CN109344553A - 一种高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法，首先根据确定结构材料的低周疲劳应力水平，在低周疲劳应力水平下获得结构材料在低周疲劳试验下的S‑N曲线，并在低周疲劳应力水平中选取一个应力水平作为低周疲劳应力水平σ_L；之后确定高低周疲劳试验条件，及在高低周疲劳试验条件下获得结构材料在高周疲劳试验下的S‑N曲线，得到高周疲劳寿命和幅值的关系曲线；然后建立待确定修正参数的疲劳寿命预测模型，及确定模型中修正参数并获得疲劳寿命预测模型；最后在需要考核的载荷条件确定高低周疲労寿命。本申请不依赖于结构的具体形式和受载情况，可用于飞机结构中关键结构细节的疲劳寿命预测，缩短型号研制周期，降低研制成本。

Description

一种高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法

技术领域

本申请属于材料疲劳寿命预测技术领域，特别涉及一种高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法。

背景技术

疲劳是引起飞机结构失效破坏的最主要的原因之一，它广泛存在于机械、车辆、焊接结构、飞机发动机等结构中。疲劳问题引发的工程结构失效破坏造成的人员损失和经济损失都是巨大的，因此研究疲劳问题不仅能提高工程结构的可靠性和经济性，还能保障人员的安全性。在传统的研究中，结构发生的高低周复合载荷疲劳问题一般被单纯地分解为高周疲劳问题或者低周疲劳问题来研究，这会得到一个不可靠的疲劳寿命分析结果，可能引发严重的财产损失甚至是人员伤害。

高低周复合循环载荷作用产生的疲劳问题广泛存在于飞机和发动机结构中。在飞机和发动机工作过程中，结构交替受到这两种疲劳载荷的作用，产生的复合疲劳问题不能用单纯的应力分析法或者应变分析法计算，单一的对低周疲劳或高周疲劳进行研究无法准确的分析实际结构的疲劳失效问题，因此对于高低周复合疲劳载荷下的结构细节寿命分析方法的研究十分必要。

发明内容

本申请的目的是提供了一种高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法，以解决上述任一问题。

本申请的技术方案是：一种高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法，所述预测方法包括：

确定需要考察的结构材料及试验条件；

根据试验条件确定结构材料需要考察的低周疲劳应力水平；

在低周疲劳应力水平下对结构材料开展低周疲劳试验，获得结构材料在低周疲劳试验下的S-N曲线，并在低周疲劳应力水平中选取一个应力水平作为低周疲劳应力水平σ_L；

确定高低周疲劳试验条件，高低周疲劳试验条件包括循环次数比n和高低周应力幅值比α；

根据确定的高低周疲劳试验条件对结构材料开展高周疲劳试验，获得结构材料在高周疲劳试验下的S-N曲线，得到高周疲劳寿命和幅值的关系曲线；

建立待确定修正参数的疲劳寿命预测模型，并对结构材料进行高低周疲劳试验确定修正参数并获得疲劳寿命预测模型；

根据疲劳寿命预测模型及需要考核的载荷条件确定在所述载荷条件下的高低周疲労寿命。

在本申请中，所述低周疲劳试验的S-N曲线由公式下列公式拟合得到：lgσ＝a+blg N_L，式中，σ为应力水平，a、b为系数，N_L为低周疲劳寿命。

在本申请中，所述高周疲劳试验的S-N曲线由公式下列公式拟合得到：lgΔσ＝a+blg N_H，式中，σ为应力水平，a、b为系数，N_H为高周疲劳寿命。

在本申请中，所述疲劳寿命预测模型为：

式中，为高周影响项，N_c为高低周复合载荷疲劳寿命，N_H为高周疲劳寿命，N_L为低周疲劳寿命，α为高低周应力幅值比，n为循环次数比。

本申请与现有技术相比，通过添加了应力幅值比α和循环次数比n对于高低周复合加载下疲劳寿命的影响，扩展了累计损伤理论的适用范围，不依赖于结构的具体形式和受载情况，可用于飞机结构中关键结构细节的疲劳寿命预测，缩短型号研制周期，降低研制成本，减少研制时间。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请的预测方法流程图；

