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1 文章编号 : (2018) 金属基复合材料低压涡轮轴结构高周疲劳寿命估算骆丽 ꎬ 沙云东 ꎬ 栾孝驰 ꎬ 赵奉同 ( 沈阳航空航天大学航空航天工程学部 ( 院 )ꎬ 沈阳 ) 摘要 : 研究基于名义应力法的连续纤维增强复合材料轴结构疲劳寿命的估算方法 ꎬ 并通过与实验寿命值对比 ꎬ 验证寿命预测方法的有效性 ꎮ 针对某型低压涡轮轴 ꎬ 模拟其实际受载情况 ꎬ 设计并建立了连续纤维增强复合材料低压涡轮轴结构有限元分析模型 ꎬ 经计算获得轴结构的名义应力 ꎬ 结合修正后的复合材料 S - N 曲线 ꎬ 估算出复合材料轴结构高周疲劳寿命 ꎮ 通过比较不同铺层方案复合材料轴结构高周疲劳寿命 ꎬ 总结出铺层方案对结构疲劳寿命的影响规律 ꎮ 关键词 : 金属基复合材料 ꎻ 低压涡轮轴 ꎻ 高循环载荷 ꎻ 疲劳寿命 ꎻ 名义应力法中图分类号 : V232 2 文献标志码 : A doi: / j. issn High cycle fatigue life estimation of MMC low pressure turbine shaft structure LUO LiꎬSHA Yun dongꎬluan Xiao chiꎬzhao Feng tong ( Faculty of Aerospace EngineeringꎬShenyang Aerospace UniversityꎬShenyang ꎬChina) Abstract: An estimation method of fatigue life about continuous fiber reinforced composite shaft structure was studied based on nominal stress method. This prediction method was proved effective by comparing with the experimental fatigue life. A certain type of low pressure turbine shaft was selected to simulate its actual loading situation and design a finite element analysis model of the low pressure turbine shaft structure made of continuous fiber reinforced composite material. The nominal stress was further calculatedꎬand the high cy cle fatigue life of the composite shaft structure was estimated by the revised S N curve of composite materi al. Moreoverꎬthe high cycle fatigue life of composite shaft structure with the different layer scheme were an alyzed to summarize the effects of the layer scheme on the structural fatigue life. Key words: metal matrix composite( MMC) ꎻlow pressure turbine shaftꎻhigh cycle loadsꎻfatigue lifeꎻnomi nal stress method 连续纤维增强金属基复合材料因其高比强度 [1 - 和高比模量等优良特性 3] ꎬ 