[發明專利]一種基于臨界面法的塑性金屬材料多軸高周疲勞壽命預測方法

有效

• 申請號: 201310632048.X
• 申請日: 2013-12-01
• 公開（公告）號: CN103604688A
• 公開（公告）日: 2014-02-26
• 發明（設計）人: 時新紅;張建宇;劉天奇
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G01N3/00
• 分類號: G01N3/00;G06F19/00
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責任公司 11251
• 代理人: 楊學明;李新華

技術領域

本發明涉及塑性金屬材料承受多軸疲勞載荷時疲勞壽命的預測問題，具體涉及一種基于臨界面法的金屬材料結構的多軸高周疲勞失效方法，適用于航空航天飛行器中廣泛使用的各種塑性金屬材料結構。

背景技術

在航空航天領域，由于工況復雜，大多數承力結構都承受多軸循環載荷作用，如飛機的機身蒙皮由于反復加壓和減壓承受環向和縱向循環應力的作用，機翼蒙皮由于氣動力載荷承受彎矩及扭矩的作用，航空發動機的渦輪盤及導航系統中的陀螺結構也承受彎曲、扭轉和拉壓的多軸載荷作用。從疲勞研究初期開始，多軸疲勞就是一個重要的研究方向，但由于其過于復雜，工程問題大多都將其簡化為單軸疲勞處理。由于單軸載荷并不能真實反映結構的實際載荷狀況，在壽命預測時往往會給出過于保守或不安全的結果。近年來，隨著結構設計要求的不斷提高和試驗研究手段的不斷進步，如何更準確地預測零部件的多軸疲勞壽命成為了關鍵問題。

多軸疲勞中由于載荷特征參量較多，如應力（變）幅、相位差及平均應力（變）等，且載荷作用過程中主應力（變）的大小及方向隨時間不斷變化，因而各載荷特征參量對疲勞失效的影響比較復雜，到目前為止尚有許多問題沒有達到共識。尤其對于多軸高周疲勞，由于理論分析和試驗研究都不夠充分，目前仍然沒有被廣泛認可的壽命預測模型和失效準則。現有的多軸高周疲勞失效準則中，等效應力準則和等效應變準則形式簡單，但缺乏合理的物理解釋；應力不變量準則中參數的確定比較復雜；能量準則中能量為標量，無法確定裂紋的擴展方向；臨界面應力準則和臨界面應變準則具有合理的物理解釋，已得到普遍的認可，但高周疲勞中臨界面法的研究還不成熟。本發明正是在這一背景下，基于多軸疲勞壽命預測方法中的臨界面法提出的。

發明內容

本發明要解決的技術問題為：考慮相位差和應力幅比對多軸高周疲勞失效的影響，基于多軸疲勞壽命預測中臨界面法準則，建立塑性金屬材料的多軸高周疲勞失效預測模型，用以預測塑性金屬材料在承受多軸疲勞載荷時的壽命，并最終提出一種基于臨界面法的塑性金屬材料多軸高周疲勞壽命預測方法。

本發明解決上述技術問題采用的技術方案為：一種基于臨界面法的塑性金屬材料多軸高周疲勞壽命預測方法，其特征在于包括以下步驟：

步驟A，首先確定結構材料是否為塑性金屬材料，若是塑性金屬材料，則進行步驟B，若不是塑性金屬材料，則不適用該基于臨界面法的塑性金屬材料多軸高周疲勞壽命預測方法，直接進入步驟G；

步驟B，根據結構的幾何形狀，對結構進行應力分析，如果是簡單結構，則對其進行理論計算，若為復雜結構，則對其進行有限元分析；

步驟C，分析得到結構的應力分布，確定結構是否為高周疲勞；

步驟D，若結構在危險點處不產生塑性應變，即為高周疲勞，則提取結構件危險點處的應力值，進入步驟E；若結構在危險點處產生塑性應變，即為低周疲勞，則直接進入步驟G；

步驟E，計算危險點處最大主應力峰值(σ₁)_max及最大剪應力變程Δτ_max；

步驟F，將上述最大主應力峰值(σ₁)_max和最大剪應力變程Δτ_max帶入該基于臨界面法的塑性金屬材料多軸高周疲勞壽命預測方法的多軸高周疲勞壽命預測模型，預測結構多軸高周疲勞壽命N_f，該基于臨界面法的塑性金屬材料多軸高周疲勞壽命預測方法的壽命預測模型為：

(σ₁)_max+Δτ_max/k＝K_f(2N_f)^t

其中(σ₁)_max為加載過程中最大主應力峰值，Δτ_max為加載過程中最大剪應力變程，k為常數，根據材料的不同有不同的取值，可以通過實驗來確定，K_f和t為材料常數，N_f為疲勞壽命；

步驟G，結束。

本發明與現有技術相比的優點在于：

（1）本發明基于臨界面法的塑性金屬材料多軸高周疲勞壽命預測方法，分別考慮了相位差及應力幅比對多軸高周疲勞壽命的影響，提出了一種塑性金屬材料多軸高周疲勞壽命預測模型。

（2）本發明基于臨界面法的塑性金屬材料多軸高周疲勞壽命預測方法，以多軸疲勞臨界面準則為基礎，建立了采用最大主應力峰值和最大剪應力變程的線性組合來預測多軸高周疲勞壽命的多軸高周疲勞失效預測模型。