图2为本申请实施例的铝合金试件低周试验S-N曲线拟合结果

图3为本申请实施例的铝合金试件高周试验S-N曲线拟合结果

图4为本申请中高低周复合加载波形示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

本申请提出的高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法，其基于累计损伤理论的叶笃毅模型，引入高周影响项，以实现高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测，解决高周影响项应满足基本的边界条件和具有必需的参数的问题。

如图1至图4，本申请的高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法包括以下步骤：

步骤一，确定需要考察的结构或材料，确定需要考察的试验条件并制作试验件。

本实施例为航空铝合金2524-T3板材在高低周复合加载下的疲劳寿命，因此确定的材料为航空铝合金2524-T3板材，结构试件尺寸为：厚度3.15mm，材料基本力学性能为：杨氏模量E＝68GPa，屈服强度σ_ys＝342MPa，极限强度σ_ult＝458MPa，条件疲劳极限为94MPa。

步骤二，根据试验条件确定需要考察的低周疲劳应力水平。

本实施例中，确定考察的低周应力水平为100MPa、130MPa、160MPa、190MPa、240MPa。

步骤三，根据确定的低周疲劳应力水平进行该应力水平下的低周疲劳试验，获得材料低周疲劳试验S-N曲线，低周疲劳试验S-N曲线可由公式lgσ＝a+blg N_L进行拟合得到，并选取一个合适的应力水平作为低周疲劳应力水平σ_L。

本实施例中，试验采用恒幅载荷加载，应力比0.1。试验率为20Hz，低周疲劳寿命实验数据如表1所示。

表1不同应力水平下铝合金2024-T3的疲劳寿命试验数据

利用疲劳极限和各级应力水平下的对数疲劳寿命均值，可得到该种铝合金材料的S-N曲线，由公式lgσ＝a+b lg N_L进行拟合可得。曲线拟合结果如图2所示：拟合后的S-N曲线的表达式为：lgσ_max＝3.171-0.195lg N_L。

步骤四，确定需要考察的高低周疲劳试验条件：高低周应力幅值比α和循环次数比n，其中，高周疲劳试验的最大应力σ_max＝σ_L。

本实施例中，试验疲劳极限的循环次数为5×10⁶cycle。高周疲劳试验的最大应力取σ_max＝190MPa，应力幅值与低周应力幅值比取4组，分别为α＝10％，20％，30％，50％。

步骤五，进行相应条件下的高周疲劳试验，获得材料高周疲劳寿命S-N曲线，得到高周疲劳寿命和幅值的关系曲线，可由公式lgΔσ＝a+b lg N_H进行拟合得到，用于辅助高低周疲劳模型中对复合寿命的估算。

本实施例中高周疲劳试验数据如表2所示：

表2铝合金2024-T3高周疲劳试验数据

高周疲劳试验数据分析：加入幅值比α＝100％，即应力σ_max＝190MPa，应力比R＝0.1的低周试验数据进行拟合，幅值比α＝20％时的试验寿命超过所取的疲劳极限，此时认为疲劳寿命为无穷大。以对数寿命作为纵坐标，对数幅值作为横坐标，曲线拟合结果如图3所示，拟合后的曲线的表达式为：

lgΔσ＝3.379-0.324lg N_H

由上式，可以估算其他应力幅值下的高周疲劳寿命，用于辅助高低周疲劳模型中对复合寿命的估算。

步骤六，根据步骤四选定的高低周疲劳试验条件：高低周应力幅值比α和循环次数比n，进行必要的高低周疲劳试验，根据试验结果进行参数拟合获得疲劳寿命预测模型的参数m。寿命预测模型公式为：

其中，为叶笃毅模型，为高周影响项。N_c为高低周复合载荷疲劳寿命，N_H为高周疲劳寿命，N_L为低周疲劳寿命，α为高低周应力幅值比，n为循环次数比。

本实施例中高低周复合疲劳试验中采用的波形如图4所示，其中σ_L为低周疲劳试验最大应力，σ_H为高周疲劳试验最大应力。

不同高低周循环次数比n下的试验结果如表3所示

表3不同高低周循环次数比试验数据

不同应力幅值比α的试验结果如表4所示：

表4不同高低周应力幅值比试验数据

首先是通过步骤四中对于铝合金2024—T3高周疲劳试验数据分析中得到的寿命和载荷的关系曲线lgΔσ＝3.379-0.324lg N_H来估算高周疲劳寿命，得到的计算结果如表5所示：

