寿命的预测方法 |
CN106886632A (zh) * | 2017-01-17 | 2017-06-23 | 西北工业大学 | 一种模拟疲劳裂纹扩展中超载迟滞效应的模型 |
CN107063901A (zh) * | 2017-03-31 | 2017-08-18 | 长沙理工大学 | 一种弯剪受力状态下混凝土疲劳强度曲线的获取方法 |
CN107122521A (zh) * | 2017-03-28 | 2017-09-01 | 湖南大学 | 一种二维随机载荷作用下疲劳寿命的计算方法 |
CN107742025A (zh) * | 2017-10-16 | 2018-02-27 | 北京航空航天大学 | 一种预测飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命的方法 |
CN108128479A (zh) * | 2017-11-29 | 2018-06-08 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种载荷谱严酷度表征方法 |
CN108681641A (zh) * | 2018-05-18 | 2018-10-19 | 北京航空航天大学 | 一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法 |
CN108693054A (zh) * | 2018-05-18 | 2018-10-23 | 北京航空航天大学 | 一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法 |
CN109060497A (zh) * | 2018-07-18 | 2018-12-21 | 天津大学 | 一种考虑低于疲劳极限加载的疲劳损伤分析方法 |
CN109142528A (zh) * | 2018-08-27 | 2019-01-04 | 佛山科学技术学院 | 一种高强度钛合金高温超高周疲劳寿命预测方法 |
CN109214098A (zh) * | 2018-09-19 | 2019-01-15 | 山东大学 | 一种面向微纳定位平台的剩余使用寿命预测方法 |
CN110455650A (zh) * | 2019-07-10 | 2019-11-15 | 河海大学 | 一种快速确定预制裂缝混凝土梁疲劳寿命的方法 |
CN110595894A (zh) * | 2019-08-14 | 2019-12-20 | 南京航空航天大学 | 一种存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法 |
CN110702410A (zh) * | 2019-10-15 | 2020-01-17 | 中国直升机设计研究所 | 一种获取关节轴承连接结构疲劳极限的方法 |
CN111027208A (zh) * | 2019-12-10 | 2020-04-17 | 中国航空综合技术研究所 | 在役机械装备关键结构元件疲劳载荷作用下的定延寿方法 |
CN112197947A (zh) * | 2020-09-25 | 2021-01-08 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法 |
CN113239477A (zh) * | 2021-04-01 | 2021-08-10 | 四川大学 | 基于焊缝位错缠结的循环硬化模型在焊接接头疲劳寿命预测中的应用 |
CN113408113A (zh) * | 2021-06-04 | 2021-09-17 | 西北工业大学 | 材料低周疲劳寿命曲线的小子样评估方法 |
CN113449431A (zh) * | 2021-07-13 | 2021-09-28 | 河南科技大学 | 一种基于卸载能的低周疲劳寿命预测方法 |
CN115310311A (zh) * | 2022-07-01 | 2022-11-08 | 南京航空航天大学 | 一种金属材料在谱载荷下疲劳寿命计算方法 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2423664A2 (en) * | 2010-08-26 | 2012-02-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Fatigue life estimation method and system |
US20120271566A1 (en) * | 2011-04-21 | 2012-10-25 | Vinayak Deshmukh | Method for the prediction of fatigue life for structures |
CN104019971A (zh) * | 2014-05-20 | 2014-09-03 | 北京航空航天大学 | 一种预测多钉连接件谱载疲劳寿命的方法 |
CN104978490A (zh) * | 2015-07-06 | 2015-10-14 | 北京航空航天大学 | 一种预测老龄飞机金属结构日历寿命的新方法 |
CN105067457A (zh) * | 2015-07-06 | 2015-11-18 | 北京航空航天大学 | 一种腐蚀裂纹扩展性能表征与寿命估算的方法 |
-
2016
- 2016-03-15 CN CN201610146646.XA patent/CN105808865B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2423664A2 (en) * | 2010-08-26 | 2012-02-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Fatigue life estimation method and system |
US20120271566A1 (en) * | 2011-04-21 | 2012-10-25 | Vinayak Deshmukh | Method for the prediction of fatigue life for structures |
CN104019971A (zh) * | 2014-05-20 | 2014-09-03 | 北京航空航天大学 | 一种预测多钉连接件谱载疲劳寿命的方法 |
