疲劳寿命的区间名义应力法及灵敏度分析

在疲劳寿命名义应力法的基础上,提出一种新的区间名义应力法对含不确定参数的疲劳寿命问题进行研究,并给出疲劳寿命各参数的区间灵敏度分析。本文同时考虑了平均应力和应力幅的影响,将S-N曲线及修正公式应用于疲劳寿命的计算之中。为了解决不确定参数对疲劳寿命结果的影响,引入区间分析方法对其进行求解;并利用区间壳技术来修正疲劳寿命的区间结果,来降低区间的易扩张性,通过一系列理论推导给出疲劳寿命对于不确定参数的区间灵敏度分析。最后通过数值算例与传统的概率分析方法相比较,结果表明当不确定信息较少时,文中提出的区间名义应力法是一种有效的、合理的选择,同时所提出区间灵敏度分析方法能够大大地降低计算量,应用更加方便、有效。     

局部应力应变法弯扭复合疲劳损伤准则

 <正> 关于弯扭复合疲劳强度问题的研究,以往都是建立在名义应力法的基础上而局部应力应变法是一种比名义应力法更好的疲劳寿命计算方法,尤其是对于解决中、低周疲劳寿命问题。因此,本文把局部应力应变法引入弯扭复合疲劳寿命计算中,建立一个基于局部应力应变法的弯扭复合疲劳损伤准则。     

机翼下壁板螺栓连接件疲劳寿命分析

建立三维实体模型,设置面面接触,并施加螺栓载荷来模拟预紧力来模拟螺栓连接。计算得到某型飞机机翼下壁板螺栓连接试验件的应力云图,分析得出受力最严重部位。通过名义应力法计算该连接件的疲劳寿命。运用MATLAB拟合生成理论应力集中系数为3.720 2下的S-N曲面,从而计算出各级载荷下的疲劳寿命和损伤。根据M iner线性累积损伤准则计算出了连接件的疲劳寿命,与传统的板杆单元应力严重系数法的计算结果以及实验结果进行了对比,发现疲劳寿命计算结果吻合较好。     

NiTi合金榫接结构微动疲劳研究及数值模拟

利用NiTi合金的独特性质,提出了将NiTi合金作为压气机榫接结构的材料.通过有限元软件MSC.Marc进行数值模拟,研究在低周、高低周复合载荷作用下NiTi合金抗微动疲劳特性,并提出利用节点的微动综合参数(FFD)值确定危险点,用名义应力法预测构件的微动疲劳寿命的方法.结果表明:提出的微动疲劳寿命预估方法是合理有效的,NiTi形状记忆合金的抗微动疲劳特性明显优于TC11等普通材料.      

超载对无裂纹缺陷试件疲劳寿命的影响

采用无裂纹缺陷试件进行疲劳试验得到试件的疲劳寿命,同时利用考虑了记忆特性的局部应力应变法对试件的疲劳寿命进行定量分析。主要讨论了材料的记忆特性与可用性系数, 采用Neuber近似解法求出局部应力应变,然后按照Manson-Coffin公式求出各级载荷的疲劳寿命和对应的疲劳损伤,采用:Miner疲劳累积损伤理论估算疲劳寿命,最后讨论了超载对裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命的影响。     

系列化飞机结构疲劳寿命校准分析方法

文中汲取疲劳寿命校准思想,提出一种基于名义应力法的疲劳寿命校准分析方法,该方法首先能够确定疲劳分析敏感参数,进而依据试验结果对疲劳敏感参数进行校准优化,最终建立简便、有效的用于寿命计算的细节S-N曲线。通过与常规名义应力法计算结果进行比较,发现基于文中提出的疲劳寿命校准分析方法计算精度较高,具有较强的工程实用性。     

基于疲劳-蠕变载荷等效转换的涡轮盘载荷谱编制及寿命预测

针对雨流计数法在峰谷值提取时进行等值压缩,忽略保载时间的问题进行了改进,提出了一种基于损伤曲线的疲劳-蠕变载荷等效转换方法。利用非线性疲劳损伤累积函数和损伤等效原则,建立了不同应力水平、不同保载时间下疲劳-蠕变载荷与疲劳载荷之间的等效换算模型。利用涡轮盘材料试验数据,计算了不同循环加载条件下的等效换算比,得到了其随保载时间的变化规律。利用改进的雨流计数法,编制了航空发动机高压涡轮盘载荷谱,并将其与寿命-时间分数预测法相结合,得到了涡轮盘剩余寿命。结果表明,改进的雨流计数法综合考虑了疲劳-蠕变耦合损伤对涡轮盘寿命造成的影响,相比于传统雨流计数法,寿命预测误差降低了15.02%,验证了该方法的有效性。     

