航 空 动 力 学 报 第 卷 $#61$"/6."1"/#./1 "".6"/8#611...#.##$.$#6/"63...## 3$.68"11#1"/ #" 8# 361$$"/...#.## 6."1"/1."3"61"/1"$.6"" &'#.""5""/$.3...#.

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1 第 卷第 期 年 月 航空动力学报 文章编号!"#$ 总应变寿命方程中疲劳参数的确定和寿命预测 王延荣 杨 顺 李宏新 田爱梅 北京航空航天大学能源与动力工程学院 北京 % 先进航空发动机协同创新中心 北京 % 北京航空航天大学宇航学院 北京 % 摘 要 总结分析了多种寿命预测方法 给出了总应变寿命方程的 个材料参数 疲劳强度系数 疲劳延 性系数 疲劳强度指数和疲劳延性指数的表达形式 从而提出了一种新的具有很好物理意义 工程意义和普适 性的总应变寿命方程 并以 & 种典型的航空材料光滑试样 ' 室温 ' 室温 '% % 和 & 的对称循环疲劳数据进行验证 获得了很好的疲劳寿命预测 结果 其寿命预测结果大都在 倍分散带以内 对比分析了多种寿命预测方法所确定的 个疲劳参数 并且 分析了 种断裂真应力表达形式所确定的疲劳强度系数 发现所提出确定断裂真应力的方法获得了较好的精 度 与试验值相比 不超过其误差的 并且准确确定断裂真应力将会显著提高对中高寿命段的寿命预测 精度 关 键 词 总应变寿命方程 疲劳参数 断裂真应力 断裂真应变 寿命预测 中图分类号 ( 文献标志码 )!"!!#"!!!! $!!,) -./ -)01 /" ') )"3" 019./678.9/"."/ ""/;".#")."#6)#."#""/%1".""..)66).9/"""/%1" 01)#."# ""/;".#")."#6)#."#""/%1" %!!0.$.6"" 316#8.#33."66661$.# #"#"/#./1 """/6"" """/#./1$ "/6""$8./"15"1"/1/6$1#"6 3 1"#"/""6".#""8#$.$#68"181"1/6"/"$.6" ".##8"1"#.6.#"$"./"3."# '.33 $..'.33$..' % % 6&8./"6."/$.3.#5".6.3#.$.6" "316#8. 3$.6666".3#...#.##8.$. 收稿日期 && 基金项目 国家自然科学基金 ** 作者简介 王延荣 %& 男 教授 博士 主要从事航空发动机结构强度 振动及可靠性研究 引用格式 王延荣 杨顺 李宏新 等 总应变寿命方程中疲劳参数的确定和寿命预测 航空动力学报,) -./-)01/"2.3"""/$.3.#"#.""5"6"$.6" ".).#$78.

