CN107764526B - 一种金属结构疲劳强度分析方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种金属结构疲劳强度分析方法，步骤为：步骤一：确定分析结构类型及相应的应力集中系数Kt使用范围；步骤二：根据分析结构对应的Kt范围选取材料S/N曲线；步骤三：计算结构细节疲劳品质(DFQ)；步骤四：根据分析位置的载荷谱情况，求得危险部位的疲劳等效工作应力；步骤五：计算结构可靠性寿命；步骤六：计算结构疲劳裕度，完成整个结构疲劳分析过程。本发明对影响疲劳性能的各项参数进行了全面而细致的研究，为各类金属结构的疲劳强度分析提供了一种详细的、准确的、快速的疲劳计算方法，不仅可以有效保证飞机疲劳分析可靠性，也可将研究成果推广到其它高端装备制造业金属产品疲劳分析，工程应用空间广泛。
Description
技术领域
本发明涉及一种金属结构疲劳强度分析方法，属于民用飞机结构疲劳强度设计领域。
背景技术
在大型民用飞机设计领域，金属结构是民用飞机结构重要组成部分，准确、快捷的金属结构疲劳分析方法是民用飞机设计经济性和安全性的重要保证，是民用飞机设计中最关键的核心技术之一。本发明是面向航空器产品的基础性研究，基于各类典型结构及基础材料数据库研发，引入细节疲劳品质DFQ定义结构基础疲劳性能，对结构类型进行细致划分，对影响疲劳性能的各项参数进行了全面而细致的研究，针对不同的结构分析要求计算对应的可靠性寿命，在民用飞机设计初期及后期均有着广泛的应用空间，提供了一套详细的、准确的、快速的民用飞机结构疲劳分析方法，不仅可以有效保证飞机疲劳分析可靠性，也可将研究成果推广到其它高端装备制造业金属产品疲劳分析，工程应用空间广泛。
发明内容
为了解决上述技术问题，发明创造提供了一种金属结构疲劳强度分析方法，针对待分析对象，先进行分类，确定相应的应力集中系数，再根据具体的应力集中系数范围，进行后续的S/N曲线、结构细节疲劳品质、结构可靠性寿命和结构疲劳裕度等参数的计算，解决了现有技术中存在的计算方法准确性低、计算结果可靠性差的技术问题。
为了实现上述目的，本发明创造采用的技术方案是：一种金属结构疲劳强度分析方法，其特征在于：包括以下步骤：
1)、确定待分析结构的类型和对应的应力集中系数Kt使用范围；
1a)、确定待分析结构的类型，将结构化分为四种类型：1)开口及凹槽、2)紧固件孔(传载)、3)紧固件孔(非传载)、4)耳片；
1b)、根据具体结构尺寸确定应力集中系数Kt，不同的结构类型对应有其具体的应力集中系数Kt使用范围；
2)、根据分析确定的Kt范围，确定S/N曲线，从而得到S/N曲线斜度参数s值和S/N曲线疲劳影响参数m值；
3)、计算结构细节疲劳度品质DFQ，具体公式如下：
其中，
C：结构构型系数；M：材料系数；E：尺寸系数；Kt：应力集中系数；
[P]：影响疲劳性能的其它工艺系数；
4)、根据分析位置的载荷谱情况，求得危险部位的疲劳等效最大工作应力Smax：利用工程分析或有限元法对结构进行细节应力分析，求得危险部位的疲劳等效最大工作应力Smax；
5)、计算结构可靠寿命NR：
5a)利用DFQ法疲劳寿命公式计算结构可靠度为50％，置信度为50％的结构疲劳寿命；
其中，
N：疲劳寿命；
DFQ：细节疲劳品质；
R：应力比；
Smax：疲劳等效最大工作应力；
s：S/N曲线斜度参数；
m：S/N曲线材料疲劳影响参数；
5b)将求得的N除以对应的分散系数得到结构要求的不同置信度及不同可靠度下的可靠寿命NR；
6)、计算结构疲劳裕度：
6a)计算结构疲劳最大许用应力[Smax]；
定义结构在应力比R＝0.1的常幅载荷作用下的目标寿命为NG，可以承受的疲劳最大许用应力为[Smax]，则有：
得到
6b)计算结构疲劳裕度FM：
结构疲劳裕度FM计算公式如下：
由此得到FM。
