四参数疲劳定寿方法

对直升机传动系统采用的一种疲劳定寿方法——四参数法进行了研究:首先介绍了四参数应力-循环(S-N)曲线,然后详细介绍了通过材料平均 S-N 曲线获取构件安全 S-N 曲线的步骤以及直升机传动系统四参数疲劳定寿的程序和方法,研究了定寿流程中的各个技术细节.同时介绍了传动系统机匣疲劳试验中的多路协调加载技术以及某传动系统尾减机匣(TGB)的全尺寸疲劳试验情况.最后采用四参数疲劳定寿方法,根据某传动系统尾减机匣全尺寸疲劳试验结果和飞行实测载荷谱,对尾减机匣进行了安全寿命评估.该实例分析表明:四参数疲劳定寿方法为一种有效、可靠的寿命评估方法,具有推广价值.      

直升机减速器齿轮疲劳寿命评定方法

直升机减速器是直升机传动系统的关键部件。本文分别采用幂函数和三参数两种标准S-N曲线方程的数据处理方法,讨论直升机减速器齿轮开裂破坏模式的安全寿命评定方法。     

直升机动部件的疲劳损伤与可靠性分析

针对直升机动部件的载荷特点和疲劳损伤型式,在确定某型直升机旋翼检查周期时, 以Weihull型S-N曲线公式为基础,结合Miner线性累积损伤法则计算安全使用寿命,依据概率断裂力学理论建立具有角裂纹型初始缺陷结构的损伤容限分析模型,由此可获得保证一定可靠度的使用寿命和检查周期,对此型直升机旋翼动部件寿命评定与监控有重要的工程应用价值。     

直升机动部件安全寿命和破损安全相结合定寿技术

本文主要介绍直升机动部件安全寿命和破损安全相结合定寿技术中安全寿命评定方法和破损安全定寿技术。将结构的S-N曲线根据不同的风险率γ扩展为带存活率的P-S-N曲线，确定结构的裂纹形成寿命与风险率的关系L0-γ0曲线；根据破损安全分析，确定结构的L1-γ1曲线；二者结合进行直升机动部件安全寿命和破损安全相结合定寿分析。     

确定高周应力疲劳S-N曲线的方法研究

基于三参数幂函数法处理高周疲劳S-N曲线,提出了一种在短寿命区采用低周疲劳试验数据、长寿命区采用高周疲劳试验数据联合确定材料高周疲劳S-N曲线的方法.联合处理方法的应用在有效利用低周疲劳数据、节约试验经费和缩短试验周期的同时,获得了理想的S-N曲线.用FGH95合金500℃单晶合金DD3[001]取向850℃的高、低周疲劳数据对该方法进行了验证,结果表明:联合处理方法不仅在长寿命区与单纯用高周疲劳数据处理得到的S-N曲线吻合很好,而且将S-N曲线延伸到中、低寿命区,有效地保证了S-N曲线的完整,联合处理方法可以用来确定材料的高周S-N曲线.     

基于飞行试验的直升机传动系统疲劳损伤及安全寿命评估

直升机传动系统采用安全设计准则进行疲劳设计,其疲劳损伤及安全寿命评估对直升机飞行试验尤为重要。通过对四参数S-N曲线方程及平均S-N曲线缩减至安全S-N曲线的方法和流程及等寿命曲线对平均载荷修正等内容阐述,以传动系统中的旋翼轴和尾减机匣为例,通过Miner线性损伤累计理论及飞行实测载荷谱;计算给出其每百小时损伤和安全寿命评估结果。     

直升机传动系统疲劳强度分析与对比

为了合理地评价不同的疲劳设计方法和更好地应用于直升机的传动系统设计,从S-N曲线、减缩系数和疲劳累积损伤理论三个方面对比了传动系统安全寿命设计方法和旋翼系统安全寿命设计方法,并进行了实例计算对比。对比结果显示,两种方法的工程处理如S-N曲线、减缩系数的取值存在差异,初步数据表明直升机旋翼系统安全寿命设计方法可以应用于传动系统疲劳强度设计。     

直8型机动部件疲劳定寿

直8型机动部部件结构形式特殊,关键部位众多,主要承受高频率、低幅值的高周振动疲劳载荷,属高周疲劳结构,是直升机疲劳定寿的主体,与定翼机的疲劳定寿有很大差别。本文全面叙述直8型机动部件定寿中采用的所有工程技术关键,重点介绍了全尺寸结构的S-N曲线确定方法和实测载荷谱的编制技术。     