使得发动机主轴等重要部件的选材更加倾向于这种新型材料 ꎬ 以满足新一代航空发动机增效减质的需要 ꎮ 20 世纪末期 ꎬGEAE 公司在 XTC - 76 JTDE 发动机上对 SiC / Ti 复合材料低压涡轮轴的实用性进行验证 ꎬ 研究表明 : 相对于合金轴 ꎬ 不仅寿命有所延长 ꎬ 而且其结构强度也增加 30% 左右 ꎮ 英法等欧洲国家也对金属基复合材料航空发动机主轴进行研 [4 - 究和验证 5] ꎮ 在这种国际形势下 ꎬ 人们将更加收稿日期 : 基金项目 : 中航工业产学研专项项目 ( 项目编号 :2013SH17) 作者简介 : 骆丽 ( )ꎬ 女 ꎬ 辽宁朝阳人 ꎬ 助理工程师 ꎬ 主要研究方向 : 航空发动机强度及疲劳寿命 ꎬE mail: @ qq comꎮ

2 第 1 期骆丽 ꎬ 等 : 金属基复合材料低压涡轮轴结构高周疲劳寿命估算 31 关注如何将金属基复合材料主轴应用于航空发动机 ꎮ 航空发动机是飞机的心脏 ꎬ 发动机的主轴不仅起到连接压气机及涡轮等部件的作用 ꎬ 还需在中高温工作环境下承受扭矩轴向力陀螺力矩等复杂载荷 ꎬ 工作环境非常恶劣 ꎮ 发动机主轴若发生失效 ꎬ 将影响整架飞机的安全 ꎮ 疲劳失效是发动机主轴失效的主要模式之一 ꎬ 疲劳寿命是表征疲劳强度的重要参数 ꎮ 由此看来 ꎬ 开展金属基复合材料主轴强度及疲劳寿命的相关研究是非常必要的 ꎮ 国内外很多学者对金属基复合材料轴结构的强度及疲劳寿命问题进行研究 ꎮ Dai Gil Lee 等对铝基复合材料轴结构的扭转疲劳行为进行研究 ꎬ 研究表明 : 复合材料轴结构经轴向预紧后 ꎬ 疲劳强度会增大 ꎬ 抗疲劳退化程度也会减弱 [6] ꎮ TH Hyde 等对 35% SiC / Ti 复合材料轴结构进行扭转疲劳失效实验 ꎬ 结合细观力学仿真的方法对复合材料圆柱壳结构的疲劳失效问题进行了分 [7 - 析研究 8] ꎮ 孙庆伟等以金属基复合材料低压涡轮轴结构为计算对象 ꎬ 提出以质量为优化目标的优化方法 [9] ꎮ 综上所述 ꎬ 国外早在 20 世纪 80 年代开始对金属基复合材料轴结构开展相关疲劳寿命预测方法及试验研究 ꎬ 具备较成熟的计算方法和大量的试验数据库 ꎬ 到 20 世纪末期已经成功的将金属基复合材料涡轮轴应用于试验机上 ꎮ 国内起步较晚 ꎬ 目前 ꎬ 金属基材料的制备工艺刚刚起步 ꎬ 金属基复合材料轴结构强度失效及疲劳寿命方法研究及各项试验研究尚未成熟 ꎮ 本文主要开展基于名义应力法估算连续纤维增强复合材料航空发动机低压涡轮轴结构高周疲劳寿命的研究 ꎬ 分析总结铺层方案对其高周疲劳寿命的影响规律 ꎮ 1 复合材料轴结构高周疲劳寿命估算方法研究 1 1 连续纤维增强复合材料疲劳失效模式分析由于材料互斥作用和制备等原因 ꎬ 复合材料某一单层的基体或者基体与纤维界面会产生微裂纹 ꎮ 当材料应力等级增大时 ꎬ 微裂纹会扩展成纤维间失效 ꎬ 纤维间失效通常表现为基体裂纹界面开裂 [10] ꎮ 不同载荷会产生不同形式的失效现象 ꎬ 例如 ꎬ 材料受纵向拉伸载荷时 ꎬ 常出现基体断裂 ꎬ 纤维拔出或断裂 ꎻ 横向拉伸和纵向剪切时 ꎬ 常出现基体失效 [11] ꎮ 在单层厚度的复合材料的裂纹达到一定程度后 ꎬ 复合材料层合板会因为单层复材的失效而出现分层现象 ꎬ 甚至是纤维断裂或者拔出 ꎬ 最终造成了复合材料层合板失效 [10ꎬ12] ꎮ 低压涡轮轴在工作时承受的高循环载荷主要有振动扭矩和合成弯矩 ꎬ 无论所受载荷是单独作用还是耦合作用 ꎬ 由于材料制备或者其他原因的影响 ꎬ 复合材料轴的失效模式总是复杂多变的 ꎬ 但最终总会出现纤维断裂导致结构断裂 ꎮ 所以 ꎬ 本文选取复合材料层首层断裂作为疲劳失效判据 ꎬ 首层断裂的具体形式为纤维断裂 ꎬ 单层断裂的材料数据均由实验获得 ꎮ 1 2 疲劳寿命估算方法在工程中 ꎬ 复合材料低压涡轮轴结构高周疲劳寿命估算方法常采用名义应力法 ꎬ 即以结构名义应力作为前提条件 ꎬ 结合材料的应力 - 寿命关系 ꎬ 估算结构疲劳寿命的一种方法 