王海巧, 孙青云, 陈 敏, 朱 林, 张顺琦

(1. 南京林业大学机械电子工程学院, 南京 210037; 2. 西交利物浦大学智能技术学院, 江苏 苏州 215123; 3. 扬州大学机械工程学院, 江苏 扬州 225009; 4. 上海大学机电工程与自动化学院, 上海 200444)

冲击载荷下机械零部件疲劳寿命预测是疲劳研究领域的热点问题之一[1], 研究集中在载荷关系的确定与预测模型的优化．瞿银秀[2]利用虚拟载荷谱技术研究载荷顺序,提高了疲劳寿命预估的精确性; 余智等[3]根据线性累计损伤理论研究实例, 验证了塔架疲劳寿命满足设计使用年限的要求; 崔建国等[4]结合累积冲击模型和线性损伤模型估算疲劳寿命, 得到了较好的预测结果; Zhou等[5]认为walker-Manson模型可提高构件疲劳寿命的预测精度; 李慧乐等[6]使用传统S-N曲线研究零部件剩余强度, 提出速度对疲劳性能的影响; Gao等[7]采用非线性累积模型研究材料的疲劳寿命, 得到损伤与载荷顺序的关系．传统模型忽略了载荷间相互作用对寿命的影响, 本文拟从载荷间相互影响的角度出发, 将非线性累积损伤Corten-Dolan模型与冲击模型相结合, 提出一种针对非线性疲劳损伤的疲劳寿命预测模型, 并探讨冲击载荷下结构件疲劳寿命预测的可靠性．

1 疲劳寿命预测方法

1.1 Corten-Dolan非线性累积损伤模型

1.2 冲击模型

1.3 疲劳寿命预测模型

2 疲劳寿命分析

2.1 数据选取

为验证基于非线性累积损伤和冲击模型的疲劳寿命预测模型的准确性, 利用文献[4,11]中的试验数据进行对比分析．文献[4]提供了国内某型号飞机尾翼1 000次载荷谱数据, 共8个应力级别,疲劳寿命为2×106次; 文献[11]提供了某型号齿轮结构钢的8级应力加载试验数据, 疲劳寿命为2.2×107次．

2.2 疲劳寿命预测

表1和表2分别为某型号飞机水平尾翼和齿轮结构钢基于Miner模型和Corten-Dolan模型在不同应力级别下单次损伤di的预测结果．由表1和表2可知, Miner模型忽略了低于疲劳极限的循环载荷对结构件的损伤, 损伤值为0, Cortan-Dolan模型弥补其不足, 预测出低于疲劳极限应力作用所产生的单次损伤; Miner模型预测介于疲劳极限与最大级别应力间造成的单次损伤值整体高于Corten-Dolan模型; 两个模型预测最高循环应力水平下的单次损伤值相同．

表1 各级应力作用下飞机水平尾翼的单次损伤

表2 各级应力作用下齿轮结构钢的单次损伤

表3 飞机水平尾翼疲劳寿命预测结果

表4 齿轮结构钢疲劳寿命预测结果

采用Cortan-Dolan模型与冲击模型, 通过MATLAB编程,仿真2 000次得出不同结构件预测的疲劳寿命,与现有模型预测结果的对比如表3和表4所示．由表3和表4可知,采用非线性累积损伤理论与冲击模型预测的飞机水平尾翼和齿轮结构钢寿命与实际试验结果相对误差分别为6.5%和18.2%,较传统预测模型精度得到明显提高,具有较好的工程参考价值．

2.3 疲劳寿命分布与可靠性分析

图1为某型号飞机尾翼和齿轮钢结构的疲劳寿命分布曲线．从图1可以看出,飞机水平尾翼的疲劳寿命分布较为分散; 齿轮刚结构预估疲劳寿命近似服从正态分布,期望值为2.6×107次．图2为某型号飞机尾翼和齿轮钢结构的疲劳寿命可靠度曲线．从图2可以看出, 由于试验进行时,根据应力频数划分的抽样区间差异较大以及dk的上下限距离较小,飞机水平尾翼的疲劳寿命的可靠度曲线折点较多, 齿轮钢结构的可靠度曲线较平滑．

3 结论

本文将非线性累积损伤理论Corten-Dolan模型与可靠性理论冲击模型结合,考虑载荷随机性和应力间相互影响, 能较好地预测结构件疲劳寿命, 提高了模型预测精度．但文中Corten-Dolan模型的指数d是由案例试验数据确定的经验值, 导致案例分散差异较大, 下一步将深入研究材料常数d, 以期模型具有更强的针对性和实用性．