螺旋桨叶片定时截尾疲劳试验评估方法研究.pdf

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1、D设es~nR、研esea究rch、&分Ana析lysisl20163~第’期、螺旋桨叶片定时截尾疲劳试验评估方法研究牛宏伟(中国飞行试验研究院，陕西西安710089)摘要：研究了螺旋桨叶片疲劳试验中定时截尾数据的处理和评估方法。采用线性Goodman修正和Miner损伤累积法则将截尾疲劳寿命转换为疲劳极限样本数据，对该样本建立似然方程，利用似然方程组的极值条件迭代求解疲劳极限的最大似然估计量，并通过Monte—Carlo假设验证了方法的准确性。根据疲劳极限的最大似然估计可以得到更准确的S—N曲线，从而更有效地进行疲劳寿命评估。关键词：螺旋桨叶片疲劳极限截尾数据MonteCarl

2、o检验S—N曲线中图分类号：V216．3文献标识码：A文章编号：1002—6886(2016)05—0031—04TheestimationmethodoffixedtimecensoringfatiguetestforaircraftpropellerbladeNIUHongweiAbstract：Theprocessingandestimationmethodoffixedtimecensoringdatainapropellerfatiguetestwasinvestigated．Thefatiguelimitwasderivedfromfatiguetestresults

3、bylinearGoodmanmodificationandMinerdamageaccumulationrule．ThelikelihoodequationsofthissamplewereestablishedandsolvedusingE—Miterationalgorithm，SOastoobtainthemax—imumlikelihoodestimation．ThealgorithmwasverifiedemployingMonteCarloinspection．Withthemaximumlikelihoodes—timationofthefatiguelimit，

4、amoreaccurateS—NCHIVewasobtainedforlifeassessmentoftheblade．Keywords：aircraftpropellerblade，fatiguelimit，censoreddata，MonteCarloinspection，S—NcuIVe切值，其中1～r称为完全数据，r+1一n为定时截尾0引言数据¨J。截尾数据给疲劳试验结果分析处理带来在金属结构疲劳试验中，经常会受时间和成本了一系列困难J。针对截尾数据的分析处理，众多限制，当总加载时间或循环数达到某一特定值时，即学者提出了最大似然估计法、乘积限估计法、矩估计中止试验。例如从

5、总样本中随机抽取n个试件进行法等修正方法。J。研究表明，其中最大似然估计疲劳试验，当达到事先制定的循环次数Ⅳn就结束法精度最高J。本文针对某螺旋桨叶片疲劳试验试验，这时只有r(r

6、机理及效率研究[D]．南京：南作者简介：杨永刚(1971一)，男，贵州贵阳人，工程师，从事应京信息工程大学，2012．急救灾装备研究。[10]周建钊，黎聪，储伟俊，等．热力一水射流快速融除道路覆冰车的研制[J]．机械设计与制造，2012(8)：113收稿日期：2016—03—09·31-观弋嬲‘摘lModernMachiner算法进行了检验，所得结果用于疲劳强度的准确表设为每级循环次征和S—N曲线的修正。数，根据Miner线性损伤累积理论，n／』)＼，为每级损伤，1疲劳试验结果当总损伤达到1时，结构发本文以某螺旋桨叶片的高周疲劳试验为研究对生破坏，即：象。取6件全尺寸试件进行疲劳

7、试验，采用分级步进加载，平均应力为控制在74±1MPa，应力幅增量控制在±7．84MPa左右。若总循环次数达到1．6×者／oA一1、jI／a_110时，试件还未破坏，则停止试验，应力幅及试件的循环次数见表1。其中Q为总载荷级数。根表1疲劳试验应力幅与循环次数据上述方程组编程迭代求试件编号载荷级数12345678解，在迭代中要不断剔除应力幅n／MPa48-956．562．870．778．386．194．1102·7不构成损伤的载荷级，程A循环次数Nil022222221．71558