CN104978490A (zh) * | 2015-07-06 | 2015-10-14 | 北京航空航天大学 | 一种预测老龄飞机金属结构日历寿命的新方法 |
CN105067457A (zh) * | 2015-07-06 | 2015-11-18 | 北京航空航天大学 | 一种腐蚀裂纹扩展性能表征与寿命估算的方法 |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
刘新等: "《超低温处理对T700 碳纤维/环氧复合材料拉—压疲劳性能的影响》", 《宇航学报》 * |
周燕等: "《低温对钢结构疲劳性能影响研究综述》", 《低温建筑技术》 * |
Cited By (35)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106372274A (zh) * | 2016-08-16 | 2017-02-01 | 中国商用飞机有限责任公司 | 用于确定飞续飞载荷谱的低载截除限值的方法 |
CN106092787A (zh) * | 2016-08-23 | 2016-11-09 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种金属材料疲劳曲线表征方法 |
CN106568660B (zh) * | 2016-10-14 | 2019-06-25 | 中国人民解放军海军航空工程学院青岛校区 | 一种复合材料胶接修补结构的剩余疲劳寿命的预测方法 |
CN106568660A (zh) * | 2016-10-14 | 2017-04-19 | 中国人民解放军海军航空工程学院青岛校区 | 一种复合材料胶接修补结构的剩余疲劳寿命的预测方法 |
CN106886632A (zh) * | 2017-01-17 | 2017-06-23 | 西北工业大学 | 一种模拟疲劳裂纹扩展中超载迟滞效应的模型 |
CN106886632B (zh) * | 2017-01-17 | 2020-04-03 | 西北工业大学 | 一种模拟疲劳裂纹扩展中超载迟滞效应模型的设计方法 |
CN107122521A (zh) * | 2017-03-28 | 2017-09-01 | 湖南大学 | 一种二维随机载荷作用下疲劳寿命的计算方法 |
CN107122521B (zh) * | 2017-03-28 | 2019-11-05 | 湖南大学 | 一种二维随机载荷作用下疲劳寿命的计算方法 |
CN107063901A (zh) * | 2017-03-31 | 2017-08-18 | 长沙理工大学 | 一种弯剪受力状态下混凝土疲劳强度曲线的获取方法 |
CN107742025A (zh) * | 2017-10-16 | 2018-02-27 | 北京航空航天大学 | 一种预测飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命的方法 |
CN107742025B (zh) * | 2017-10-16 | 2020-07-28 | 北京航空航天大学 | 一种预测飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命的方法 |
CN108128479A (zh) * | 2017-11-29 | 2018-06-08 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种载荷谱严酷度表征方法 |
CN108681641B (zh) * | 2018-05-18 | 2021-01-08 | 北京航空航天大学 | 一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法 |
CN108681641A (zh) * | 2018-05-18 | 2018-10-19 | 北京航空航天大学 | 一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法 |
CN108693054B (zh) * | 2018-05-18 | 2020-05-12 | 北京航空航天大学 | 一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法 |
CN108693054A (zh) * | 2018-05-18 | 2018-10-23 | 北京航空航天大学 | 一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法 |
CN109060497A (zh) * | 2018-07-18 | 2018-12-21 | 天津大学 | 一种考虑低于疲劳极限加载的疲劳损伤分析方法 |
CN109142528A (zh) * | 2018-08-27 | 2019-01-04 | 佛山科学技术学院 | 一种高强度钛合金高温超高周疲劳寿命预测方法 |
CN109142528B (zh) * | 2018-08-27 | 2021-01-26 | 佛山科学技术学院 | 一种高强度钛合金高温超高周疲劳寿命预测方法 |
CN109214098A (zh) * | 2018-09-19 | 2019-01-15 | 山东大学 | 一种面向微纳定位平台的剩余使用寿命预测方法 |
CN109214098B (zh) * | 2018-09-19 | 2022-06-21 | 山东大学 | 一种面向微纳定位平台的剩余使用寿命预测方法 |
CN110455650A (zh) * | 2019-07-10 | 2019-11-15 | 河海大学 | 一种快速确定预制裂缝混凝土梁疲劳寿命的方法 |
CN110595894B (zh) * | 2019-08-14 | 2020-09-18 | 南京航空航天大学 | 一种存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法 |
CN110595894A (zh) * | 2019-08-14 | 2019-12-20 | 南京航空航天大学 | 一种存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法 |
CN110702410A (zh) * | 2019-10-15 | 2020-01-17 | 中国直升机设计研究所 | 一种获取关节轴承连接结构疲劳极限的方法 |
