[发明专利]一种多轴载荷条件下细节疲劳强度额定值的确定方法

说明书

技术领域

本发明涉及疲劳强度领域，特指一种多轴载荷条件下细节疲劳强度额定值的确定方法。

背景技术

疲劳失效是飞机零部件失效的主要形式，因此疲劳强度设计也成为了现代飞机设计中不可或缺的重要环节。Detail Fatigue Rating（DFR），即细节疲劳额定值，是结构自身的固有特性，其大小并不受加载应力大小的影响。DFR法以结构细节固有的疲劳性能品质作为疲劳性能参数来估算结构细节的疲劳寿命，它既简单，又很可靠，因此在航空设计领域中得到了广泛的应用。

虽然DFR方法简单实用，但该方法是基于单轴疲劳理论，所以与多轴相关的DFR理论很少研究。而飞机的关键部件在实际工程中要随多轴载荷的作用，并且随着航空事业飞速发展，各国均对各类航空器及其部件提出了更高使用寿命的要求，使得各类航空材料特别是金属材料在疲劳循环载荷作用下以弹性循环变形为主（也就是高周疲劳范畴）。因此，研究高周多轴疲劳情况下的DFR值具有重要意义。

发明内容

本发明目的在于针对高周多轴疲劳的发展需求，提出了一种多轴载荷条件下细节疲劳强度额定值的确定方法。

本发明所提供的一种多轴载荷条件下细节疲劳强度额定值的确定方法，其步骤为：

步骤1）：利用现有的高周多轴疲劳模型将多轴载荷转化为等效应力S_eq,a，一般情况下，高周多轴模型为剪切型模型，也可能有轴向应力幅；

步骤2）：当高周多轴模型为剪切型模型时，其等效应力为等效剪应力幅τ_eq,a，需要将等效剪应力幅τ_eq,a转换为等效轴向应力幅σ_eq,a，转化公式为：

σeq,a=σN,0.06τN,0.06τeq,a]]>

其中，σ_N,0.06和τ_N,0.06为材料寿命为N时，应力比R为0.06的条件疲劳极限；步骤3）：利用Goodman方程将等效轴向应力幅σ_eq,a转化为应力比为0.06时的最大应力σ_eq,0.06的计算公式如下：

σeq,0.06=σeq,a(0.47+0.53σeq,aσu)]]>

其中，σ_u是材料的拉伸强度；

步骤4）：通过双点法计算DFR值：