飞机座舱透明件疲劳寿命分析中几个修正系数的确定

飞机座舱透明件的疲劳寿命分析是一个新课题。在估算寿命工作中必须考虑透明件的结构特点、使用特点以及高分子材料的力学性能随温度、老化而变化的特点。对以上特点的考虑是通过把材料S-N曲线修正成为结构件的S-N曲线以及对寿命估算结果进行修正来实现的。本文就如何用实验的方法确定应力集中影响、载荷类型影响、温度影响、先洁度影响以及老化影响的几个修正系数进行介绍。该方法对其它透明件及非金属件的疲劳寿命估算有一定参考意义。     

由单向层压板偏轴拉伸S-N曲线估算面内剪切S-N曲线的方法

基于单向偏轴复合材料层压板的疲劳失效机理,提出了采用Hashin疲劳失效准则从单向层压板偏轴拉伸S-N曲线估算复合材料面内剪切疲劳S-N曲线的方法,结合纵向/横向S-N曲线和估算得到的剪切疲劳S-N曲线,可以预测任意角度偏轴层压板的S-N曲线。用4种不同材料的层压板疲劳试验数据对此方法进行验证,发现对于同种材料从不同角度偏轴层压板的疲劳数据中估算得到的剪切S-N数据具有很好的一致性,结合估算的剪切S-N曲线和纵向/横向S-N曲线预测得到的不同角度偏轴层压板的S-N曲线与试验数据吻合很好。     

基于功率谱密度的结构声疲劳寿命估算方法研究

针对航空结构的声疲劳破坏问题,提出了结构声疲劳寿命估算的两种方法:时域统计法和功率谱密度法,其主要采用功率谱密度方法,应用振动理论、强度理论、M iner线性累积损伤理论和S-N曲线关系式等相关理论,建立了结构受窄带和宽带随机噪声载荷作用下的疲劳寿命估算公式,为工程上估算结构疲劳寿命提供了一定的参考价值。     

直升机金属结构缺陷容限验证技术研究

直升机结构的缺陷容限验证在FAR／CCAR27／29．571条适航条款中有明确的要求。文章提出了全尺寸结构缺陷容限验证思路，对验证的各个环节，包含缺陷的类型及参数、缺陷容限特性曲线基本参数及安全系数、真实缺陷下载荷或应力的修正、结构的缺陷容限性能、检查周期的确定等进行了探讨，为开展直升机结构缺陷容限验证工作提供了技术支持。     

基于应力分布模型的随机疲劳加速试验设计

将两段式S-N曲线应用于Dirlik随机振动疲劳寿命预测模型，分段计算各自的疲劳损伤并进行叠加。基于该模型所模拟的应力幅值分布，推导了在两段式S-N曲线的情况下激励放大倍数同疲劳寿命之间的等效关系，并提出了基于该等效关系的加速试验寿命换算方法，为加速试验应力等级的确定提供了参考。针对随机振动中小应力幅占比较大的情况，该方法优化了这一部分的损伤计算方式，同时该方法还可以推广至超高周疲劳等需要使用多段式S-N曲线表达疲劳性能的情况中去，得到更加贴近实际的理论疲劳寿命与加速寿命间的等效关系。通过分析算例表明，在两段式S-N曲线下，应力与寿命也大体呈现出了两段式的对数线性关系，并使用文献中的试验数据进行了验证。     

基于雨流计数法的随机声疲劳寿命估算方法研究

针对飞机结构中的声疲劳破坏问题,以雨流计数法的基本原理和计数规则为基础,研究了雨流计数法在Mallab语言中的具体实现方法并得到载荷谱,结合材料性能S-N曲线在Miner线性累积损伤理论准则下估算结构疲劳寿命.并以某航空薄壁柱壳结构为例进行疲劳寿命估算,取得了良好的效果,从而为结构的声疲劳寿命估算提供了一种可行的方法.     

应力严重系数法在直升机主桨叶寿命评估中的应用

应力严重系数法在定翼机机体寿命计算中已有成功应用，然而对于以高周损伤为主的直升机动部件(如主桨叶)一般均依靠6件全尺寸疲劳试验的方法进行定寿。这不仅需要大量经费，而且也要很长的周期。本文绕开全尺寸疲劳试验这一大的环节，根据相应材料特性数据，采用应力严重系数法对直8型机主桨叶根部接头进行寿命评估。文中给出的方法简单，精度较好，便于工程应用。     

Analysis Approach to Durability Based on Material Initial Fatigue Quality and S-N Curve

Based on probabilistic fracture mechanics approach, a new concept of material initial fatigue quality (MIFQ) is developed. Then, the relation between S-N curve and crack propagation curve is studied. From the study, a new durability analysis method is presented. In this method, S-N curve is used to determine crack growth rate under constant amplitude loading and evaluate the effects of different factors on durability and then the structural durability is analyzed. The tests and analyses indicate that this method has lower dependence on testing, and higher accuracy, reliability and generality and is convenient for application.