ꎮ 基本假定 : 对任一结构 ꎬ 只要应力集中系数 K T 相同 ꎬ 载荷谱相同 ꎬ 它们的寿命则相同 [13] ꎮ 本文应用名义应力法估算复合材料轴结构高周疲劳寿命主要有以下 3 个步骤 ꎮ 首先 ꎬ 建立复合材料轴结构有限元分析模型 ꎬ 对其进行结构有限元分析 ꎬ 得到轴结构的名义应力 ꎻ 然后 ꎬ 对复合材料的 S - N 曲线进行修正 ꎬ 包括应力集中修正 ꎬ 平均应力修正 ꎬ 疲劳缺口系数 K f ꎬ 尺寸系数 εꎬ 表面质量系数 βꎬ 载荷类型因子 [14 - C L 等修正 15] ꎬ 得到近似的轴结构 S - N 曲线 ꎻ 最后 ꎬ 将名义应力代入轴结构 S - N 曲线的模型关系式中 ꎬ 得到复合材料轴结构的估算寿命 ꎮ 结构的 S - N 曲线对其疲劳寿命的估算精度有很大的影响 ꎬ 为得到相对准确的轴结构的应力寿命关系 ꎬ 需要对材料的 S - N 曲线进行修正 ꎮ 应力集中系数对结构的疲劳强度有很大影响 [16] ꎬ 由材料力学可知 ꎬ 理论应力集中系数定义为应力集中处的最大应力值 σ max 和适当选取的基准应力值 σ 0 之比 [17] ꎬ 见式 (1)ꎬ 在工程实际中 ꎬ 基准应力多选取为结构应力集中处最小截面的平均应力 ꎮ 采用插值法 ꎬ 得到当前 K T 下的应力寿命关系

32 沈阳航空航天大学学报第 35 卷 K T = σ max σ 0 (1) 在低压涡轮轴工作中 ꎬ 如材料实验那样在 R = - 1 状态下循环显然是不实际的 ꎬ 所以对材料 S - N 曲线进行平均应力修正 [18] ꎬ 修正式如式 (2) 所示 σ - 1 = σ a 1-1.

3 32 沈阳航空航天大学学报第 35 卷 K T = σ max σ 0 (1) 在低压涡轮轴工作中 ꎬ 如材料实验那样在 R = - 1 状态下循环显然是不实际的 ꎬ 所以对材料 S - N 曲线进行平均应力修正 [18] ꎬ 修正式如式 (2) 所示 σ - 1 = σ a σ b σ m (2) 式 (2) 中 :σ - 1 为对称循环应力 ꎻσ a 为任意循环的幅值应力 ꎻσ m 为任意循环的平均应力 ꎻσ b 为材料的强度 ꎮ 由于低压涡轮轴结构的有限元分析模型为光滑圆柱壳结构 ꎬ 所以假设 K f ε β C L = 1ꎮ 在得到修正后的数据点以后 ꎬ 通过最小二乘法拟合得到修正后的结构 S - N 曲线 ꎮ 本文采用吴富强的疲劳寿命曲线模型进行拟合 [19] ꎬ 此模型对材料 3 个寿命区的描述都很准确 ꎬ 见式 (3) (4)ꎮ G = 1 + m(e - (lgn b ) a - 1) (3) G = σ max σ ult (4) 式 (3) (4) 中 ꎬG 为结构所受的正则化疲劳外载 ꎻN 为结构的疲劳寿命 ꎻm a 和 b 均为材料常数 ꎻσ max 为施加在结构上的最大疲劳应力 ꎻσ ult 为结构在加载方向上的静强度 ꎮ 将结构有限元分析得出的名义应力代入式 (4) 中 ꎬ 即可达到寿命预测的目的 ꎮ 1 3 疲劳寿命预测方法验证为了验证上述估算方法的有效性 ꎬ 本文将以图 1 所示的样件作为寿命估算模型 ꎬ 材料参数如表 1 所示 ꎬ 对实验得到的寿命和预测的寿命进行对比 [7] ꎮ 图 1 验证模型结构参数 ( 单位 :mm) 表 1 验证模型材料参数材料 E / GPa ν SCS Ti 实验样件通过两端的法兰盘加载扭矩 ꎬ 实验温度为 20 ꎬ 通过有限元仿真计算 ꎬ 得出各个载荷状态下的应力和预测疲劳寿命 ꎬ 将其与实验值对比 ꎬ 见表 2 所示 ꎮ 根据结果对比情况可以认为 ꎬ 以忽略复合材料层间应力的影响为前提 ꎬ 对纤维单向铺设的复合材料轴结构 ꎬ 文中所述的疲劳寿命估算方法有效 ꎮ 表 2 扭矩 / (kn m) 应力和疲劳寿命的实验值与预测值对比结果应力真实值 / MPa 应力预测值 / MPa 寿命真实值 / 次寿命预测值 / 