所述的步骤1a)中，具体为：将分析结构划分为以下四种类型，根据结构尺寸确定应力集中系数Kt使用范围，选取对应的分析模式，见表1：
表1 结构类型及相应的Kt使用范围
所述的步骤2)中具体为：标准S/N曲线是在常幅载荷作用下，结构细节处的应力水平、寿命和疲劳额定值之间的关系，不同的Kt对结构疲劳寿命影响较大，此处采用DFQ法寿命计算公式，在105至3×105次循环区间，保证理论计算值与试验数据相比，尽量接近且数值，即保证理论计算寿命低于并尽量接近试验测试结果，从而获取S/N曲线斜度参数s值和S/N曲线疲劳影响参数m值。
本发明创造的有益效果在于：
1、引入结构构型系数C值定义不同结构类型的基础疲劳特征值，考虑了结构差异对疲劳性能的影响因素。
2、引入材料系数M将材料属性对疲劳寿命的影响做了更为细致的研究，相应地提高了分析精度；同时，应用M计算时，在项目概念设计阶段，M值可根据材料类别选取，进行粗略化分析；在项目详细设计阶段，M值可根据材料热处理状态进行更为细致地选取，进行精细化分析，兼具普适性与精确性。
3、引入结构尺寸系数E值考虑了疲劳分析过程中尺寸因素对疲劳性能的影响，该曲线来自于试验测量，因此在实际应用的过程中更为精确。
4、对不同结构的应力集中系数进行了区别划分，体现了S/N曲线在疲劳分析过程中对斜度的敏感性，对不同结构的疲劳寿命分析更具针对性与精确性。
5、对结构的分类，考虑到了所有常遇到的分析结构，并对不同结构提出了不同可靠度与置信度的要求，并给出了相应的快速计算分散系数，同时兼具全面性与快捷性。
6、DFQ方法中的各参数可以随着材料试验数据库的扩展不断更新、完善与优化，具有良好的发展性。
附图说明
图1：DFQ法疲劳强度分析流程示意图。
图2：应力集中系数分别为1.5和5的标准S/N曲线。
图3：确定开口及凹槽类结构不同区间Kt的s及m值曲线。
图4：结构细节疲劳品质DFQ与疲劳寿命关系示意图。
图5：材料2024-T3与2024-T4的疲劳性能差异曲线。
图6：P7选取曲线。
图7：确定分散系数曲线示意图。
图8：某平板开孔试验件构型示意图。
图9：应力集中系数计算曲线示意图。
图10：某搭接试验件构型示意图。
图11：DFQ法疲劳强度分析流程示意图。
具体实施方式
一种金属结构疲劳强度分析方法，其特征在于：包括以下步骤：
1)、确定待分析结构的类型和对应的应力集中系数Kt使用范围；
1a)、将结构化分为四种类型：1)开口及凹槽、2)紧固件孔(传载)、3)紧固件孔(非传载)、4)耳片。
1b)、根据具体结构尺寸确定应力集中系数Kt，不同的结构类型对应有其具体的应力集中系数Kt使用范围；
具体的：将分析结构划分为以下四种类型，根据结构尺寸确定应力集中系数Kt使用范围，选取对应的分析模式，见表1：
表1 结构类型及相应的Kt使用范围
不同的Kt范围对应不同的s及m值，首先对于工程类结构很容易判断其结构类型。另外，其实Kt使用范围的的确定包括两步，第一步根据结构尺寸计算该结构的Kt值，然后根据计算结果确定数据表中哪个范围。
2)、根据分析确定的Kt范围，确定S/N曲线，从而得到S/N曲线斜度参数s值和S/N曲线疲影响参数m值，具体的：标准S/N曲线是在常幅载荷作用下，结构细节处的应力水平、寿命和疲劳额定值之间的关系，不同的Kt对结构疲劳寿命影响较大，此处采用DFQ法寿命计算公式，在105至3×105次循环区间，保证理论计算值与试验数据相比，尽量接近且结果偏低，即保证理论计算寿命低于并尽量接近试验测试结果，从而获取S/N曲线斜度参数s值和S/N曲线疲劳影响参数m值。
3)、计算结构细节疲劳度品质DFQ，具体公式如下：
其中，
C：结构构型系数；M：材料系数；E：尺寸系数；Kt：应力集中系数；
[P]：影响疲劳性能的其它工艺系数。
