[发明专利]一种基于临界面法的塑性金属材料多轴高周疲劳寿命预测方法

说明书

技术领域

本发明涉及塑性金属材料承受多轴疲劳载荷时疲劳寿命的预测问题，具体涉及一种基于临界面法的金属材料结构的多轴高周疲劳失效方法，适用于航空航天飞行器中广泛使用的各种塑性金属材料结构。

背景技术

在航空航天领域，由于工况复杂，大多数承力结构都承受多轴循环载荷作用，如飞机的机身蒙皮由于反复加压和减压承受环向和纵向循环应力的作用，机翼蒙皮由于气动力载荷承受弯矩及扭矩的作用，航空发动机的涡轮盘及导航系统中的陀螺结构也承受弯曲、扭转和拉压的多轴载荷作用。从疲劳研究初期开始，多轴疲劳就是一个重要的研究方向，但由于其过于复杂，工程问题大多都将其简化为单轴疲劳处理。由于单轴载荷并不能真实反映结构的实际载荷状况，在寿命预测时往往会给出过于保守或不安全的结果。近年来，随着结构设计要求的不断提高和试验研究手段的不断进步，如何更准确地预测零部件的多轴疲劳寿命成为了关键问题。

多轴疲劳中由于载荷特征参量较多，如应力（变）幅、相位差及平均应力（变）等，且载荷作用过程中主应力（变）的大小及方向随时间不断变化，因而各载荷特征参量对疲劳失效的影响比较复杂，到目前为止尚有许多问题没有达到共识。尤其对于多轴高周疲劳，由于理论分析和试验研究都不够充分，目前仍然没有被广泛认可的寿命预测模型和失效准则。现有的多轴高周疲劳失效准则中，等效应力准则和等效应变准则形式简单，但缺乏合理的物理解释；应力不变量准则中参数的确定比较复杂；能量准则中能量为标量，无法确定裂纹的扩展方向；临界面应力准则和临界面应变准则具有合理的物理解释，已得到普遍的认可，但高周疲劳中临界面法的研究还不成熟。本发明正是在这一背景下，基于多轴疲劳寿命预测方法中的临界面法提出的。

发明内容

本发明要解决的技术问题为：考虑相位差和应力幅比对多轴高周疲劳失效的影响，基于多轴疲劳寿命预测中临界面法准则，建立塑性金属材料的多轴高周疲劳失效预测模型，用以预测塑性金属材料在承受多轴疲劳载荷时的寿命，并最终提出一种基于临界面法的塑性金属材料多轴高周疲劳寿命预测方法。

本发明解决上述技术问题采用的技术方案为：一种基于临界面法的塑性金属材料多轴高周疲劳寿命预测方法，其特征在于包括以下步骤：

步骤A，首先确定结构材料是否为塑性金属材料，若是塑性金属材料，则进行步骤B，若不是塑性金属材料，则不适用该基于临界面法的塑性金属材料多轴高周疲劳寿命预测方法，直接进入步骤G；

步骤B，根据结构的几何形状，对结构进行应力分析，如果是简单结构，则对其进行理论计算，若为复杂结构，则对其进行有限元分析；

步骤C，分析得到结构的应力分布，确定结构是否为高周疲劳；

步骤D，若结构在危险点处不产生塑性应变，即为高周疲劳，则提取结构件危险点处的应力值，进入步骤E；若结构在危险点处产生塑性应变，即为低周疲劳，则直接进入步骤G；

步骤E，计算危险点处最大主应力峰值(σ₁)_max及最大剪应力变程Δτ_max；

步骤F，将上述最大主应力峰值(σ₁)_max和最大剪应力变程Δτ_max带入该基于临界面法的塑性金属材料多轴高周疲劳寿命预测方法的多轴高周疲劳寿命预测模型，预测结构多轴高周疲劳寿命N_f，该基于临界面法的塑性金属材料多轴高周疲劳寿命预测方法的寿命预测模型为：

(σ₁)_max+Δτ_max/k＝K_f(2N_f)^t

其中(σ₁)_max为加载过程中最大主应力峰值，Δτ_max为加载过程中最大剪应力变程，k为常数，根据材料的不同有不同的取值，可以通过实验来确定，K_f和t为材料常数，N_f为疲劳寿命；

步骤G，结束。

本发明与现有技术相比的优点在于：

（1）本发明基于临界面法的塑性金属材料多轴高周疲劳寿命预测方法，分别考虑了相位差及应力幅比对多轴高周疲劳寿命的影响，提出了一种塑性金属材料多轴高周疲劳寿命预测模型。

（2）本发明基于临界面法的塑性金属材料多轴高周疲劳寿命预测方法，以多轴疲劳临界面准则为基础，建立了采用最大主应力峰值和最大剪应力变程的线性组合来预测多轴高周疲劳寿命的多轴高周疲劳失效预测模型。