次铺层方案对复合材料轴结构高周疲劳寿命的影响规律分析本节将研究铺层方案对复合材料低压涡轮轴结构高周疲劳寿命的影响规律 ꎬ 其中包括航空发动机低压涡轮轴结构有限元模型的建立与合理性验证 ꎬ 铺层方案对复合材料轴结构等效应力及其高周疲劳寿命的影响规律总结 ꎮ 2 1 应力计算与特征分析参考某型航空发动机低压涡轮轴的几何参数 ꎬ 将低压涡轮轴简化成阶梯空心轴结构 ꎬ 总长度为 mꎬ 厚度为 mꎮ 低压涡轮轴所受高循环载荷主要有振动扭矩和合成弯矩 ꎬ 载荷大小见表 3ꎬ 加载位置如图 2 所示 ꎬ2# 端面模拟传扭套齿 ꎬ1# 端面模拟传递轴向力的矩形齿 [20] ꎮ 复合材料低压涡轮轴结构有限元分析模型铺层采用三明治夹芯结构 ꎬ 因需要研究铺层角度及铺层厚度的影响规律 ꎬ 本文采用两种模型 ꎮ 第一种模型最外层和最内层为金属层 ꎬ 材料为

4 第 1 期骆丽 ꎬ 等 : 金属基复合材料低压涡轮轴结构高周疲劳寿命估算 33 TC17ꎬ 厚度 1 mmꎬ 中间为复合材料 ꎬ 材料为 SiC / TC17ꎬ 每层厚度 0 2 mmꎬ 铺层方案为给定复合材料铺层层数即 16 层 ꎬ 改变铺层角度 ꎬ 即从 0 ~ 90 变化 ꎬ 轴结构总厚度为 5 2 mmꎬ 研究等厚度下 ꎬ 铺层角度的影响规律 ꎻ 第二种模型为最外层和最内层为金属层 ꎬ 材料为 TC17ꎬ 厚度 1 mmꎬ 中间为复合材料 ꎬ 材料为 SiC / TC17ꎬ 每层厚度 0 2 mmꎬ 给定铺层角度 ꎬ 通过改变铺层厚度 ( 铺层层数 ) 研究铺层厚度影响规律 ꎮ TC17 材料及 SiC / TC17 的材料参数见表 4ꎮ 同而不同 ꎮ 在保持轴结构壁厚 5 mm 不变的前提下 ꎬ 改变复合材料铺层角度 ꎬ 分析轴结构各层的等效应力可以得出 : 金属层的应力要小于应力 ꎬ 金属层的应力在铺角为 40 时最小 ꎬ 的应力在 50 时到达最大 ꎬ 而且通过细心观察 ꎬ 外层的应力要大于内层应力 ꎬ 见图 4 所示 ꎮ 图 3 复合材料轴结构应变云图图 2 低压涡轮轴加载位置图示表 3 [24] 低压涡轮轴疲劳寿命计算载荷谱温度 :293K 最大状态启动状态扭矩 / (N m) 弯矩 / (N m) 表 4 [1ꎬ21] 力学性能参数 SiC / TC17 TC17 图 4 铺角对复合材料轴结构 Von mises 应力的影响 E A / GPa 237 E 118 E T / GPa 187 u A 0 34 u 0 37 u T 0 37 G A / GPa G T / GPa 67 图 5 表示在保持复合材料铺角为 50 和金属层厚度为 1 mm 不变的前提下 ꎬ 通过改变的层数的方式增减轴结构总体壁厚的方法 ꎬ 因需要研究厚度的变化规律 ꎬ 因此从复合材料铺层数 11 层递增到 18 层 ꎬ 即铺层方案为 [ 50 ] 11 ~ [50 ] 18 ꎮ 首先对低压涡轮轴结构模型进行有限元分析 ꎬ 得出在高循环载荷下的结构应变云图 ꎬ 如图 3 所示 ꎮ 分析得出 ꎬ 在当前载荷状态下 ꎬ 低压涡轮轴结构的危险截面出现在合成弯矩加载位置的截面 ꎮ 在发动机实际工作中 ꎬ 此位置常常由于高频弯矩的作用而导致疲劳失效现象出现 ꎬ 由此验证了文中低压涡轮轴结构分析模型的合理性 [22] ꎮ 复合材料轴结构在高循环载荷作用下 ꎬ 外层金属和复合材料的结构应力应变因铺层方案的不图 5 铺层厚度对复合材料轴结构 Von mises 应力的影响