4)、根据分析位置的载荷谱情况，求得危险部位的疲劳等效最大工作应力Smax：利用工程分析或有限元法对结构进行细节应力分析，求得危险部位的疲劳等效最大工作应力Smax。
5)、计算结构可靠寿命NR：
5a)利用DFQ法疲劳寿命公式计算结构可靠度为50％，置信度为50％的结构疲劳寿命；
其中，
N：疲劳寿命；
DFQ：细节疲劳品质；
R：应力比；
Smax：疲劳等效最大工作应力；
s：S/N曲线斜度参数；
m：S/N曲线材料疲劳影响参数；
5b)将求得的N除以对应的分散系数得到结构要求的不同置信度及不同可靠度下的可靠寿命NR。
6)、计算结构疲劳裕度：
6a)计算结构疲劳最大许用应力[Smax]；
定义结构在应力比R＝0.1的常幅载荷作用下的目标寿命为NG，可以承受的疲劳最大许用应力为[Smax]，则有：
得到
6b)计算结构疲劳裕度FM：
结构疲劳裕度FM计算公式如下：
由此得到FM。
具体的：分析流程见图1：
步骤一：确定分析结构类型及相应的应力集中系数Kt使用范围；
将分析结构划分为以下四种类型，根据结构尺寸确定应力集中系数Kt及使用范围，选取对应的分析模式，见表1：
表1 结构类型及相应的Kt使用范围
对连接件及耳片类结构，Kt范围将随着深入研究进行更细致划分。
步骤二：根据分析结构对应的Kt范围选取材料S/N曲线；
标准S/N曲线是在常幅载荷作用下，结构细节处的应力水平、寿命和疲劳额定值之间的关系。
图2列出了Kt分别为1.5和5的2024-T3材料的标准S/N曲线，由图2可以看出，不同的Kt对结构疲劳寿命影响较大，采用Kt分区计算对疲劳分析精度影响非常关键。其中，对S/N曲线影响较大的系数是S/N曲线斜度参数s及S/N曲线材料疲劳影响参数m，本发明采用DFQ法寿命计算公式，与MMPDS-07中含有不同应力集中系数的2024-T3开口板件疲劳试验结果进行对比，在105至3×105次循环区间，保证理论计算值与试验数据相比，尽量接近且结果偏低，即保证理论计算寿命低于并尽量接近试验测试结果，从而获取公式中的s及m值。根据上述方法及原则，可以得到不同的Kt范围将会对应不同的s及m，见图3，s及m值快速计算方法见表2。
表2 开口及凹槽结构不同区间Kt的s及m值确定
步骤三：确定结构细节疲劳品质(DFQ)；
细节疲劳品质DFQ是结构细节本身固有的疲劳性能特征值，是一种对构件质量和耐重复载荷能力的度量，与使用载荷谱无关。该值对应于应力比R＝0.1时，结构细节寿命具有50％置信度和50％可靠度情况下，平均寿命为105次循环寿命时得到的最大应力值。DFQ主要受某些参数影响，为此定义了一系列修正系数，可表达为下式，DFQ与疲劳寿命之间的关系见图4。
C：结构构型系数；
M：材料系数；
E：尺寸系数；
Kt：应力集中系数；
[P]：影响疲劳性能的其它工艺系数。
具体计算过程如下：
1)确定结构构型系数C值；
结构构型系数C值代表了不同结构类型在疲劳分析时最基本的抗疲劳能力，C值选取见表3。
表3 C值选取列表
| 结构类型 | C |
| 开口及凹槽 | 455 |
| 传载的紧固件孔 | 600 |
| 非传载的紧固件孔 | 620 |
| 耳片 | 430 |
本发明中C值以试验数据为基础，通过调整C值大小不断地逼近试验曲线并且保证理论值偏保守获得；
本发明中C值将随着材料试验数据库的扩展及Kt范围的细致划分不断更新、完善与优化。
2)确定结构材料系数M值；
本发明区分不同材料类型及不同材料牌号差异对结构疲劳性能的影响，材料类型包括：
1)铝合金；
2)钛合金；
3)钢；
材料牌号差异包括：材料热处理状态等，例如考虑2024-T3与2024-T4热处理状态差异，其差异性对结构的疲劳性能影响见图5。
材料系数M值代表了不同材料类型，不同材料牌号对DFQ的影响，本发明中将材料2024-T3状态下的M值定义为基本值1.0，M值计算列表见表4。