2 航 空 动 力 学 报 第 卷 $#61$"/6."1"/#./1 "".6"/8#611...#.##$.$#6/"63...## 3$.68"11#1"/ #" 8# 361$$"/...#.## 6."1"/1."3"61"/1"$.6"" &'#.""5""/$.3...#.##...#.""$.6"" 疲劳是引起工程结构和构件失效的最主要的原因之一 尽管对疲劳的研究已经有 & 多年的 历史 并且在此历程中对于疲劳的认识不断地得 到修正和深化 但是不可否认目前因为疲劳而引 起的工程事故仍然普遍存在 尤其在航空领域 疲 劳所引发的事故往往是灾难性的 比如航空发动 机工作在极恶劣的环境条件下 其零部件的过早 失效所后果往往是机毁人亡 因此可靠地预测结 构的疲劳寿命具有极为重要的意义 随着人们对疲劳认识的加深和准确预测结构 疲劳寿命的需要 疲劳寿命预测方法逐步发展起 来 % 年 #5" 提出了著名的应力幅寿命 关系 指出应力幅和疲劳循环数的双对数关系在 很大应力范围内表现为线性 由于认识到弹性和 塑性对疲劳寿命影响不同 # 与 " 各自独立提出了塑性应变幅 疲劳寿命之间的经 验关系 即 #" 方程 这两种经验关 系几乎是目前所有基于唯象学寿命预测方法的基础 基于这两种经验关系..8 于 %& 年提出了总应变幅与疲劳反向数表示的寿命关系 即总应变寿命方程 其形式为 $ 式中 为总应变范围 和 $ 分别为弹性应 变幅和塑性应变幅 为弹性模量 为材料寿 命循环数 分别为疲劳强度系数和疲劳强度指 数 分别为疲劳延性系数和疲劳延性指数 该 方程既能反映应变为主导的低循环疲劳特征 同时 又能反映应力为主导的高循环疲劳特征 在实际应 用中考虑载荷条件和结构件的状态等影响 对该方 程进行修正 可演变出许多寿命预测方法 * 表 中列举出了几种寿命预测方法及总应变 寿命方程的 个材料参数 的表达形式 姚卫星 在通用斜率法的基础之上总结了几种总 应变寿命方程中参数的估算方法 给出了疲劳参 数的表达形式..8 提出了 和 与循环 硬化指数 的关系 在大量试验的基础之上 # % 提出了两种不同的方法确定疲劳参数 通用斜率法和四点法 #! 和..8 通过 疲劳强度系数 循环硬化指数和循环屈服强度确 定疲劳延性系数 "1 等 认为 与强度极 限 有关 等于断裂真应变 并且对于刚性材 料和韧性材料 分别取 ( 和 (&."61. 和 # 根据通用斜率法的思想引入了参数 评估 和 3 和 0/. 首先将金属 材料进行了分类 分别给出了钢 铝合金以及钛合 金的疲劳参数 </ 对 # 所提出的四点 法进行了修正 在此基础之上发展了一种精度更 高的方法 ## 和 =3" 对于钢的布氏硬 度与疲劳参数的关系进行研究 最后提出了一个 对于布氏硬度 在 * 之间的钢的 疲劳参数估算的方法 //". 和 #. & 通过对 * 组钢疲劳试验数据和 组铝合金疲 劳试验数据的分析 提出了用强度极限 针对钢 和铝合金两类材料疲劳参数估计方法 称为中值 法 王延荣等 * 从参数的物理意义及总应变寿 命方程的预测精度出发 提出了参数具有明确物 理意义的总应变寿命方程 即通过材料的单调拉 伸性能参数 强度极限 和断面收缩率 来确定 总应变寿命方程中的系数 和 然后通过试验 数据拟合得到指数 和 从而使总应变寿命方程 的参数具有了明确的物理意义 并且几种合金的 疲劳寿命预测结果都较为理想 刘香等 在文 献 * 的基础之上 通过大量的文献比较 分别 与 和 的关系 并通过延伸率 将 分别与 和 关联起来 其中仅仅利用 个循环疲劳试验 的数据点确定 这种以少量疲劳试验数据和单 调拉伸延伸率确定指数建立总应变寿命方程的思路具有很好地工程意义 对大多数钛合金和高温合金都能取得较为理想的寿命预测结果 本文同样在文献 * 的基础之上提出了一种确定总应变寿命方程中疲劳参数的方法 通过材料手册上相关材料的单调拉伸参数 如 弹性模量 强度极限 屈服强度 断面收缩率 和延伸率 确定总应变寿命方程中的 个疲劳参数 疲劳强度

3 第 期 王延荣等 总应变寿命方程中疲劳参数的确定和寿命预测 系数 疲劳强度指数 疲劳延性系数 和疲劳 延性指数 从而获得节约试验成本和时间成本 表 方程中疲劳参数的确定方法 并且具有明确物理意义的总应变寿命方程 本文 对比了不同的总应变寿命方程的 个疲劳参数 %!"!"!()!#"! 预测方法 7..8 %& # 通用 斜率法 % %& # 四点法 % %& #!..8 %&% "1 等 %**."61. # % 30/. 钢 %% 30/. ) 和 '" %% (% (*& ( ( > > (& ( ( </ %% > ##=3" ( (& (%& ( 如果 ( 取 (% 或者取 (*? > ( > (& / (& (& /(&& (% & / ( > (& 韧性材料 ( 高强材料 ( (% (& (* ( (&* ( (% (&% (> ( *> % & / ( &( (% /(* (* (& 姚卫星 (* ( (& ( (& //".#. 钢材 & //".#. 合金 & 王延荣等 * ( ( (% (% (% ( ( (&& ( ( 刘香等 本文方法 ( ( (> ( 简化 ( ( > (%&( > ( 注..8 方法和 #!..8 方法的空白参数经拟合确定 刘香等 提出的总应变寿命方程中的 >*& %*%(% >&( &(&>&( 获得

