[發明專利]一種基于功率譜密度的多軸疲勞裂紋萌生方向預測方法

有效

• 申請號: 201611196743.6
• 申請日: 2016-12-22
• 公開（公告）號: CN106644782B
• 公開（公告）日: 2019-02-01
• 發明（設計）人: 王英玉;管成林;馬笑笑;王文軒;姚衛星
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G01N3/32
• 分類號: G01N3/32
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務所 32237
• 代理人: 賀翔

本發明公開了一種基于功率譜密度的多軸疲勞裂紋萌生方向預測方法，包括：根據材料的多軸疲勞加載歷程，計算金屬材料在不同材料方向上的剪應變隨時間變化歷程；依據剪應變時間歷程，計算其相應的功率譜密度；此處的功率譜密度是隨時間變化的復數，對功率譜密度求模；比較不同方向上的剪應變功率譜密度模值，將剪應變功率譜密度模值最大的方向定義為疲勞裂紋萌生方向。本發明通過分析金屬材料在多軸常幅或者多軸變幅疲勞載荷下不同材料方向上的剪應變的功率譜密度，從而確定金屬材料的裂紋萌生方向。

技術領域

本發明屬于航空系統技術領域，具體指代一種基于功率譜密度的金屬材料多軸疲勞裂紋萌生方向預測方法。

背景技術

隨著航空事業的發展，新型航空器越來越多地呈現出飛行空域遼闊、飛行速度提高、飛行壽命延長等特點。出于對能源以及經濟等方面的綜合考慮，世界各國均對航空器結構提出了輕質、長壽命和高可靠性的要求。這就要求有更符合航空結構材料在服役載荷下的疲勞損傷分析與疲勞壽命預測方法，來進行航空結構的耐久性設計。所謂的結構耐久性，即是指結構或者構件在考慮了環境條件(包括溫度和介質等)的影響下能夠承受載荷(包括隨時間變化的循環載荷以及在服役過程中受到的準靜態和沖擊過載等)的能力。

在航空結構耐久性設計中，目前主要采用的還是基于時域的損傷累積方法來預測壽命，其中用到的載荷的循環計數法、疲勞破壞準則和損傷累積理論等還是采用的單軸常幅載荷下得到的研究成果。而在應用單軸常幅載荷下的疲勞理論來預測在航空結構服役載荷下的疲勞壽命時通常會有較大的誤差，所以在設計航空結構時通常會采用較大的安全系數和較大的強度余量，這樣會直接導致所設計出來的結構重量增加。隨著新型飛行器飛行速度的提高，飛行壽命的延長以及經濟性等各方面要求的提高，研究提出能夠準確預測航空材料在服役載荷，即多軸變幅載荷下疲勞壽命的預測方法，已經成為航空界的迫切需要。

目前的研究表明基于臨界面法的多軸疲勞損傷模型在多軸疲勞壽命預測方面是非常有效的。通過對多軸疲勞載荷下金屬實驗件表面裂紋萌生行為的系統觀察，發現在多軸載荷下金屬材料的疲勞裂紋通常沿著某一特定平面萌生。所以，臨界面法假定多軸載荷下材料將沿某一特定平面萌生裂紋，進而發生破壞。

但是對于臨界面定義本身的研究還很不充分，尤其是在多軸變幅載荷下臨界面的確定方法以及臨界面上應力(應變)參數的計算方面的研究還沒有得到應有的重視，而這部分的結果將直接影響多軸變幅載荷下疲勞壽命預測結果的精度。

發明內容

針對于上述現有技術的不足，本發明的目的在于提供一種基于功率譜密度的多軸疲勞裂紋萌生方向預測方法，以解決現有技術中基于臨界面法的多軸疲勞損傷模型在多軸疲勞壽命預測方面研究不充分，影響預測結果的精度等問題。

為達到上述目的，本發明的一種基于功率譜密度的多軸疲勞裂紋萌生方向預測方法，包括步驟如下：

(1)根據金屬材料的多軸疲勞加載歷程，計算金屬材料在不同方向上的剪應變隨時間變化歷程；

(2)依據剪應變時間變化歷程，計算其相應的功率譜密度；

(3)得到的剪應變功率譜密度是隨時間變化的復數，對功率譜密度求模；

(4)比較不同方向上的剪應變功率譜密度模值，將剪應變功率譜密度模值最大的方向定義為疲勞裂紋萌生方向。

優選地，上述步驟(1)進一步包括：對金屬材料的多軸疲勞應變加載歷程進行處理，金屬材料任一點處的多軸疲勞應變加載歷程用應變張量表示為：