表4 M值计算列表
| 材料 | M |
| 2024-T3 | 1.0 |
| 7075-T7451 | 0.86 |
| 钛合金T40 | 1.2 |
| 高强钢 | 2.6 |
| … | … |
本发明中，M值根据试验确定，将2024-T3材料M值定义为基准值1.0，根据试验结果寿命曲线拟合，得到同一构型下不同材料105寿命时2024-T3材料的应力水平为82.2MPa，7075-T7451材料的应力水平为71.0MPa，因此材料7075-T7451的M值为71.0/82.2＝0.86；其中，在项目概念设计阶段，M值可根据材料类别选取，进行粗略化分析；在项目详细设计阶段，M值可根据材料热处理状态进行更为细致地选取，进行精细化分析；M值将随着材料试验数据库的扩展不断更新、完善与优化，表4中仅列出了最基本的M值。
表4中的……为，可以根据实际情况进行数据扩展。
3)确定结构尺寸系数E值；
结构尺寸系数E值代表了不同尺寸对DFQ的影响，其大小取决于开孔或凹槽结构的开口半径r，用于计算E值的方法为：
本发明中，E值大小取决于开孔或凹槽结构的开口半径r及材料属性α，根据步骤五中DFQ寿命计算公式及试验数据拟合结果，确定α。
分别选取同一材料疲劳寿命为N1及N2的两组试验件(R、Kt及Smax相同)，其对应的E值分别为E1，E2，根据DFQ法疲劳寿命计算公式，则有
将两式相除，有
转化，有
另有，
将两式相除，有
令
则有
根据试验数据处理得到三种应力水平下的S/N曲线，选取可靠度50％及置信度50％的曲线进行计算，取同一应力水平下几组S/N曲线105附近的寿命代入上述公式，并保证理论结果偏保守，最终确定α＝0.10。
例如：某组试验件S2应力水平下的试验数据见表5。
表5 试验数据
4)确定应力集中系数Kt；
根据结构形式计算分析部位的Kt，具体计算方法见相关应力集中系数手册。
5)确定工艺系数矩阵[P]；
本发明还会考虑制造时影响疲劳寿命的一些工艺系数，以[P]矩阵形式表示，并规划了相应的试验矩阵。本发明考虑到的工艺系数包括表面处理、机械加工处理、紧固件类型、紧固件安装、埋头效应等，工艺矩阵系数来源于试验数据及各工程类手册，根据不同结构类型及工艺形式选取不同的系数类型，见表6。
表6 工艺系数矩阵
| 结构类型 | P1 | P2 | P3 | P4 | P5 | P6 | P7 |
| 凹槽 | Y | Y | Y | N | N | N | N |
| 铆接连接件 | Y | Y | N | N | Y | Y | Y |
| 螺接连接件 | Y | Y | N | N | Y | Y | Y |
| 耳片 | Y | Y | N | Y | N | N | N |
其中，
P1：表面处理影响系数
P2：孔边进行冷作硬化处理(重复2％和重复4％)影响系数
P3：喷丸影响系数
P4：预紧安装影响系数
P5：紧固件类型影响系数
P6：紧固件安装影响系数
P7：埋头效应影响系数
Y：需要考虑该系数
N：不需要考虑该系数
对于开口及凹槽类结构：[P]＝P1·P2·P3
对于连接件类结构：[P]＝P1·P2·P5·P6·P7
对于耳片类结构：[P]＝P1·P2·P4
工艺系数需根据试验确定，具体数值选取见表7、表8、表9及0。
表7 P1、P2、P3及P4选取列表
以P1系数CAA(硌酸阳极化)机加件系数处理为例，简要介绍工艺系数的获取方式：
硌酸阳极化(CAA)是为了防止零件表面受到侵蚀而对零件表面进行表面处理的一项工艺，会一定程度地降低零件疲劳强度，是DFQ方法中工艺矩阵[P]影响系数中重点考虑的参数。试验分为两组，第一组试验件表面不进行CAA表面处理，第二组试验件进行CAA表面处理。根据试验结果寿命曲线拟合，得到105寿命时第一组试验件应力水平为82.2MPa，第二组试验件应力水平为64.6MPa，因此对应的P1＝64.6/82.2＝0.79。