4 航 空 动 力 学 报 第 卷 并对其在寿命预测方面的效果进行了分析 发现 在中高寿命段 疲劳强度系数对于寿命预测有着 很大的影响 因此评估了确定断裂真应力 从 而确定疲劳强度系数的 种方案 发现本文发展 出的确定断裂真应力的方法无论是从物理意义还是预测精度上都取得了良好的结果 总应变寿命方程 在文献 * 提出的确定总应变寿命方程的方法中 给出了断裂真应力 和断裂真应变 与拉伸强度极限 和断面收缩率 之间的关系 在单调拉伸过程之中 载荷 大小保持不变 随着试样在该载荷下发生变形从而截面尺寸 发生变化 进而导致应力的变化 在整个加载过 程中 有 式中 为拉伸载荷 为试件断口截面积 为 试件拉伸至刚好进入颈缩阶段的截面积 因为试样截面积的变化主要在颈缩之后 所 以在颈缩前 假定在达到 时刚好进入颈缩阶 段 试样的截面积变化很小 可以认为和初始截面 积 相当 即 则 即如文献 * 中所推导的断裂真应力的表达式 式 同样在整个加载过程中 有 & 式中 为材料屈服强度 为试件拉伸至屈服 时的截面积 根据式 & 得到 即 ( ( 由式 式 % 和式 * 得 即 ( ( 对于式 (> 要远远小于 因此 可以简化为 通过材料手册和文献 % 可以获得 & 种材料的 种不同工况的相关参数 并且根据 这些参数进行疲劳强度指数和疲劳延性指数的拟合 通过以上材料数据 利用 # 四点法对疲劳强度指数 进行拟合 拟合结果如图 所示 * 可以假设 在从试样拉伸初始至屈服的过程中 试样的体积是不变的 则 其中 为试件标距段初始长度 为试件拉伸至 屈服时标距段长度 即 因为 在屈服时试样的总应变为 % 图 拟合 ="/=""/ 根据以上拟合结果 得到疲劳强度指数和强 度极限 屈服强度 弹性模量 断裂真应变 断面收 缩率以及延伸率的关系表示为 对于所研究的材 料 无循环强度指数数据时 取 ( ((*/ (

5 第 期 王延荣等 总应变寿命方程中疲劳参数的确定和寿命预测 对于总应变寿命方程 #" 公式中的弹性应变分量和塑性应变分量分别表示为 & 这两种材料是由于其疲劳试验数据本身 就存在很大的分散性之外 其寿命预测结果大都 & $ * 一次单调拉伸破坏所对应的寿命为 循环 此时弹性应变幅与塑性应变幅有如下关系 $ ( 当处于循环疲劳的过渡疲劳寿命 时 此时弹性应变幅与塑性应变幅有如下关系 $ 由式 和式 % 得到 和 的关系 / / % 文献 * 中给出了疲劳强度系数和疲劳延性系数分别与断裂真应力和断裂真应变的关系 ( ( 多种材料的疲劳过渡寿命 与 和 存在明显的线性关系 如图 所示 综上可以得到 个疲劳参数的表达形式 如式 ( ( ((*/ / (%&( ( 对于 & 种典型的航空发动机材料 利用本文方法 确定的总应变寿命方程的寿 命预测如图 所示 该方法的寿命分散带如图 图 与 的关系 ="/"#1"$86 所示 图 中横坐标 # 为 的试验值 $. 为 的预测值 通过图 可以看到 本文所提出的方法对于以上 & 种金属材料的寿命预测具有很好的精度 除了 ' 和

6 & 航 空 动 力 学 报 第 卷 图 各材料不同方法的疲劳试验数据拟合和计算结果 ="/=""/6 6.#."/## 68"16".316# 图 本文确定的总应变寿命方程的疲劳寿命预测结果 ="/="/"$.6""#.""5" 6$6"1"#$$. 在 倍分散带以内 为了评估本文方法的寿命预测效果的普适性 对不同方法确定的总应变寿命方程的寿命预测效果进行比较 各类线型对应的预测方法与预测结果如图 由图 可以发现 不同方法对于不同材料的寿命预测效果差异很大 这是因为不同的寿命预测方法有着自己特定的适用范围 而就总体来看..8 王延荣以及本文方法对于以上 & 种材料的寿命预测都有着很好的效果 因此也可以认为是具有很好普适性的方法 另外从方程本身来看..8 方法需要利用大量的试验数据进行拟合 王延荣所发展的方法具有明确的物理意义并且具有很好的寿命预测精度 然而