基于有限元全耦合方法的耳片疲劳损伤力学分析

精确分析和预测连接耳片结构的疲劳寿命对保证飞机安全具有重要意义。采用损伤力学—有限元全耦合方法对飞机上典型连接耳片结构进行分析,得到该结构的疲劳损伤演化过程和疲劳寿命;将分析结果与疲劳寿命工程估算方法——名义应力法进行比较,证明损伤力学—有限元全耦合方法应用于结构寿命预测的可行性,并将损伤力学—有限元全耦合方法与线性Miner准则、损伤全解耦方法进行对比分析。结果表明：损伤力学有限元全耦合方法,其计算结果是唯一的、确定的,比运用线性Miner准则和损伤全解耦方法所得的结果更准确,弥补了名义应力法的不足。     

航空发动机主轴疲劳寿命预测方法研究

对航空发动机主轴疲劳寿命分析多采用斯贝MK202发动机应力标准EGD-3中提供的方法。本文以某涡轮轴为对象,基于EGD-3方法,分别采用通过查表和有限元法计算得到的应力集中系数进行寿命估算,并利用应力修正系数法对主轴低周疲劳寿命分析,并将结果与传统名义应力法计算结果对比。结果表明：运用应力修正系数法估算主轴低周疲劳寿命结果与EGD-3查表结果相当,是可行的;在高低周载荷下,使用有限元法计算应力集中系数的EGD-3方法计算的主轴疲劳寿命更符合实验结果。     

受拉螺栓和耳片的疲劳寿命估算

本文介绍了一种估算结构疲劳寿命的新途径:在结构名义应力谱、应力严重系数/知名义应力等寿命图已知时,把结构件的名义应力等寿命图转换成真实应力等寿命图,用计算出的真实应力、应变查该等寿命图来估算出结构的寿命,或者把用诺伯法确定出的局部应力、应变历程转换成当量名义应力水平后查结构名义应力等寿命图来估算结构的疲劳寿命。这样,同时运用了名义摩力法和局部应力、应变法的优点,使寿命计算更合理。     

Detail fatigue rating method based on bimodal Weibull distribution for DED Ti-6.5Al-2Zr-1Mo-1V titanium alloy

Previous studies have shown that the fatigue life distribution of metal materials fabricated with Additive Manufacturing(AM) methods, such as Direct Energy Deposited(DED) Ti-6.5Al-2Zr-1Mo-1V alloys, exhibits two peaks. To promote the application of AM in aerospace and other engineering fields, developing a fatigue strength evaluation method suitable for AM materials based on their unique fatigue behaviours and fatigue life distributions is necessary. In this paper, a novel Detail Fatigue Rating(...     

预腐蚀对疲劳寿命分布特性及参数影响的初步研究

预腐蚀是影响飞机结构安全性和经济性的重要因素.为研究预腐蚀对疲劳寿命的影响,进行30CrMnSiNi2A和LC4CS试件加速预腐蚀不同时间后的成组随机谱下的疲劳试验,采用概率回归方法对预腐蚀疲劳寿命分布特性进行检验,表明可采用对数正态分布和双参数威布尔分布描述疲劳寿命分布特性.然后对不同预腐蚀时间后的疲劳寿命分布参数进行估计,当假设疲劳寿命服从对数正态分布时,在工程常用的时间范围内,对数寿命标准差与预腐蚀时间无关;当假设疲劳寿命服从双参数威布尔分布时,可以认为斜率与预腐蚀时间无关.     

Estimation method for random sonic fatigue life of thin-walled structure of a combustor liner based on stress probability distribution

As to the sonic fatigue problem of an aero-engine combustor liner structure under the random acoustic loadings,an effective method for predicting the fatigue life of a structure under random loadings was studied.Firstly,the probability distribution of Von Mises stress of thin-walled structure under random loadings was studied,analysis suggested that probability density function of Von Mises stress process accord approximately with two-parameter Weibull distribution.The formula for calculating Weibull parameters were given.Based on the Miner linear theory,the method for predicting the random sonic fatigue life based on the stress probability density was developed,and the model for fatigue life prediction was constructed.As an example,an aero-engine combustor liner structure was considered.The power spectrum density(PSD) of the vibrational stress response was calculated by using the coupled FEM/BEM(finite element method/boundary element method) model,the fatigue life was estimated by using the constructed model.And considering the influence of the wide frequency band,the calculated results were modified.Comparetive analysis shows that the estimated results of sonic fatigue of the combustor liner structure by using Weibull distribution of Von Mises stress are more conservative than using Dirlik distribution to some extend.The results show that the methods presented in this paper are practical for the random fatigue life analysis of the aeronautical thin-walled structures.     