表8 P5选取列表
表9 P6选取列表
--为数据暂未获取。本发明中[P]值将随着材料试验数据库的扩展不断更新、完善与优化。
P7选取见0。
步骤四：根据分析位置的载荷谱情况，求得危险部位的疲劳等效最大工作应力Smax；
结构的疲劳破坏大都源于某些危险细节，利用工程分析或有限元法对结构进行细节应力分析，根据金属材料等损伤理论求得危险部位的疲劳等效最大工作应力Smax。
步骤五：计算结构可靠性寿命；
1)利用DFQ法疲劳寿命公式计算结构可靠度为50％，置信度为50％的结构疲劳寿命；
根据MMPDS手册，疲劳寿命计算模型包含基于应力分析模式，用线性方程可做如下表示：
logN＝A-Slog[(1-R)mKt·Smax]
可转换为
假设在S1，max应力水平下试验件1的疲劳寿命为N1，在S2，max应力水平下试验件2的疲劳寿命为N2，则有
根据步骤二中所述，本发明中限定了不同的Kt范围对应不同的s及m，如果试验件Kt在同一范围内，则m1＝m2，s1＝s2，将两式相除，则有
如果引入DFQ来定义R＝0.1，N2寿命为105时的最大应力，DFQ法定义可靠度为50％，置信度为50％的疲劳寿命基本计算公式可变换为：
其中，
N：疲劳寿命；
DFQ：细节疲劳品质(Detail Fatigue Quality)；
R：应力比；
Smax：疲劳等效最大工作应力；
s：结构对应S/N曲线斜度参数；
m：结构对应S/N曲线疲劳影响参数。
2)将求得的N除以对应的分散系数得到结构要求的不同置信度及不同可靠度下的疲劳寿命NR。
当结构从属于以下类型时，需要根据情况除以相应的分散系数，见表10，得到指定可靠度和置信度下的结构可靠性寿命。
表10 要求的结构分类及可靠性要求
分散系数处理方法见0，采用DFQ法寿命计算公式，得到50/50下应力-寿命关系，需要乘以适当的分散系数来得到飞机各类结构的应力-寿命关系，应用到结构疲劳分析中。选取DFQ法寿命计算公式典型应力和寿命点，采用《飞机结构可靠性分析与设计指南》中可靠性试验数据处理方法，方差采用试验通用值delta＝0.16，样本N＝12。得到50/95，90/95,95/95下的P-S-N曲线。选取50/50曲线上寿命为2.4*10^6次位置，得到在该应力水平在50/95，90/95,95/95下的结构寿命。
另外，表10仅对应于应力比R＝0.1时的情况，其他情况合一根据依据以上方法逐步计算得出。
步骤六：计算结构疲劳裕度。
1)计算结构疲劳最大许用应力[Smax]；
定义结构在应力比R＝0.1的常幅载荷作用下的目标寿命为NG，可以承受的疲劳最大许用应力为[Smax]，则有：
得到
2)计算结构疲劳裕度FM
结构疲劳裕度FM计算公式如下：
下面结合附图，对本发明具体实施过程作进一步详细描述。
算例1：以某平板开孔结构为例，说明DFQ方法中典型开口及凹槽类结构的分析方法和步骤，附图均取自该试验分析计算结果，此分析方法全部采用本发明方法。
试验件构型为长150mm、宽30mm、厚1.6mm的2024-T3的铝合金薄板，在试件中间布置直径Φ10mm的圆孔，具体结构形式见0。试件施加最大为3600N，最小为-1800N的拉伸载荷，远端应力水平为75MPa，应力比R为-0.5，试件数量为3件，试验结果见表11，采用双参数威布尔函数分布法对试验寿命处理后结果见表12。
表11 试验结果
| 试件编号 | 应力幅值(MPa) | 寿命 |
| No.1 | 56.031 | 141300 |
| No.2 | 56.698 | 140321 |
| No.3 | 56.886 | 136568 |
表12 试验寿命处理结果
| N<sub>R</sub> | 寿命 |
| N<sub>50，50</sub> | 139396 |
