[發明專利]一種適用于結構連接件的疲勞壽命校準方法

有效

• 申請號: 201711251416.0
• 申請日: 2017-12-01
• 公開（公告）號: CN108108530B
• 公開（公告）日: 2021-05-28
• 發明（設計）人: 陸華;劉思遠;楊翔寧
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司沈陽飛機設計研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/23;G06F119/14;G06F119/04
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 高原

本發明公開了一種適用于結構連接件的疲勞壽命校準方法，屬于飛機強度設計技術領域。包括:步驟一、建立關鍵連接部位的應力譜，步驟二、計算建立連接部位的應力嚴重系數；步驟三、獲取對應于關鍵部位應力嚴重系數的S—N曲線；步驟四、確定名義應力法中的最敏感參數理論疲勞極限C,步驟五、對理論疲勞極限C進行優化,步驟六、對確定的應力嚴重系數法及其對應的理論疲勞極限C進行驗證；利用優化得到的參數和應力嚴重系數法進行載荷譜下的壽命預測并將該載荷譜下計算的預測中值壽命t’與所述載荷譜下的實測壽命中值比較誤差；經驗證采用優化得到的參數和名義應力法進行其他載荷譜下的壽命預測，使得其他載荷譜下的壽命計算結果具有較高的精度。

技術領域

本發明屬于飛機強度設計技術領域，具體涉及一種適用于結構連接件的疲勞壽命校準方法。

背景技術

飛機中的結構連接件通常是其疲勞薄弱部位，在隨機譜下對該部位進行疲勞分析時，由于隨機譜中存在復雜的載荷交互作用，因此目前尚未有一個普遍適用的高精度損傷累積模型能較好地預測其疲勞壽命。

但通過研究發現，系列化飛機往往在結構和載荷譜上具有很大的繼承性，因此可以采用已有型號的疲勞試驗結果，對后續型號的疲勞壽命進行預測，這就是校準的基本思路。基于上述疲勞壽命校準的基本思路，本發明提出一種適用于結構連接件的疲勞壽命校準方法，利用該方法預測任意隨機譜載荷下結構連接件的疲勞壽命均具有較高的計算精度。

發明內容

本發明的目的：為了解決上述問題，本發明提出了一種適用于結構連接件的疲勞壽命校準方法，該方法可在變換隨機載荷譜的情況下，仍保證計算所得該結構形式的疲勞壽命具有較高的精度。

本發明的技術方案：一種適用于結構連接件的疲勞壽命校準方法，包括以下步驟：

步驟一、建立關鍵連接部位的應力譜；

步驟二、計算建立連接部位的應力嚴重系數SSF；

步驟三、獲取對應于關鍵部位應力嚴重系數的S-N曲線；

其中，C為理論疲勞極限；α，A為S-N曲線形狀參數；

步驟四、確定名義應力法中的敏感參數；

對于同種材料，不同表面質量的試件S-N曲線的參數α、A取值基本相同；

確定理論疲勞極限C為需要優化的唯一敏感參數；

步驟五、對理論疲勞極限C進行優化；

a)根據預先指定的載荷應力譜，確定其對應的中值壽命t₅₀為目標進行優化；

b)設定初始值，并不斷調整理論疲勞極限C的取值，反復利用名義應力法計算中值壽命，直至計算的壽命等于設定的目標中值壽命t₅₀，此時對應的C值即為修正后的S-N曲線三參數式中的C值；

步驟六、對確定的應力嚴重系數法及其對應的理論疲勞極限C進行驗證；

利用優化得到的參數和應力嚴重系數法進行載荷譜下的壽命預測并將該載荷譜下計算的預測中止壽命t’與所述載荷譜下的實測壽命中值比較誤差；

若誤差小于20％,則確定該校準方法。

本發明技術方案的有益效果：本發明在使用應力嚴重系數法對連接結構進行疲勞壽命預測時，利用本發明中的校準方法，可在變換隨機載荷譜的情況下，仍保證計算所得的疲勞壽命具有較高的精度。

附圖說明

圖1為本發明適用于結構連接件的疲勞壽命校準方法的一優選實施例的流程示意圖。

具體實施方式