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一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法

阅读：210发布：2020-05-08

专利汇可以提供一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明属于直升机疲劳设计技术领域，公开了一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，包括：S1，获取试验件的S-N曲线，所述S-N曲线为该试验件的载荷和寿命的关系；并进一步得到试验件上的应力与试验件寿命的关系；S2，获取考核件的应力幅值和应力分布；S3，根据所述考核件在实际使用状态下的有限元模型确定施加在考核件上的载荷与应力的响应关系；S4，根据所述考核件的应力幅值和应力分布、施加在考核件上的载荷与应力的响应关系，以及试验件上的应力与试验件寿命的关系得到考核件的寿命，提高设计阶段寿命评估的准确度，加快结构疲劳设计与寿命评定的进度，降低研制成本。，下面是一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，其特征在于，所述方法包括：
S1，获取试验件的S-N曲线，所述S-N曲线为该试验件的载荷和寿命的关系；并进一步得到试验件上的应力与试验件寿命的关系；
S2，获取考核件的应力幅值和应力分布；
S3，根据所述考核件在实际使用状态下的有限元模型确定施加在考核件上的载荷与应力的响应关系；
S4，根据所述考核件的应力幅值和应力分布、施加在考核件上的载荷与应力的响应关系，以及试验件上的应力与试验件寿命的关系得到考核件的寿命。
2.根据权利要求1所述的一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，其特征在于，所述试验件为与考核件工艺和材料均相同的同类零件。
3.根据权利要求2所述的一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，其特征在于，S1具体包括：
S1a，建立试验件安装在试验夹具上的有限元模型；
S1b，根据所述试验件安装在试验夹具上的有限元模型确定施加在试验件上的载荷与应力的响应关系；
S1c，获取试验件的疲劳试验结果，得到施加在该试验件上的交变载荷与该试验件的寿命之间的关系，进而得到该试验件的S-N曲线，所述S-N曲线为该试验件的载荷和寿命的关系；
S1d，根据试验件上的载荷与应力的响应关系以及该试验件的载荷和寿命的关系得到试验件上的应力与试验件寿命的关系。
4.根据权利要求1所述的一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，其特征在于，S2具体为：
建立考核件在实际使用状态下的有限元模型，通过在考核件上施加载荷，获取考核件的应力幅值和应力分布。
5.根据权利要求3所述的一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，其特征在于，子步骤S1c具体包括：
将不同等级载荷施加在试验件上，获取试验件的疲劳试验结果，采用Miner理论迭代求解疲劳极限，依照对数正态分布规律，计算平均疲劳极限，从而建立试验件的S-N曲线。
6.根据权利要求5所述的一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，其特征在于，Miner理论迭代求解疲劳极限采用如下公式：
其中，m为各飞行状态损伤载荷级数，nij为载荷谱中第i飞行状态、第j级交变载荷的频数，Saij为第i飞行状态的第j级交变载荷修正值；S∞i为第i飞行状态的疲劳极限，A、α为疲劳曲线形状参数。
7.根据权利要求5所述的一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，其特征在于，采用如下公式计算平均疲劳极限：
其中，S∞i为第i飞行状态的疲劳极限，n载荷谱中飞行状态总个数，i为第i个飞行状态，S∞m为平均疲劳极限，Lg(·)表示取对数操作。
8.根据权利要求1所述的一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，其特征在于，S3中的有限元模型用于模拟考核件在实际使用状态下的应力状态。

说明书全文

一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法

技术领域

[0001] 本发明属于直升机疲劳设计技术领域，尤其涉及一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法。

背景技术

[0002] 疲劳设计作为直升机结构设计的主要工作之一，在设计阶段，疲劳寿命的评估主要是依靠材料的S-N曲线，而材料的S-N曲线无法考虑工艺、结构形式等因素的影响。

发明内容

[0003] 针对上述背景技术中的问题，本发明的目的在于提供一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，依托相似结构的试验结果，提高设计阶段寿命评估的准确度，加快结构疲劳设计与寿命评定的进度，降低研制成本。

[0004] 为达到上述目的，本发明采用如下技术方案予以实施。

[0005] 一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，所述方法包括：

[0006] S1，获取试验件的S-N曲线，所述S-N曲线为该试验件的载荷和寿命的关系；并进一步得到试验件上的应力与试验件寿命的关系；

[0007] S2，获取考核件的应力幅值和应力分布；

[0008] S3，根据所述考核件在实际使用状态下的有限元模型确定施加在考核件上的载荷与应力的响应关系；

[0009] S4，根据所述考核件的应力幅值和应力分布、施加在考核件上的载荷与应力的响应关系，以及试验件上的应力与试验件寿命的关系得到考核件的寿命。

[0010] 本发明技术方案的特点和进一步的改进为：

[0011] (1)所述试验件为与考核件工艺和材料均相同的同类零件。

[0012] (2)S1具体包括：

[0013] S1a，建立试验件安装在试验夹具上的有限元模型；

[0014] S1b，根据所述试验件安装在试验夹具上的有限元模型确定施加在试验件上的载荷与应力的响应关系；

[0015] S1c，获取试验件的疲劳试验结果，得到施加在该试验件上的交变载荷与该试验件的寿命之间的关系，进而得到该试验件的S-N曲线，所述S-N曲线为该试验件的载荷和寿命的关系；