5 34 沈阳航空航天大学学报第 35 卷分析其应力变化规律可知 : 随着厚度的增大 ꎬ 无论是金属层还是 ꎬ 其等效应力均是减小的 ꎮ 因为复合材料的最外层复材的应力最大 ꎬ 所以图 5 只关注了金属层和最外层复材的等效应力 ꎮ 复合材料轴结构在不同铺层方案下的等效应力值见表 5 表 6 所示 ꎮ 2 2 疲劳寿命预测与特性分析应用材料实验获得的 S - N 曲线 ꎬ 对其修正拟合后 ꎬ 结合有限元分析结果 ꎬ 对复合材料低压涡轮轴结构高周疲劳寿命进行估算 ꎬ 表 7 为 S - N 曲线拟合模型参数 ꎮ 表 5 角度 / ( ) 不同铺角的复合材料轴结构金属层和的 Von mises 应力 (MPa) 金属层 ( 第 16 层 ) ( 第 15 层 ) ( 第 14 层 ) 表 6 不同铺层厚度的复合材料轴结构金属层和的 Von mises 应力 (MPa) 材料 5 6 mm 5 4 mm 5 2 mm 5 0 mm 4 8 mm 4 6 mm 4 4 mm 4 2 mm TC SiC / TC 表 7 S - N 曲线拟合参数 a b m r( 拟合系数 ) 不同的铺层方案对复合材料轴结构的疲劳寿命会产生很大的影响 ꎮ 由于缺少 TC17 材料的 S - N 曲线 ꎬ 对外层金属的疲劳寿命暂不研究 ꎮ 图 6 和图 7 分别表示不同铺角和不同铺层厚度下的轴结构疲劳寿命变化规律 ꎮ 结果表明 ꎬ 在复合材料总铺层厚度为 5mm 的前提下 ꎬ 复合材料内层的高周疲劳寿命要比最外层的寿命长 ꎬ 并且每层复材的寿命在铺角为 50 时最小 ꎻ 在复合材料铺角为 50 的前提下 ꎬ 研究最外层复材的疲劳寿命时可以发现随着铺层层数的增加 ꎬ 的疲劳寿命也会延长 ꎮ 复合材料轴结构在不同铺层方案下的疲劳寿命值见表 8 表 9 所示 ꎮ 图 7 铺层厚度对复合材料轴结构疲劳寿命的影响 3 结论图 6 铺角对轴结构外层金属与首层复合材料寿命的影响根据以上研究结果 ꎬ 得到以下结论 : (1) 提出了基于名义应力法的复合材料轴结构疲劳寿命预测方法 ꎬ 并且 ꎬ 以疲劳寿命实验结果

6 第 1 期骆丽 ꎬ 等 : 金属基复合材料低压涡轮轴结构高周疲劳寿命估算 35 作为判断依据 ꎬ 可以认为 ꎬ 在忽略层间及界面应力影响的前提下 ꎬ 此复合材料轴结构疲劳寿命估算方法是有效的 ꎮ 表 8 角度 / ( ) 不同铺角的复合材料轴结构金属层和 ( 第 16 层 ) 的疲劳寿命 ( 10 7 次 ) ( 第 15 层 ) ( 第 14 层 ) 表 9 不同铺层厚度的复合材料轴结构金属层和的疲劳寿命 ( 10 7 次 ) 材料 / mm SiC / TC17 材料 / mm SiC / TC (2) 建立航空发动机低压涡轮轴结构有限元分析模型 ꎬ 验证了分析模型合理性 ꎮ 同时 ꎬ 对复合材料低压涡轮轴结构的高周疲劳寿命进行了估算 ꎬ 总结分析了铺层方案对复合材料轴结构应力及疲劳寿命的影响规律 ꎮ 参考文献 (References): [ 1 ] 沙云东 ꎬ 贾秋月 ꎬ 骆丽. 连续纤维增强金属基复合材料涡轮轴结构承扭特性分析 [ J]. 航空动力学报 ꎬ 2016ꎬ31(6): [ 2 ] 沙云东 ꎬ 骆丽 ꎬ 贾秋月. 连续纤维增强金属基复合材料轴结构力学性能预测及铺层方案设计 [ J]. 材料科学与工程学报 ꎬ2014ꎬ34(2): [ 3 ] G H FENGꎬY Q YANGꎬX LUOꎬet al. Fatigue prop erties and fracture analysis of a SiC fiber reinforced ti tanium matrix composite [ J]. Compositesꎬ 2015ꎬ 68 (9): [ 4 ] 梁春华. 连续纤维增强的金属基复合材料部件在航空涡扇发动机上的应用 [ J]. 航空制造技术 ꎬ2009 (15): [ 5 ] LUTJERING GꎬWILLIAMS J C. Titanium[M]. New York:Springer Verlag Berlin Heidelberg Pressꎬ2003. [ 6 ] DAI GIL LEEꎬ JONG WOON KIMꎬ HUI YUN HWANG. Torsional fatigue characteristics of alumi num composite co cured shafts with axial compressive preload[ J]. Journal of