[发明专利]一种预测多钉连接件谱载疲劳寿命的方法

说明书

技术领域

本发明提供一种预测多钉连接件谱载疲劳寿命的方法，属于金属结构疲劳可靠性技术领域。

背景技术

飞机主要结构——机身、机翼和尾翼等都是采用大量紧固件连接起来的薄壁结构件，而飞机结构实际使用中疲劳裂纹的萌生往往发生在这类多钉连接结构件的细节处。长期以来，航空部门一直关注并致力于飞机结构疲劳设计，并制定适航标准以防止灾难性疲劳失效事故发生。为保飞机飞行安全，精确地进行多钉连接件的谱载疲劳寿命预测至关重要。现今多钉连接件谱载疲劳寿命预测方法主要基于疲劳试验和理论计算，试验方法需要多个连接件元件，试样和试验成本高，且不方便设计使用；而理论计算方法主要通过有限元模拟螺栓数量、半径、摩擦系数、刚度、位置等对传递载荷以及应力应变分布的影响，需考虑的影响因素多，计算复杂，误差大，计算精度和效率低；目前尚缺乏预测多钉连接件谱载疲劳寿命的简便方法，为此，发明一种简单实用的预测多钉连接件谱载疲劳寿命的方法，该方法仅仅需要简单的单钉连接件小试样的疲劳性能和多钉连接件的几何尺寸参数，便可以计算谱载下多钉连接件的疲劳寿命，本发明具有重要学术意义和工程应用价值。

发明内容

1、目的：本发明目的是提供了一种预测多钉连接件谱载疲劳寿命的方法，该方法具有所需计算参数少、计算简便，计算精度高等优点，对于复杂排列形式的多钉连接件的疲劳寿命评定具有重要价值。

2、技术方案：一种预测多钉连接件谱载疲劳寿命的方法，该方法具体步骤如下：

步骤一、简单的单钉连接件小试样的疲劳S-N曲线

图1为单钉连接件的加载示意图，按照图1的载荷加载形式和国家标准《金属轴向疲劳试验方法》(GB3075-82)，通过疲劳试验，测定指定应力比R₀下简单的单钉连接件小试样的疲劳S-N曲线：

式中，S_max和S_min分别为疲劳试验循环应力的最大值和最小值；S₀为单钉连接件的疲劳极限，由试验测定；N为单钉连接件的疲劳寿命；m和C为曲线方程的形状参数，由试验数据按照《材料疲劳试验统计分析》(HB/Z112-86)拟合得到。

不同应力比下的疲劳应力等效计算的等寿命曲线(古德曼方程)为

式中，S_-1为单钉连接件的疲劳寿命为N、应力比为-1时的最大循环应力；σ_b为单钉连接件的强度极限，由试验测定。

和为任一应力比R下的疲劳应力，代入式(2)可得

联立式(2)和式(3)，消去S_-1可得应力比R下的疲劳应力和和指定应力比R₀下的疲劳应力S_max和S_min的关系

将式(4)代入式(1)，得到任一应力比R下的S-N曲线方程：

影响疲劳强度的因素有载荷特性(包括应力状态、交变频率等)、零件几何形状及表面状态(包括尺寸效应、表面光洁度、表面防腐蚀、缺口效应等)、材料本质和表面热处理及残余内应力、连接件装配状态(包括孔的表面状态、紧固件与连接板配合的填充状态、装配间隙、挤压状态等)。事实上，单钉连接件小试样选取的是多钉连接件的单个结构细节，其材料、零件、生产、装配均按照多钉连接件的实际生产、制造和装配工艺获得。其试验测定的S-N曲线，综合反映了上述因素的影响效应，即疲劳强度包含了载荷、材料、尺寸、表面状态、装配、生产等因素对疲劳强度综合影响，可以表征多钉连接件单个性能的包含多种影响效应的疲劳强度性能，可为多钉连接件的谱载疲劳寿命提供性能参数。只需已知最危险紧固件周边的应力状态，获得循环应力和便可利用式(5)得到该危险紧固件连接处的疲劳寿命，即得到整个多钉连接件的疲劳寿命。

步骤二、多钉连接件危险紧固件连接处的旁路应力与连接件尺寸参数之间的关系

当紧固件搭接区域承受复杂载荷作用时，其整体上呈现双向应力状态(如图2所示)，在图2中，上下板之间以多排n个紧固件连接，搭接区域同时承受双向正应力(σ_x和σ_y)和切应力(τ)。将正应力和切应力等效为主应力(如图3所示)：