[0016] S1d，根据试验件上的载荷与应力的响应关系以及该试验件的载荷和寿命的关系得到试验件上的应力与试验件寿命的关系。

[0017] (3)S2具体为：

[0018] 建立考核件在实际使用状态下的有限元模型，通过在考核件上施加载荷，获取考核件的应力幅值和应力分布。

[0019] (4)子步骤S1c具体包括：

[0020] 将不同等级载荷施加在试验件上，获取试验件的疲劳试验结果，采用Miner 理论迭代求解疲劳极限，依照对数正态分布规律，计算平均疲劳极限，从而建立试验件的S-N曲线。

[0021] (5)Miner理论迭代求解疲劳极限采用如下公式：

[0022]

[0023] 其中，m为各飞行状态损伤载荷级数，nij为载荷谱中第i飞行状态、第j级交变载荷的频数，Saij为第i飞行状态的第j级交变载荷修正值；S∞i为第i飞行状态的疲劳极限，A、α为疲劳曲线形状参数。

[0024] (6)采用如下公式计算平均疲劳极限：

[0025]

[0026] 其中，S∞i为第i飞行状态的疲劳极限，n载荷谱中飞行状态总个数，i为第 i个飞行状态，S∞m为平均疲劳极限，Lg(·)表示取对数操作。

[0027] (7)S3中的有限元模型用于模拟考核件在实际使用状态下的应力状态。

[0028] 本发明技术方案基于相似件的寿命评估在材料S-N曲线的基础上考虑了工艺和结构特性的影响，提高型号设计前期寿命预估的准确度；对某些具有高相似度的结构，可直接参考相似件的试验结果进行寿命评定，降低研制成本。

具体实施方式

[0029] 下面对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

[0030] 本发明实施例提供一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法，所述方法包括：

[0031] S1，获取试验件的S-N曲线，所述S-N曲线为该试验件的载荷和寿命的关系；并进一步得到试验件上的应力与试验件寿命的关系；

[0032] S2，获取考核件的应力幅值和应力分布；

[0033] S3，根据所述考核件在实际使用状态下的有限元模型确定施加在考核件上的载荷与应力的响应关系；

[0034] S4，根据所述考核件的应力幅值和应力分布、施加在考核件上的载荷与应力的响应关系，以及试验件上的应力与试验件寿命的关系得到考核件的寿命。

[0035] 进一步的，

[0036] (1)所述试验件为与考核件工艺和材料均相同的同类零件。

[0037] (2)S1具体包括：

[0038] S1a，建立试验件安装在试验夹具上的有限元模型；

[0039] S1b，根据所述试验件安装在试验夹具上的有限元模型确定施加在试验件上的载荷与应力的响应关系；

[0040] S1c，获取试验件的疲劳试验结果，得到施加在该试验件上的交变载荷与该试验件的寿命之间的关系，进而得到该试验件的S-N曲线，所述S-N曲线为该试验件的载荷和寿命的关系；

[0041] S1d，根据试验件上的载荷与应力的响应关系以及该试验件的载荷和寿命的关系得到试验件上的应力与试验件寿命的关系。

[0042] (3)S2具体为：

[0043] 建立考核件在实际使用状态下的有限元模型，通过在考核件上施加载荷，获取考核件的应力幅值和应力分布。

[0044] (4)子步骤S1c具体包括：

[0045] 将不同等级载荷施加在试验件上，获取试验件的疲劳试验结果，采用Miner 理论迭代求解疲劳极限，依照对数正态分布规律，计算平均疲劳极限，从而建立试验件的S-N曲线。

[0046] (5)Miner理论迭代求解疲劳极限采用如下公式：

[0047]

[0048] 其中，m为各飞行状态损伤载荷级数，nij为载荷谱中第i飞行状态、第j级交变载荷的频数，Saij为第i飞行状态的第j级交变载荷修正值；S∞i为第i飞行状态的疲劳极限，A、α为疲劳曲线形状参数。

[0049] (6)采用如下公式计算平均疲劳极限：

[0050]

[0051] 其中，S∞i为第i飞行状态的疲劳极限，n载荷谱中飞行状态总个数，i为第 i个飞行状态，S∞m为平均疲劳极限，Lg(·)表示取对数操作。

[0052] (7)S3中的有限元模型用于模拟考核件在实际使用状态下的应力状态。

[0053] 本发明技术方案基于相似件的寿命评估在材料S-N曲线的基础上考虑了工艺和结构特性的影响，提高型号设计前期寿命预估的准确度；对某些具有高相似度的结构，可直接参考相似件的试验结果进行寿命评定，降低研制成本。

[0054] 以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

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