| N<sub>50，95</sub> | 81559 |
| N<sub>90，95</sub> | 50925 |
| N<sub>95，95</sub> | 46434 |
| N<sub>99，95</sub> | 30955 |
其基本实现过程如下：
步骤一：确定分析结构类型及相应的应力集中系数Kt使用范围；
该分析结构为凹槽类结构，属于开口及凹槽类结构，根据试验件尺寸计算出Kt＝3.47。应力集中系数曲线见图9。
步骤二；根据分析结构对应的Kt范围选取材料S/N曲线；
该结构的Kt范围为2.0-4.0，材料为2024-T3，对应的材料S/N曲线，s＝4.5，m＝0.7
步骤三：确定结构细节疲劳品质(DFQ)；
根据DFQ计算公式：
其中，对开口及凹槽类结构，C＝455；对2024-T3材料，M＝1.0；E＝0.85；Kt＝3.47；[P]＝1.0；所以，DFQ＝112；
步骤四：根据分析位置的载荷谱情况，求得危险部位的疲劳等效工作应力Smax；本算例中，试验测得的Smax＝75.0MPa，应力比R＝-0.5
步骤五：计算结构可靠性寿命；
1)利用DFQ法疲劳寿命公式计算结构可靠度为50％，置信度为50％的结构疲劳寿命：
经计算，试验件可靠度为50％，置信度为50％的疲劳寿命N50，50＝120920。
2)将求得的N除以对应的分散系数得到结构要求的不同置信度及不同可靠度下的疲劳寿命NR。当凹槽结构从属于飞机不同的部位时，其要求的寿命计算结果见表13。
表13 某凹槽结构可靠性寿命NR计算结果
步骤六：计算结构疲劳裕度。
1)计算结构疲劳许用应力[Smax]，假设飞机的目标寿命NG为60000次：
2)计算结构疲劳裕度FM，公式如下：
算例2：以某飞机机身蒙皮纵向搭接试验为例，说明DFQ方法中典型机身连接结构的分析内容和步骤，试验件构型见图10。
其基本实现过程如下：
步骤一：确定分析结构类型及相应的应力集中系数Kt使用范围。该分析结构为壁板搭接结构，属于紧固件孔(传载)结构，Kt范围为≥3.0；
步骤二；根据分析结构对应的Kt范围选取材料S/N曲线；本算例蒙皮材料为2024-T351，对应的材料S/N曲线，s＝4.5，m＝0.7。
步骤三：确定结构细节疲劳品质(DFQ)；
根据DFQ计算公式
其中，对紧固件孔(传载)结构，C＝600；对2024-T351材料，M＝1.0；E＝0.92；Kt＝4.65；[P]＝1.15；所以，DFQ＝136；
步骤四：根据分析位置的载荷谱情况，求得危险部位的疲劳等效工作应力Smax；本算例中，以试验件1为例，Fmax＝57200N，试验件板宽度w＝130mm，蒙皮厚度为3.2mm，Smax＝57200/130/3.2＝137.5MPa；全部试验件的应力谱见表14，应力比R＝0.1。
表14 试验件应力谱列表
| 试验件 | S<sub>max</sub>(MPa) | S<sub>min</sub>(MPa) |
| 1 | 137.5 | 13.75 |
| 2 | 147.8 | 14.78 |
| 3 | 120.2 | 12.02 |
| 4 | 192.3 | 19.23 |
| 5 | 100.1 | 10.10 |
| 6 | 173.1 | 17.31 |
| 7 | 87.0 | 8.70 |
| 8 | 74.5 | 7.45 |
步骤五：计算结构可靠性寿命；
1)利用DFQ法疲劳寿命公式计算结构可靠度为50％，置信度为50％的结构疲劳寿命：
2)将求得的N除以对应的分散系数得到结构要求的不同置信度及不同可靠度下的疲劳寿命NR。
经计算，各试验件可靠度为50％，置信度为50％，可靠度为95％、置信度为95％的疲劳寿命及可靠度为99％、置信度为95％的疲劳寿命见表15。
表15 试验件寿命列表
步骤六：计算结构疲劳裕度。