CN110702410B (zh) * | 2019-10-15 | 2021-08-13 | 中国直升机设计研究所 | 一种获取关节轴承连接结构疲劳极限的方法 |
CN111027208B (zh) * | 2019-12-10 | 2022-02-01 | 中国航空综合技术研究所 | 在役机械装备关键结构元件疲劳载荷作用下的定延寿方法 |
CN111027208A (zh) * | 2019-12-10 | 2020-04-17 | 中国航空综合技术研究所 | 在役机械装备关键结构元件疲劳载荷作用下的定延寿方法 |
CN112197947A (zh) * | 2020-09-25 | 2021-01-08 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法 |
CN112197947B (zh) * | 2020-09-25 | 2022-06-21 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机低寿命区寿命曲线扩展计算的方法 |
CN113239477A (zh) * | 2021-04-01 | 2021-08-10 | 四川大学 | 基于焊缝位错缠结的循环硬化模型在焊接接头疲劳寿命预测中的应用 |
CN113408113A (zh) * | 2021-06-04 | 2021-09-17 | 西北工业大学 | 材料低周疲劳寿命曲线的小子样评估方法 |
CN113449431A (zh) * | 2021-07-13 | 2021-09-28 | 河南科技大学 | 一种基于卸载能的低周疲劳寿命预测方法 |
CN113449431B (zh) * | 2021-07-13 | 2022-10-18 | 河南科技大学 | 一种基于卸载能的低周疲劳寿命预测方法 |
CN115310311A (zh) * | 2022-07-01 | 2022-11-08 | 南京航空航天大学 | 一种金属材料在谱载荷下疲劳寿命计算方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN105808865B (zh) | 2019-01-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN105808865A (zh) | 一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法 | |
CN105067457B (zh) | 一种腐蚀裂纹扩展性能表征与寿命估算的方法 | |
CN101598650B (zh) | 确定构件载荷-寿命曲线及其工作寿命的方法 | |
Noroozi et al. | Prediction of fatigue crack growth under constant amplitude loading and a single overload based on elasto-plastic crack tip stresses and strains | |
CN107609235B (zh) | 一种基于工程机械结构的疲劳寿命评估方法 | |
Shang et al. | Local stress–strain field intensity approach to fatigue life prediction under random cyclic loading | |
CN108897900B (zh) | 一种多轴变幅加载下疲劳短裂纹扩展寿命预测方法 | |
CN103344511B (zh) | 一种大功率柴油机铝合金活塞的蠕变-疲劳寿命预测方法 | |
CN105021473A (zh) | 一种低温裂纹扩展性能表征与寿命估算的方法 | |
CN103926152A (zh) | 一种高温多轴谱载下低周蠕变-疲劳寿命评估方法 | |
Ghazani et al. | Kinetics and critical conditions for initiation of dynamic recrystallization during hot compression deformation of AISI 321 austenitic stainless steel | |
CN110334405A (zh) | 基于Chaboche本构和Lemaitre损伤模型的高温多轴低周疲劳寿命预测方法 | |
CN105653851B (zh) | 基于分阶段物理模型及粒子滤波的滚动轴承剩余寿命预测方法 | |
CN101122560A (zh) | 机械结构的裂纹扩展率和裂纹扩展寿命预测方法 | |
CN103018063B (zh) | 基于Mittag-Leffler分布的桥梁随机疲劳寿命预测方法 | |
CN102937553B (zh) | 一种高温材料的蠕变持久强度预测方法 | |
CN105260574A (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 | |
CN101852701B (zh) | 一种评估9-12Cr%铁素体耐热钢长时持久性能的方法 | |
CN110059412A (zh) | 金属材料寿命预测方法 | |
CN104020254A (zh) | 一种测定复合材料剩余强度与剩余寿命的应变控制方法 | |
Hola | General model of accident rate growth in the construction industry | |
CN107391903A (zh) | 用于马氏体钢的蠕变‑疲劳寿命预测及其可靠性分析方法 | |
CN106202906A (zh) | 一种腐蚀疲劳性能表征和寿命估算方法 | |
CN103308334A (zh) | 一种非线性累积的构件疲劳评估方法 | |
Geijselaers et al. | Large strain cyclic behavior of metastable austenic stainless steel |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant | ||
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20190111 Termination date: 20200315 |
|
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |