王海巧, 孫青云, 陳 敏, 朱 林, 張順琦

(1. 南京林業(yè)大學(xué)機(jī)械電子工程學(xué)院, 南京 210037; 2. 西交利物浦大學(xué)智能技術(shù)學(xué)院, 江蘇 蘇州 215123; 3. 揚(yáng)州大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院, 江蘇 揚(yáng)州 225009; 4. 上海大學(xué)機(jī)電工程與自動(dòng)化學(xué)院, 上海 200444)

沖擊載荷下機(jī)械零部件疲勞壽命預(yù)測(cè)是疲勞研究領(lǐng)域的熱點(diǎn)問(wèn)題之一[1], 研究集中在載荷關(guān)系的確定與預(yù)測(cè)模型的優(yōu)化．瞿銀秀[2]利用虛擬載荷譜技術(shù)研究載荷順序,提高了疲勞壽命預(yù)估的精確性; 余智等[3]根據(jù)線性累計(jì)損傷理論研究實(shí)例, 驗(yàn)證了塔架疲勞壽命滿足設(shè)計(jì)使用年限的要求; 崔建國(guó)等[4]結(jié)合累積沖擊模型和線性損傷模型估算疲勞壽命, 得到了較好的預(yù)測(cè)結(jié)果; Zhou等[5]認(rèn)為walker-Manson模型可提高構(gòu)件疲勞壽命的預(yù)測(cè)精度; 李慧樂(lè)等[6]使用傳統(tǒng)S-N曲線研究零部件剩余強(qiáng)度, 提出速度對(duì)疲勞性能的影響; Gao等[7]采用非線性累積模型研究材料的疲勞壽命, 得到損傷與載荷順序的關(guān)系．傳統(tǒng)模型忽略了載荷間相互作用對(duì)壽命的影響, 本文擬從載荷間相互影響的角度出發(fā), 將非線性累積損傷Corten-Dolan模型與沖擊模型相結(jié)合, 提出一種針對(duì)非線性疲勞損傷的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型, 并探討沖擊載荷下結(jié)構(gòu)件疲勞壽命預(yù)測(cè)的可靠性．

1 疲勞壽命預(yù)測(cè)方法

1.1 Corten-Dolan非線性累積損傷模型

1.2 沖擊模型

1.3 疲勞壽命預(yù)測(cè)模型

2 疲勞壽命分析

2.1 數(shù)據(jù)選取

為驗(yàn)證基于非線性累積損傷和沖擊模型的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型的準(zhǔn)確性, 利用文獻(xiàn)[4,11]中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比分析．文獻(xiàn)[4]提供了國(guó)內(nèi)某型號(hào)飛機(jī)尾翼1 000次載荷譜數(shù)據(jù), 共8個(gè)應(yīng)力級(jí)別,疲勞壽命為2×106次; 文獻(xiàn)[11]提供了某型號(hào)齒輪結(jié)構(gòu)鋼的8級(jí)應(yīng)力加載試驗(yàn)數(shù)據(jù), 疲勞壽命為2.2×107次．

2.2 疲勞壽命預(yù)測(cè)

表1和表2分別為某型號(hào)飛機(jī)水平尾翼和齒輪結(jié)構(gòu)鋼基于Miner模型和Corten-Dolan模型在不同應(yīng)力級(jí)別下單次損傷di的預(yù)測(cè)結(jié)果．由表1和表2可知, Miner模型忽略了低于疲勞極限的循環(huán)載荷對(duì)結(jié)構(gòu)件的損傷, 損傷值為0, Cortan-Dolan模型彌補(bǔ)其不足, 預(yù)測(cè)出低于疲勞極限應(yīng)力作用所產(chǎn)生的單次損傷; Miner模型預(yù)測(cè)介于疲勞極限與最大級(jí)別應(yīng)力間造成的單次損傷值整體高于Corten-Dolan模型; 兩個(gè)模型預(yù)測(cè)最高循環(huán)應(yīng)力水平下的單次損傷值相同．

表1 各級(jí)應(yīng)力作用下飛機(jī)水平尾翼的單次損傷

表2 各級(jí)應(yīng)力作用下齒輪結(jié)構(gòu)鋼的單次損傷

表3 飛機(jī)水平尾翼疲勞壽命預(yù)測(cè)結(jié)果

表4 齒輪結(jié)構(gòu)鋼疲勞壽命預(yù)測(cè)結(jié)果

采用Cortan-Dolan模型與沖擊模型, 通過(guò)MATLAB編程,仿真2 000次得出不同結(jié)構(gòu)件預(yù)測(cè)的疲勞壽命,與現(xiàn)有模型預(yù)測(cè)結(jié)果的對(duì)比如表3和表4所示．由表3和表4可知,采用非線性累積損傷理論與沖擊模型預(yù)測(cè)的飛機(jī)水平尾翼和齒輪結(jié)構(gòu)鋼壽命與實(shí)際試驗(yàn)結(jié)果相對(duì)誤差分別為6.5%和18.2%,較傳統(tǒng)預(yù)測(cè)模型精度得到明顯提高,具有較好的工程參考價(jià)值．

2.3 疲勞壽命分布與可靠性分析

圖1為某型號(hào)飛機(jī)尾翼和齒輪鋼結(jié)構(gòu)的疲勞壽命分布曲線．從圖1可以看出,飛機(jī)水平尾翼的疲勞壽命分布較為分散; 齒輪剛結(jié)構(gòu)預(yù)估疲勞壽命近似服從正態(tài)分布,期望值為2.6×107次．圖2為某型號(hào)飛機(jī)尾翼和齒輪鋼結(jié)構(gòu)的疲勞壽命可靠度曲線．從圖2可以看出, 由于試驗(yàn)進(jìn)行時(shí),根據(jù)應(yīng)力頻數(shù)劃分的抽樣區(qū)間差異較大以及dk的上下限距離較小,飛機(jī)水平尾翼的疲勞壽命的可靠度曲線折點(diǎn)較多, 齒輪鋼結(jié)構(gòu)的可靠度曲線較平滑．

3 結(jié)論

本文將非線性累積損傷理論Corten-Dolan模型與可靠性理論沖擊模型結(jié)合,考慮載荷隨機(jī)性和應(yīng)力間相互影響, 能較好地預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)件疲勞壽命, 提高了模型預(yù)測(cè)精度．但文中Corten-Dolan模型的指數(shù)d是由案例試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定的經(jīng)驗(yàn)值, 導(dǎo)致案例分散差異較大, 下一步將深入研究材料常數(shù)d, 以期模型具有更強(qiáng)的針對(duì)性和實(shí)用性．