法律状态公告日
法律状态信息
法律状态
2016-06-08
授权
授权
2014-10-08
实质审查的生效 IPC(主分类):G01N3/08 申请日:20140520
实质审查的生效
2014-09-03
公开
公开
技术领域
本发明涉及一种测定飞机/直升机动部件高周疲劳特性的步进加速试验方法,属于试验测试技术领域。
背景技术
飞机/直升机动部件(如飞机螺旋桨和发动机轴承,直升机主、尾桨叶等)在工作过程中不断承受高频交变载荷作用,属高周疲劳部件,为评定其疲劳寿命,需要测定其全尺寸结构疲劳特性曲线,但是,用于疲劳试验的全尺寸动部件往往十分昂贵,只能提供少量的甚至1至2件试验件用于疲劳试验,又由于动部件属高周疲劳试验件,其试验周期和试验很长,可见,需要一种试样数少且试验时间短的加速试验方法,测定其疲劳特性曲线。现有的标准试验方法均不能满足动部件疲劳特性曲线的测试要求,为此,本发明提出一种测定飞机/直升机动部件高周疲劳特性的步进加速试验方法,仅需要单个全尺寸结构件试样,通过步进加速试验测定其疲劳极限,根据母体标准差规律,获得安全疲劳极限,再由标准S-N曲线形状参数和安全疲劳极限,确定结构件的安全S-N曲线。本发明具有试样数量少、试验时间短、成本低、精度高等优点,对于飞机/直升机动部件疲劳寿命评定具有重要工程应用价值。
发明内容
1、目的:本发明目的是提供提出一种测定飞机/直升机动部件高周疲劳特性的步进加速试验方法,具有试样数量少、试验时间短、成本低、精度高等优点,对于飞机/直升机动部件疲劳寿命评定具有重要工程应用价值。
2、技术方案:本发明一种测定飞机/直升机动部件高周疲劳特性的步进加速试验方法,该方法具体步骤如下:
步骤一、进行步进加速疲劳试验
在疲劳试验系统上,对飞机/直升机动部件施加指定应力比下ni1次循环的恒幅交变疲劳载荷Si1(i=1,2,...,h,h表示动部件试样数),若试验过程中试样疲劳破坏,则停止试验,若施加ni1次循环后试样未疲劳破坏,则按预定比例增大疲劳载荷,再对试样施加相同应力比下ni2 次循环的恒幅交变疲劳载荷Si2,同样,若试验过程中试样疲劳破坏,则停止试验,若施加ni2次循环后试样未疲劳破坏,则继续增大疲劳载荷进行疲劳试验,直至试样发生疲劳破坏。试验过程中,疲劳载荷为系统已应力比下逐步增大的恒幅交变载荷(如图1所示),这样,可简便并快捷地获得有效的动部件完全疲劳破坏试验数据(Sij,nij)(j=1,2,...,Mi,Mi表示第i个试样的疲劳试验载荷水平的级数)。
步骤二、测定安全疲劳极限
高周疲劳S-N曲线公式可表示为
式中,A和α——高周疲劳曲线形状参数,是材料的基本性能参数,同类材料具有相同的形状参数;Sa——疲劳载荷的幅值;N——疲劳载荷单独作用下的疲劳寿命;S∞——疲劳极限,由疲劳试验测定。
根据Miner理论,由公式(1)可得
式中,Saij——第i个试件的第j级疲劳载荷的幅值;nij——第i个试件的第j级疲劳载荷的循环次数;S∞i——第i个试件疲劳极限;Mi——第i个试件的疲劳试验载荷的级数。
采用数值方法,由公式(2)可求解第i个试件的疲劳极限S∞i。因为高周疲劳极限服从对数正态分布,因此,动部件平均疲劳极限为
考虑高周疲劳极限分散性的影响,需要对疲劳极限进行减缩,获得安全疲劳极限,即
式中,S∞p——安全疲劳极限;Jp——疲劳强度减缩系数,合金钢和铝合金材料在90%置信水平和99.9999%可靠度下的疲劳强度减缩系数如表1所示。
表1疲劳强度减缩系数Jp
步骤三、确定安全疲劳S-N曲线
将公式(4)代入公式(1),可得到指定可靠度和置信水平下飞机/直升机动部件高周疲劳S-N曲线:
3、优点及功效:本发明具有试样数量少、试验时间短、成本低、精度高等优点,对于飞机/直升机动部件疲劳寿命评定具有重要工程应用价值。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1是动部件步进加速试验示意图,表示步进加速试验中的疲劳载荷与循环次数之间的关系。
图2是飞机/直升机动部件高周疲劳S-N曲线测定流程图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1是动部件步进加速试验示意图,表示步进加速试验中的疲劳载荷与循环次数之间的关系。
具体实施方式一:结合图2说明本发明的具体实施方式。
步骤一、进行步进加速疲劳试验
某直升机尾桨舵机由铝合金和合金钢材料制造而成,其疲劳强度减缩系数Jp如表1所示,其材料高周疲劳曲线形状参数如表2所示。该舵机步进加速疲劳试验数据如表3所示,从表3可知,疲劳载荷为对称交变载荷(即应力比为-1),每级载荷施加了30万次后,增加2000N,直至试验件疲劳破坏。
表1疲劳强度减缩系数Jp
表2高周疲劳曲线形状参数
表3某直升机尾桨舵机疲劳加速试验结果
步骤二、测定安全疲劳极限
将表2中材料形状参数和表3中试验数据代入公式(2),可数值计算出试件的疲劳极限S∞1(如表4所列)。由于只进行1件尾桨舵机的疲劳试验,因此,平均疲劳极限即为此试件疲劳极限S∞1(如表4所列)。又因为直升机尾桨舵机材料为合金钢,因此,由表1可查得90%置信水平和99.9999%可靠度下疲劳强度减缩系数Jp为3(如表4所列),故由公式(4)可计算其安全疲劳极限S∞p(如表4所示)。
表4某直升机尾桨舵机单件疲劳极限
步骤三、确定安全疲劳S-N曲线
将表2和表4中数据代入公式(5),可得到90%置信水平和99.9999%可靠度下直升机尾桨舵机高周疲劳S-N曲线(如表5所示)。
表5安全疲劳S-N曲线
机译: 直升飞机的机动特性
机译: 替换直升机型飞机动力或静态部件的起重设备
机译: 替换直升机型飞机动力或静态部件的起重设备