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技术

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，该方法有三大步骤：步骤一、进行步进加速疲劳试验；步骤二、测定安全疲劳极限；步骤三、确定安全疲劳S-N曲线。本发明专利技术具有试样数量少、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应用价值。

【技术实现步骤摘要】

【技术保护点】
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，其特征在于：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，这样，简便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)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)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试件数 1 2 3 4 5 6 合金钢 3 2.44 2.08 1.89 1.82 1.78 铝合金 3 2.63 2.33 2.13 2 1.96 步骤三、确定安全疲劳S‑N曲线 将公式(4)代入公式(1)，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： 。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：熊峻江，童镭，刘猛，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11