7 第 期 王延荣等 总应变寿命方程中疲劳参数的确定和寿命预测 * 同样需要疲劳数据对 和 进行拟合 本文方法 仅仅利用到材料的单调拉伸数据就可以确定总应变寿命方程中的疲劳参数 同时这些参数可以直接由手册中获得 因此本文所发展的方法简单可靠 普适性较强 精度较好 具有很好的工程意义 * 疲劳参数的对比 对于 ' 室温 ' 室温 ' % % & 材料 不同方法确定的疲劳参数的对比如图 图 所示 其中 横坐标 & 为不同的寿命预测方法 分别对应 姚卫星..8 % # 通用斜率法 # 四点 % 法 #!..8 "1 等."61.# 30/. 钢 30/.) 和 '" </ ## =3" //".#. 钢 & //".#. 合金 & * 王延荣等 刘香等和本文方法 并给出了以上结果的平均值 从疲劳参数的对比可以发现 对于表 中不同的方法所确定的疲劳参数分散性很大 因此对于多种材料 的预测精度也存在很大差别 为了分析以上不同方法确定的疲劳参数的效果 分别对这些方法的效果进行分析 图 图 为从文献 % 中选取了 % 种有效材料数据进行疲劳强度系数 疲劳延性系数 疲劳强度指数和疲劳延性指数的评估 从图 可以看到 对于表 中给出的不同 的表达式从而确定 的方 % 法中 姚卫星 #A# 通用斜率法 30/. 钢 30/.) 和 '" //".#. 钢 & 以及 //".#. 合金 & 利用 和 的比例关系确 定 "1 等实际上也是利用两者的线性关系确定 但是通过图 中各材料不同方法的疲劳试验数据拟合和计算结果来看 以上通过 和 的线性关系确定的 能够反映出 的基本特征 但是却不能精确地预测材料的循环疲劳寿命."61.# 虽然将这种简单的线性关系改善为指数关系 但是通过图 可以明显地发现其不能很好地描述两者之间的关系 计算得到的 普遍偏低 图 对于 ' 室温 材料 不同方法确定的疲劳参数的对比 ="/3$."#"/$.3.#5".6.3#.#"3"316#.'.33$..

8 航 空 动 力 学 报 第 卷 图 & 对于 ' 室温 材料 不同方法确定的疲劳参数的对比 ="/&3$."#"/$.3.#5".6.3#.#"3"316#.'.33$.. 图 * 对于 ' 材料 不同方法确定的疲劳参数的对比 ="/*3$."#"/$.3.#5".6.3#.#"3"316#.'

9 第 期 王延荣等 总应变寿命方程中疲劳参数的确定和寿命预测 % 图 对于 % 材料 不同方法确定的疲劳参数的对比 ="/3$."#"/$.3.#5".6.3#.#"3"316#.% 图 % 对于 % 材料 不同方法确定的疲劳参数的对比 ="/%3$."#"/$.3.#5".6.3#.#"3"316#.%

10 航 空 动 力 学 报 第 卷 图 对于 & 材料 不同方法确定的疲劳参数的对比 ="/3$."#"/$.3.#5".6.3#.#"3"316#. & 图 对文献 % 中选取的相关有效数据的疲劳强度系数和疲劳延性系数进行了评估 首 先通过图 可以看到 与 存在明显的正相关 性 根据表 中所给出的不同方法 其中一些直接 将 设为定值 比如 30/. ) 和 '" //".#. 钢 & 这样虽然简单 易行并且能够对某些金属材料的寿命进行粗略预测 但是无论是预测精度还是普适性都不能使人 满意 "1 等和 </ 虽然能 图 疲劳强度系数评估 ="/9""/#./1 ""

