一种基于名义应力法的疲劳寿命校准方法

摘要

本发明公开了一种基于名义应力法的疲劳寿命校准方法，属于飞机强度设计技术领域，步骤一、对于同种材料，不同表面质量的试件S‑N曲线的参数α、A取值基本相同；确定理论疲劳极限C为需要优化的唯一敏感参数；步骤二、根据预先指定的载荷应力谱，确定其对应的中值寿命t50为目标进行优化；设定初始值，并不断调整理论疲劳极限C的取值，反复利用名义应力法计算中值寿命，直至计算寿命等于设定的目标中值t50，此时对应的C值即为修正后的S‑N曲线三参数式中的C值；步骤三、对确定的名义应力法及其对应的理论疲劳极限C进行验证；经验证采用优化得到的参数和名义应力法进行其他载荷谱下的寿命预测，使得其他载荷谱下的寿命计算结果具有较高的精度。

权利要求

1.一种基于名义应力法的疲劳寿命校准方法，所述名义应力法S‑N曲线表达式为：其中，C为理论疲劳极限；α，A为S‑N曲线形状参数，S、N分别表示应力水平与失效寿命；

其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、确定名义应力法中的敏感参数；

对于同种材料，不同表面质量的试件S‑N曲线的参数α、A取值相同；

确定理论疲劳极限C为需要优化的唯一敏感参数；

步骤二、对理论疲劳极限C进行优化；

a)根据预先指定的载荷应力谱，确定其对应的中值寿命t50为目标进行优化；

b)设定初始值，并不断调整理论疲劳极限C的取值，反复利用名义应力法计算中值寿命，直至计算的寿命等于设定的目标中值t50，此时对应的C值即为修正后的S‑N曲线三参数式中的C值；

步骤三、对确定的名义应力法及其对应的理论疲劳极限C进行验证；

利用优化得到的参数和名义应力法进行载荷谱下的寿命预测并将预测得到的中值寿命t’与所述载荷谱下的实测寿命中值比较误差；

若误差小于20％,则确定该校准方法。

说明书

一种基于名义应力法的疲劳寿命校准方法

技术领域

[0001] 本发明属于飞机强度设计技术领域，具体涉及一种基于名义应力法的疲劳寿命校准方法。

背景技术

[0002] 当前，对飞机疲劳关键部位进行随机谱下的寿命分析时，由于随机谱中存在复杂的载荷交互作用，因此目前尚未有一个普遍适用的高精度损伤累积模型能较好地预测其疲
劳寿命。

[0003] 但通过研究发现，系列化飞机往往在结构和载荷谱上具有很大的继承性，因此可以采用已有型号的疲劳试验结果，对后续型号的疲劳寿命进行预测。

发明内容

[0004] 本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提出了一种基于名义应力法的疲劳寿命校准方法，该方法可在变换随机载荷谱的情况下，仍保证计算所得的疲劳寿命具有较高
的精度。

[0005] 本发明的技术方案：一种基于名义应力法的疲劳寿命校准方法，所述名义应力法S‑N曲线表达式为：

[0006]

[0007] 其中，C为理论疲劳极限；α，A为S‑N曲线形状参数，S、N分别表示应力水平与失效寿命；

[0008] 包括以下步骤：

[0009] 步骤一、确定名义应力法中的敏感参数；

[0010] 对于同种材料，不同表面质量的试件S‑N曲线的参数α、A取值相同；

[0011] 确定理论疲劳极限C为需要优化的唯一敏感参数；

[0012] 步骤二、对理论疲劳极限C进行优化；

[0013] a)根据预先指定的载荷应力谱，确定其对应的中值寿命t50为目标进行优化；

[0014] b)设定初始值，并不断调整理论疲劳极限C的取值，反复利用名义应力法计算中值寿命，直至计算的寿命等于设定的目标中值t50，此时对应的C值即为修正后的S‑N曲线三参
数式中的C值；

[0015] 步骤三、对确定的名义应力法及其对应的理论疲劳极限C进行验证；

[0016] 利用优化得到的参数和名义应力法进行载荷谱下的寿命预测并将预测得到的中值寿命t’与所述载荷谱下的实测寿命中值比较误差；

[0017] 若误差小于20％,则确定该校准方法。

[0018] 本发明技术方案的有益技术效果：本发明在使用名义应力法进行疲劳寿命预测时，利用本发明中的校准方法，可在变换随机载荷谱的情况下，仍保证计算所得的疲劳寿命
具有较高的精度。