疲劳强度概率分布的统计推断

 本文就疲劳强度概率分布问题从统计角度出发,利用统计推断方法处理。通过三组较大子样的疲劳试验数据的统计分析,得出与在假定一定的疲劳寿命概率分布下由数学分析方法推导出的理论概率分布完全不同的结论。该法中疲劳强度概率分布与疲劳寿命分布没有直接关系。     

预腐蚀疲劳退化加速因子研究

考虑预腐蚀对材料疲劳性能的影响,以疲劳强度作为腐蚀量,给出了考虑预腐蚀疲劳退化的加速腐蚀因子的定义和表达式,并结合疲劳分析方法,以细节疲劳额定值(DFR)作为疲劳强度的衡量,给出了预腐蚀条件下的DFR确定方法,通过加速环境和实际服役环境下DFR随预腐蚀时间退化规律的对比分析,建立基于DFR的加速腐蚀因子,并进行参数估计,最后,给出了LY12CZ铝合金试件在典型环境下的加速腐蚀因子取值.      

双峰应力谱密度雨流幅值分布

为了在频域内解决双峰应力谱密度下的结构疲劳寿命估算问题,提出了双峰应力谱的雨流幅值分布模型,并给出了参数估算方法。假设雨流幅值分布为两个双参数Weibull分布的组合,权重系数反映了两个谱密度峰值对雨流幅值分布的贡献;雨流幅值分布模型中的参数均是随机过程谱参数的函数。数值模拟结果表明：两个Weibull分布的组合能够很好地描述双峰应力谱的雨流幅值分布,模型中的参数能够根据双峰应力谱密度的谱参数计算得出。     

服从威布尔分布的小子样疲劳寿命分散系数及其应用

威布尔分布是一种具有良好拟合特性的疲劳寿命分布模型。本文假设小子样疲劳试验寿命服从双参数威布尔分布．基于顺序统计量理论，给出了对应于最小和最大寿命的分散系数计算公式。作为应用算例，采用本文计算公式评估了某风扇轮盘的安全寿命。结果表明：应用本文计算公式得到的分散系数与文献[2]吻合良好，分散系数对形状参数的变化比较敏感：由本文疲劳寿命分散系数计算公式得到的安全寿命偏保守。     

国产材料疲劳寿命分布参数α的初步估计

 <正> The fatigue-tested data of home-made materials and simple structure data are collected, which consist of 488 groups of 2705 specimens for aluminum alloys ; 313 groups of 1798 specimens for alloy steels) 79 groups of 389 specimens for titanium alloys. The shape parameter a of two-parameter Weibull distribution is estimated with maximum-likelihood estimation method and the preliminary estimation of a is given. In this study, the estimated parameters of home-made materials coincide with the parameters of overseas materials and the parameters a suggested by the literature can be applied to home-made material, too. This work also studies the effects of stress concentration factor ranges of fatigue life and tensile strength of materials on the values of a.     

钉载孔挤压强化元件疲劳寿命研究

 <正> 钉孔挤压强化能大幅度地提高构件(试件)的疲劳寿命〔1〕。但由于钉孔挤压后的变化，钉载孔疲劳寿命的预测增加了难度，目前尚无成熟的办法。本文提出了一种钉孔挤压强化疲劳寿命计算的实际工程应用办法。首先计算孔挤压后的残余应力场，然后计算挤压孔的疲劳寿命。     

Individual aircraft life monitoring: An engineering approach for fatigue damage evaluation

Individual aircraft life monitoring is required to ensure safety and economy of aircraft structure, and fatigue damage evaluation based on collected operational data of aircraft is an integral part of it. To improve the accuracy and facilitate the application, this paper proposes an engineering approach to evaluate fatigue damage and predict fatigue life for critical structures in fatigue monitoring. In this approach, traditional nominal stress method is applied to back calculate the S-N curve parameters of the realistic structure details based on full-scale fatigue test data. Then the S-N curve and Miner’s rule are adopted in damage estimation and fatigue life analysis for critical locations under individual load spectra. The relationship between relative small crack length and fatigue life can also be predicted with this approach. Specimens of 7B04-T74 aluminum alloy and TA15M titanium alloy are fatigue tested under two types of load spectra, and there is a good agreement between the experimental results and analysis results. Furthermore, the issue concerning scatter factor in individual aircraft damage estimation is also discussed.