11 第 期 王延荣等 总应变寿命方程中疲劳参数的确定和寿命预测 的寿命预测过程可以看到 这样做可以取得较好的寿命预测效果 以上这些特征通过图 图 可以看到 图 疲劳延性系数评估 ="/9""/6"" "" 够对多数材料进行寿命预测并且简单可行具有很好的普适性 但是 不能反映 的本质 因此这样的近似本身就有问题难免误差 有时难以获得 理想的寿命预测精度 姚卫星虽然进行了指数化处理 但是 不能完全反映 的本质 改善了前人的结果但是却不能对高强度材料和高延性材料都具有很好地寿命预测结果 因此仍然具有普 % 适性的问题 # 通用斜率法仅仅通过 刻划 并进行拟合获得两者之间的关系对于绝大多数金属材料都是可行的 但是从图 可以看出其预测结果偏高 或可以认为同样是因为 不能完全反映 的本质所致 图 中虚框内的点为 ') 材料分别在室温 和 的情况下的计算结果 图 分析了相关材料的疲劳强度指数和疲劳延性指数之间的关系 表 中的一些方法将 和 都设为定值 比如 姚卫星 # 通用斜率 % 法."61.# 30/. 钢 30/.) 和 '" ## =3" //".#. 钢 & 以及 / /".#. 合金 & 这是在大量材料统计的基础上得到的结果 虽然对于多数金属材料简单可行具有普适性 由于材料本身具有很大的分散 性因此难以获得很好地预测精度 "1 等仅仅将 设为定值 并且规定不同强度的材料分别取不同的值 这虽然对前者有所改善 但是仍然存在上述问题..8 仅通过循环硬化指数 建立起与 和 的关系 虽然具有很好的普适性 但是 并非反映 和 本质的唯一因素 所以从图 可以看到有时难以取得良好的预测精度 这 就是刘香等对 和 作出分析 并且引入延伸率 利用 和 共同确定 和 的原因 从图 图 疲劳强度指数和疲劳延性指数评估 ="/9""/#./1$6 "/6""$ 断裂真应力评估 在文献 * 提出的确定总应变寿命方程的方 法中给出了如式 所示的断裂真应力的表达 形式 现在对上述方法所确定的断裂真应力的值与试验值进行比对和分析 对于材料手册和文献 % 中的 & 种材料 现从中选取若干材料进行计算和对比分析 从图 中 的计算值 和试验值 # 的对比可以看到 文献 * 中方法确定的断裂真应力的值比试验值高 按照文献 * 中的假设 一次单调拉伸相当于疲劳循环时的 个循环 即一次拉伸断裂时的疲劳寿命为 个循环数 即可得到一次单调拉伸时的断裂真应力 与疲劳强度系数 的关系如式 所示 所以准确确定断裂真应力对于很好地评估总应变寿命方程中的疲劳参数是非常重要的 因此 有必要对确定断裂真应力的不同的方法进行对比分析 从而获得较好的断裂真应力的表达形式 以下将比较分析 种断裂真应力的表达式和预测效果 第 种断裂真应力表达形式 见式 * % 第 种断裂真应力表达形式为 第 种断裂真应力表达形式为 第 种断裂真应力表达形式为 &