Composite Mateyialsꎬ2004ꎬ38 (9): [ 7 ] TH HYDEꎬK PUNYONGꎬAA BECKER. Experimen tal failure investigation for a titanium metal matrix composite with + 45 and ± 45 fibre orientation[ J]. Journal of Materials: Design and Applicationsꎬ2015ꎬ 229(1): [ 8 ] THOMAS H HYDEꎬKRAISORN PUNYONGꎬADIB A BACKER. Elasto plastic finite element analysis of titanium metal matrix composite shafts under torsional loading[j]. The Journal of Strain Analysis for Engi neering Designꎬ2015ꎬ50(3): [ 9 ] 孙庆伟 ꎬ 陆山. 航空发动机复合材料主轴优化方案设计方法 [J]. 复合材料学报 ꎬ2013(6): [10] MARTIN KNOPS. Analysis of failure in fiber polymer laminates[ M]. Beijing:China Machine Pressꎬ2014. [11] 习年生 ꎬ 于志成 ꎬ 陶春虎. 纤维增强复合材料的损伤特征及失效分析方法 [ J]. 航空材料学报 ꎬ2000ꎬ20 (2): [12] E W ANDREWSꎬN A MOUSSA. Failure mode maps for composite sandwich panels subjected to air blast loading[ J]. International Journal of Impact Engineer ingꎬ2009ꎬ36(3): [13] 李德勇 ꎬ 姚卫星. 缺口件振动疲劳寿命分析的名义应力法 [J]. 航空学报 ꎬ2011ꎬ32(11): [14] 姚卫星. 结构疲劳寿命分析 [ M]. 北京 : 国防工业出版社 ꎬ2003. [15] 杨志永 ꎬ 张大卫 ꎬ 吴军 ꎬ 等. 高速喷漆涡轮转子轴疲劳寿命分析 [J]. 机械设计 ꎬ2001ꎬ22(7): [16] 陆山 ꎬ 陈倩 ꎬ 陈军. 航空发动机主轴疲劳寿命预测方法 [J]. 航空动力学报 ꎬ2010ꎬ25(1): [17] 陈蓉 ꎬ 黄宁. 一种理论应力集中系数的有效算法研究 [J]. 工程设计学报 ꎬ2010ꎬ17(3): [18] 苏清友 ꎬ 孔瑞莲 ꎬ 陈筱雄. 航空涡喷涡扇发动机主要零部件定寿指南 [ M]. 北京 : 航空工业出版社 ꎬ [19] 吴富强 ꎬ 姚卫星. 一个新的材料疲劳寿命曲线模型 [J]. 中国机械工程 ꎬ2008ꎬ19(13): [20] 靳焕章 ꎬ 刘建 ꎬ 苟华忠. 某系列发动机涡轮轴技术寿命研究 [ J]. 燃气涡轮试验与研究 ꎬ2002ꎬ15 ( 4 ): [21] 于慧臣 ꎬ 吴学仁. 航空发动机设计用材料数据手册 ( 第四册 )[M]. 北京 : 航空工业出版社 ꎬ2010. [22] 陶春虎 ꎬ 钟培道 ꎬ 王仁智 ꎬ 等. 航空发动机转动部件的失效与预防 [M]. 北京 : 国防工业出版社 ꎬ2000. ( 责任编辑 : 吴萍英文审校 : 赵欢 )

中国公路学报年

中国公路学报年第卷第期年月中国公路学报孟瑾朱平胡志刚根据耐久性试验中常用的整车台架试验方法通过多体动力学模型仿真模拟整车在四轮路面激励下的运动状态提取车身与底盘连接位置的载荷历程采用有限元法分析动载荷作用下的车身结构响应基于传统的应力寿命方法方法寻找车身薄弱环节辨识危险零件应力双轴性并选择多轴疲劳损伤参量预测车身疲劳寿命分析结果表明结合多体动力学与多轴疲劳的寿命