表5高周疲劳寿命计算值

接下来进行数据拟合，获得参数m的数值。

已知在该应力水平下的低周疲劳寿命N_L＝38163。首先从试验数据中随机选取五个数据点，(n，α，N_e，N_H)＝(5，0.2，30472，4202123)，(60，0.2，15854，4202123)，(10，0.1，29027，35692233)，(10，0.2，27292，4202123)和(10，0.5，7027，173833)对模型进行拟合，并通过最小二乘法得到m的最优解为m＝-2，则修正模型变为寿命预测模型确定。

步骤七，将关注的载荷条件：α和n代入修正模型，令D_n＝1，得到相应载荷条件下的高低周疲劳寿命N_c。

本实施例中，将高低周疲劳试验的条件带入模型中，可以得到寿命的预测值，并将其与实际得到的试验值进行对比，结果如表6所示。预测结果误差不大于41％。预测结果很好。

表6高低周疲劳寿命计算值与试验值比较

本申请的寿命预测方法以叶笃毅累计损伤模型作为低周疲劳损伤计算基础，增加了一个高周疲劳影响项，实现对高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命进行预测的方法，本申请可以对不同的应力幅值比以及高低周循环次数比下结构疲劳寿命进行预测。

本申请的寿命预测方法与现有技术相比：

1)本申请以疲劳分析中的累计损伤理论为基础，提出了确定高低周复合疲劳载荷作用下结构疲劳寿命的预测方法，不依赖于结构的具体形式和受载情况，可用于飞机结构中关键结构细节的疲劳寿命预测，缩短型号研制周期，降低研制成本，减少研制时间；

2)本申请在叶笃毅模型的基础上提出了新的修正模型，修正模型很好的提高了叶笃毅模型在高低周复合疲劳载荷作用下的适用性，且形式简单计算方便，添加了应力幅值比α和循环次数比n对于高低周复合加载下疲劳寿命的影响，扩展了累计损伤理论的适用范围。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法，其特征在于，所述预测方法包括：

确定需要考察的结构材料及试验条件；

根据试验条件确定结构材料需要考察的低周疲劳应力水平；

在低周疲劳应力水平下对结构材料开展低周疲劳试验，获得结构材料在低周疲劳试验下的S-N曲线，并在低周疲劳应力水平中选取一个应力水平作为低周疲劳应力水平σ_L；

确定高低周疲劳试验条件，高低周疲劳试验条件包括循环次数比n和高低周应力幅值比α；

根据确定的高低周疲劳试验条件对结构材料开展高周疲劳试验，获得结构材料在高周疲劳试验下的S-N曲线，得到得到高周疲劳寿命和幅值的关系曲线；

建立待确定修正参数的疲劳寿命预测模型，并对结构材料进行高低周疲劳试验确定修正参数并获得疲劳寿命预测模型；

根据疲劳寿命预测模型及需要考核的载荷条件确定在所述载荷条件下的高低周疲労寿命。

2.如权利要求1所述的高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法，其特征在于，所述低周疲劳试验的S-N曲线由公式下列公式拟合得到：lgσ＝a+blgN_L

式中，σ为应力水平，a、b为系数，N_L为低周疲劳寿命。

3.如权利要求2所述的高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法，其特征在于，所述高周疲劳试验的S-N曲线由公式下列公式拟合得到：lgΔσ＝a+blg N_H

式中，σ为应力水平，a、b为系数，N_H为高周疲劳寿命。

4.如权利要求3所述的高低周复合疲劳载荷作用下结构细节寿命预测方法，其特征在于，所述疲劳寿命预测模型为：

式中，为高周影响项，N_c为高低周复合载荷疲劳寿命，N_H为高周疲劳寿命，N_L为低周疲劳寿命，α为高低周应力幅值比，n为循环次数比。