12 航 空 动 力 学 报 第 卷 * 第 种断裂真应力表达形式如式 所示 从材料手册和文献 % 中选取相关有效 数据分别求出以上 种断裂真应力的表达形式的 值并与试验值进行对比 计算结果及对比如图 所示 从图 可以看到对于 种断裂真应力的表 达形式所确定的疲劳强度系数 他们的计算值 与 有相关关系 然而 不能完全反映出材料 的断裂真应力 尤其是对于不同拉伸性质的金属 材料而言 上面 种断裂真应力的表达形式都将 或者 共同关联起来描述 然而 不同的表达形式虽然都能反映出各种材料 的变化趋 势 但是却不能同时很好地描述出不同拉伸性质 的金属材料的 比如从图 可以看到 第 种 图 不同断裂真应力表达形式所确定的疲劳强度系数的对比 ="/3$."#16"..3#"/ #./1 ""#6." #.##..#$6"/ 和第 种断裂真应力的表达形式所确定出的 对于高韧性材料如钛合金 铝合金等和高强度材 料如高温合金 钢等 两组材料的计算结果较分 散 而且不能统一 第 种和第 种断裂真应力 的表达形式所确定出的 虽然对两组材料的计算 结果分散性比起前者有所改善 但是仍然不能很 好统一两组材料的计算结果 第 种断裂真应力 的表达形式所确定出的 无论对两组材料的计算 结果分散性还是统一性来说都好多了 并且可以 图 不同断裂真应力表达形式的计算值与试验值对比看到 只有第 种断裂真应力的表达形式所确定 ="/3$."#1.#8 "6 的疲劳强度系数 大都在 误差扇形区域内 #.6"..3#...#.## 而其他 种表达式的计算值的误差远高于这由以上 种断裂真应力表达形式 式 式个值 式 * 和式 同样利用上面数据的计算另外 从断裂真应力的物理意义上来看 断裂结果得到 种疲劳强度系数如图 所示 真应力等于试样断裂时的载荷与试样断裂后的面积的比值 因为对于绝大多数金属材料 试样的断 裂真应力小于其强度极限 因此从图 以及式 式 式 * 和式 可以看到 第 和 第 种断裂真应力的表达形式的计算值普遍高于 试验值 并且比较偏离试验值 第 种和第 种断裂真应力的表达形式的计算值相对接近试验值 第 种断裂真应力的表达形式的计算值对于多数材料能够很接近试验值 个别材料的计算值偏低于试验值 并且可以看到 只有第 种断裂真应力的表达形式的计算值大都在 误差扇形区域内而其他 种表达式的计算值的误差远高于这个值 虽然第 种和第 种断裂真应力的表达形式都具有很好的物理意义 然而第 种断裂真应力的表达形式简单 应用性强 但是在提出之前的假设过程存在很大的误差 第 种断裂真应力的表达形式经过严格的推导 因此相对更具工程意义 疲劳参数的确定对于准确预测疲劳寿命有着重要的意义 疲劳参数将直接影响寿命预测的结果 因此分析讨论预测寿命对于疲劳参数的敏感性是非常重要的 从 #" 方程就可以

13 第 期 王延荣等 总应变寿命方程中疲劳参数的确定和寿命预测 发现 在中高寿命阶段 应力降低 寿命提高 约一倍 对于航空发动机某些构件如涡轮盘 涡 轮叶片等 它们的寿命大都分布在中高寿命区范 围内 因此可以看到 在该寿命段构件的寿命对载 荷的变化是极其敏感的 因此能够准确预测该种 条件下的寿命是困难却又是极其重要的 本文基 于单调拉伸参数提出了一种简单可行 具有物理 意义和普适性规律的总应变寿命方程 下面将分 析在中高寿命阶段该总应变寿命方程中疲劳参数对于寿命预测的影响 观察总应变寿命方程可以看到 在中高寿命阶段 弹性部分对于构件寿命的影响将会高于塑性部分 因此在该寿命阶段内只讨论总应变寿命方程的弹性部分 首先 总应变方程的弹性部分 表达如下 其中 为弹性应力幅 为弹性应力范围 在载荷谱不变的情况下 令 即认为 为上式的因变量 即认为 为上式的 自变量 对于绝大多数金属材料 疲劳强度指数 一般为 (& ( 估计时可以取 ( % 式 以 为变量的表达形式 如下 微分后结合式 % 可以化为 6 6 % 即当疲劳强度指数 取 ( 时 当 减小 增大 增大 减小 也即当 减小 增大 相应对寿命预测将会增大 减小 为了分析断裂真应力对寿命预测的影响 现 结合式 和式 得到下式 其中 在载荷谱不 变的情况下 即认为 为上式的因变 量 即认为 为上式的自变量 微分后结合式 可以化为 6 6 即当疲劳强度指数 取 ( 时 当 减小 增大 增大 减小 也即当 减小 增大 相应对寿命预测将会增大 减小 所以结合图 和图 以及相应的分析来看 断 裂真应力的准确确定对疲劳强度系数至关重要 从而对寿命预测的影响是很大的 因此从上面的 分析来看 第 种断裂真应力的表达形式较之于 其他 种表达形式更好 因此对于构件的中高寿 命阶段的寿命预测更加准确, 结 论 建立材料的单调拉伸力学性能参数如弹性模 量 强度极限 屈服强度 断面收缩率 和 延伸率 与总应变寿命方程中的 个疲劳参数 之间的关系 并以 种典型的航空材料光滑试样 的对称循环疲劳数据进行验证 对于以上材料 通 过分析比较确定总应变寿命方程中参数的不同的方法的寿命预测效果 发现..8 法 王延荣发展的方法以及本文所发展的方法都取得了很好的预测效果 基于材料单调拉伸力学性能参数建立起来的总应变寿命方程具有明确的物理意义 并且对于多种典型的航空发动机材料 寿命预测都获得了很好的寿命预测精度 因此具有普适性 本文所建立的总应变寿命方程中的疲劳参数仅与材料单调拉伸力学性能参数有关 具有很好的工程意义 断裂真应力的确定将会直接影响疲劳强度系数的大小 本文比较了 种确定断裂真应力的表达形式以及分析对比了由它们确定的疲劳强度系数发现 在中高寿命段 当 减小 增大 相应寿命预测将会增大 减小 而本文确定的断裂真应力的表达形式不论是精确性 普适性以及对于不同拉伸性能材料的统一性都取得了比较好的结果 这对准确预测中高寿命段的航空结构具有重要的意义 参考文献 )0B; < '1$"8 6.## )3"0".'#"/6."#7.6 "/#%&& )0<001".3."#6. 6""# 1.3#.##)) $.*% <===.)#61 " 1.3 #.###6"38 -.!C#)3" 78...% <<,2" $#" #."./6"/ 3#)0' 7$.0'7*%& )))="/6#"/16!/"6.$.6 6#"/66$3/".#,..6 ;00)9%& &0' C,)'0<7'<779' )#.###." ".1"/3#.."# %**&***