1)计算结构疲劳等效最大许用应力[Smax]，公式如下，：
2)计算结构疲劳裕度FM，公式如下：
结构疲劳裕度计算见表16。
表16 结构疲劳裕度列表
| 试验件 | S<sub>max</sub> | [S<sub>max</sub>] | FM |
| 1 | 137.5 | 152.0 | 0.11 |
| 2 | 147.8 | 152.0 | 0.03 |
| 3 | 120.2 | 152.0 | 0.26 |
| 4 | 192.3 | 152.0 | -0.21 |
| 5 | 100.1 | 152.0 | 0.52 |
| 6 | 173.1 | 152.0 | -0.12 |
| 7 | 87.0 | 152.0 | 0.75 |
| 8 | 74.5 | 152.0 | 1.04 |
通过上述两个算例对比计算结果可以发现，采用本发明方法分析的疲劳寿命可靠性与精度均较高，通过分散系数的快速处理，还可以高效地满足疲劳分析对可靠度与置信度的要求因此，DFQ法在实际结构疲劳分析过程中具有良好的指导意义，并且可随着试验数据的积累推广应用到其它装备制造业金属结构疲劳分析领域。
以上所述仅是本发明的实现方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (3)
1.一种金属结构疲劳强度分析方法，其特征在于：包括以下步骤：
1)、确定待分析结构的类型和对应的应力集中系数Kt使用范围；
1a)、确定待分析结构的类型，将结构化分为四种类型：1)开口及凹槽、2)传载的紧固件孔、3)非传载的紧固件孔、4)耳片；
1b)、根据具体结构尺寸确定应力集中系数Kt，不同的结构类型对应有其具体的应力集中系数Kt使用范围；
2)、根据分析确定的Kt范围，确定S/N曲线，从而得到S/N曲线斜度参数s值和S/N曲线疲劳影响参数m值；
3)、计算结构细节疲劳品质DFQ，具体公式如下：
其中，
C：结构构型系数；M：材料系数；E：尺寸系数；Kt：应力集中系数；
[P]：影响疲劳性能的其它工艺系数；
4)、根据分析位置的载荷谱情况，求得危险部位的疲劳等效最大工作应力Smax：利用工程分析或有限元法对结构进行细节应力分析，求得危险部位的疲劳等效最大工作应力Smax；
5)、计算结构可靠寿命NR：
5a)利用DFQ法疲劳寿命公式计算结构可靠度为50％，置信度为50％的结构疲劳寿命；
其中，
N：疲劳寿命；
DFQ：细节疲劳品质；
R：应力比；
Smax：疲劳等效最大工作应力；
s：S/N曲线斜度参数；
m：S/N曲线材料疲劳影响参数；
5b)将求得的N除以对应的分散系数得到结构要求的不同置信度及不同可靠度下的可靠寿命NR；
6)、计算结构疲劳裕度：
6a)计算结构疲劳最大许用应力[Smax]；
定义结构在应力比R＝0.1的常幅载荷作用下的目标寿命为NG，可以承受的疲劳最大许用应力为[Smax]，则有：
得到
6b)计算结构疲劳裕度FM：
结构疲劳裕度FM计算公式如下：
由此得到FM。
2.根据权利要求1所述的一种金属结构疲劳强度分析方法，其特征在于：所述的步骤1a)中，具体为：将分析结构划分为以下四种类型，见表1，根据结构尺寸确定应力集中系数Kt使用范围，选取对应的分析模式；
表1 结构类型及相应的Kt使用范围
3.根据权利要求1所述的一种金属结构疲劳强度分析方法，其特征在于：所述的步骤2)中具体为：标准S/N曲线是在常幅载荷作用下，结构细节处的应力水平、寿命和疲劳额定值之间的关系，不同的Kt对结构疲劳寿命影响较大，此处采用DFQ法寿命计算公式，在105至3×105次循环区间，从而获取S/N曲线斜度参数s值和S/N曲线疲劳影响参数m值。
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