附图说明

[0019] 图1为本发明基于名义应力法的疲劳寿命校准方法的一优选实施例的流程示意图。

具体实施方式

[0020] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类
似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明
一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用
于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人
员在没有作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。下
面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

[0021] 一种基于名义应力法的疲劳寿命校准方法涉及到疲劳寿命校准方法及名义应力法；

[0022] 疲劳寿命校准方法的核心是：以已有的试验结果为基础，采用合理的疲劳分析方法，确定疲劳分析的敏感参数，通过调整参数使得计算的寿命和试验寿命相同，然后采用该
参数和相同的寿命分析方法进行其他载荷谱下的寿命预测，使得其他载荷谱下的寿命计算
结果具有较高的精度。

[0023] 名义应力法是依据结构疲劳关键部位的应力谱、关键部位的应力‑寿命曲线(S‑N曲线)与等寿命曲线，按照疲劳累积损伤理论估算结构的疲劳寿命。而疲劳累积损伤理论通
常采用Miner线性累积损伤理论，该理论是理论界和工程界最普遍接受的，因此提高疲劳寿
命预测结果精度的核心在于细节疲劳S‑N曲线的确定。S‑N曲线表达式采用三参数式，形式
如下：

[0024]

[0025] 式中，C为理论疲劳极限；α，A为S‑N曲线形状参数，S、N分别表示应力水平与失效寿命。将上式三个参数作为敏感参数进行优化，从而校准S‑N曲线提高寿命计算精度。

[0026] 在传统的名义应力法中，影响疲劳寿命分析结果准确性的主要因素包括累积损伤理论和细节的S‑N曲线；上述两个因素中，由于目前缺乏普遍适用的非线性累积损伤理论，
Miner线性累积损伤被理论界和工程界普遍接受。因此提高疲劳寿命预测结果精度的核心
在于细节疲劳S‑N曲线的确定，它应充分考虑材料、细节形式、细节几何、表面加工质量等因
素的影响，建立充分反映细节疲劳特性的S‑N曲线。

[0027] 该曲线的建立是以材料S‑N曲线参数为基础，考虑细节与材料的差别，对该S‑N曲线参数进行修正，获得能够更好描述真实疲劳结构细节的S‑N曲线。

[0028] 修正方法为：以典型细节模拟试件在某实际载荷谱下的成组疲劳试验结果为依据，从相关材料手册中查找与结构关键部位应力集中系数相同的材料S‑N曲线参数，作为细
节S‑N曲线参数的初始值，采用名义应力法进行该谱下的疲劳寿命分析，以计算的寿命与试
验寿命相同为目标，优化得到细节S‑N曲线参数。

[0029] 如图1所示：一种基于名义应力法的疲劳寿命校准方法，包括以下步骤：

[0030] 步骤一、确定名义应力法中的敏感参数；

[0031] 优化参数时，参数越多，需要的参考样本数量就越多，且优化结果的稳健性越差。因此，应对优化参数进行适当约束。参考以往大量的试验结果发现，对于同种材料，不同表
面质量的试件S‑N曲线的参数α、A取值基本相同。因此本发明中校准方法将α、A取为定值，理
论疲劳极限C为需要优化的唯一敏感参数。

[0032] 步骤二、对理论疲劳极限C在某随机谱下试验寿命反推确定；

[0033] a)根据预先指定的载荷应力谱，确定其对应的中值寿命t50为目标进行优化；

[0034] b)设定初始值，并不断调整理论疲劳极限C的取值，反复利用名义应力法计算中值寿命，直至计算的寿命等于设定的目标中值t50，此时对应的C值即为修正后的S‑N曲线三参
数式中的C值；

[0035] 本实施例中，可通过某随机谱下试验寿命反推确定。反推方法为：依据事先指定的载荷应力谱，并以其对应的中值寿命t50为目标，假定C0的初始值，并以一定步长不断调整C
值，反复用名义应力法计算中值寿命，直至计算的寿命等于t50，所对应的C值即为结构关键
部位S‑N曲线三参数式中的C值。

[0036] 步骤三、对确定的名义应力法及其对应的理论疲劳极限C进行验证；

[0037] 利用优化得到的参数和名义应力法进行载荷谱下的寿命预测并将预测得到的中值寿命t’与所述载荷谱下的实测寿命中值比较误差，若误差小于20％,则确定该校准方法。

[0038] 经验证采用优化得到的参数和名义应力法进行其他载荷谱下的寿命预测，使得其他载荷谱下的寿命计算结果具有较高的精度。

[0039] 最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然
可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替
换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精
神和范围。