14 航 空 动 力 学 报 第 卷 *,)C9 C'1#.##."6."/.!$.$ /"6"/.' 6 **'& 3"3 )0'7$.0'7&%* 姚卫星 结构疲劳寿命分析 北京 国防工业出版社 %)0< 0 0="/ 3$##3#"3$ $$."3"#9$."31"#%& %& )0C92'<<, 1"#3."#"8 "/#"/)0' 7$.0'7&%&% 9 0<9 2 =);=92 9 =6 3# 36."/#"#;.13 $"/;0;".#"""#=...7./.3 $.&%** ;)2)) ;)0< 00."#". ##$#5".#"3""/ 1.."#"#.9/."/."#6'1/% D;9 ).0999 '."#6. 6"/#$$3 )3#.631.6# 9#".0"7"#1.#%% <)"3$.61"5.1$.6""" "5".3#"6.". ="/%%% <9009 =)'9 )0.".6 "/ $.$."###6#3#"3$$$."3"#.".="/&% &9<)< ))0'<'70"#" "#."""/.!""""$.6""#.".="/&&*& * 王延荣 李宏新 袁善虎 等 确定总应变寿命方程参数的 一种方法 航空动力学报 %&,) -./ /"-;) 011) ""$.3.#"#."" 5".).#$78.% &"1"# 刘香 王延荣 田爱梅 确定总应变寿命方程中指数的一种 方法 航空动力学报 * ; E"/,) -./') )"3") ""$#"#.""5 ".).#$78.* "1"# %)3." 0". #7.$."# 6 #" #"####3."#6#$"$.$# 3# 0)3."0".#% 徐鹏 金属材料应变寿命曲线估算的新方法 2 南京 南京航空航天大学 E;7/) #"3"#."".3#2"/"/;".#"). "#6)#."#"1"# 北京航空材料研究所 航空发动机设计用材料数据手册 北京 国防工业出版社 % 工程材料实用手册 编辑委员会 工程材料实用手册 第 卷变形高温合金 铸造高温合金 版 北京 中国标 准出版社 航空工业部科学技术委员会 应变疲劳分析手册 北 京 科学出版社 %* 施翔晶 ) 铝合金锻件腐蚀环境低周疲劳性能试验研究 2 南昌 南昌大学 * 0',09 )0< 00= "/1".3."#6.#." "/"86 ".36""./)0) '1" 2 *%& & 王英玉 金属材料的多轴疲劳行为与寿命估算 2 南京 南京航空航天大学 *';C9 9)2)=,<09, '1".$."/$.$."#0)9 $.%% %*% )<',)--="/**'&3"3.".="/ % % 陈传尧 疲劳与断裂 武汉 华中科技大学出版社 编辑 陈 越

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