多轴疲劳研究_高桦
多轴非比例加载条件下疲劳损伤参量的研究
应力和剪应力，而且可以解释界面上拉应力促进
裂纹萌生，压应力阻碍裂纹萌生的现象．
将有限元计算结果经坐标变换，代人式
（１８）、（１９）可以计算薄壁圆筒试件在５种不同的
循环载荷作用下，各个节点这一损伤参量值随截
面位置的变化关系，图８所示为在三轴非比例循
环载荷下，损伤参量随截面位置的变化关系曲线．
表１为在５种不同的循环载荷作用下，临界面的
截面上促进滑移产生的剩余剪应力为 盯：：，＝盯。＋，， 盯：｝．＝盯，ｔ，＋，
（１５） （１６）
这里考虑了正应力（盯。）的正负． 剩余剪应力做功为
形＝Ｉ盯：ｌ，Ｉ×Ｉ ｇ，ｌ，Ｉ＋Ｉ盯０，Ｉ×Ｉ ８，ｊ，Ｉ．（１７） 由式（１４）～（１７）可得
形＝（Ｉ盯，一：，Ｉ＋盯：，：，×ｎ）×Ｉ Ｆ。，：．Ｉ＋
占材ｃｏｓ ｐｃｏｓ咖＋占性ｓｉｎ ｐｃｏｓ咖，
（６）
ｓ，ｚ＝ｓｉｎ ２咖（一≤？埘ｓｉｎ２９—８ｗｃｏｓ２ｐ＋√％＋占ｗｓｉｎ ２ｐ）／
２一占留ｓｉｎ踟ｏｓ ２（芦＋ｓ性ｃｏｓ踟ｏｓ撕
（７） ２．２损伤参量和临界面位置的确定
临界面法认为材料的疲劳破坏发生于疲劳损
伤累积最大的平面．为正确地找出这一平面，应计 算所有平面上的损伤参量的累积值．对于临界面 法而言，损伤参量的正确定义非常关键．利用通用
（１盯，，，ｌ＋盯：，：，×ｎ）×Ｉ ８，，：，Ｉ．
图３第２种损伤参量随截面位置的变化关系 图４ 第３种损伤参量随截面位置的变化关系
图５第４种损伤参量随截面位置
图２第１种损伤参量随截面位置的变化关系
万方数据
图６第５种损伤参量随截面位置的变化关系
第５期
张莉，等：多轴非比例加载条件下疲劳损伤参量的研究
△Ｐ＝１ ０００ Ｎ的三角波加载，扭矩△Ｍ＝５００ Ｎ·
多轴疲劳寿命模型建立新方法_吴志荣
第 11 期
吴志荣，等： 多轴疲劳寿命模型建立新方法
·81·
因素相关［2］，因此很难提出能够通用的多轴疲劳 寿命模型． 另一方面，现存在的多轴疲劳寿命模型 对试验类型的依赖较大，大多数通过单轴拉伸和 纯扭转疲劳试验确定模型常数，但是往往由于试 验条件的限制或者单纯使用单轴疲劳试验不足以 描述多轴疲劳行为，这样就给多轴疲劳寿命模型 的建立带来困难． 基于这样的问题提出了一种新 的解决多轴疲劳寿命预测思路，构造了一种新的 多轴疲劳损伤参数，对 ZTC4，纯 Ti 和 BT9 3 种材 料的多轴疲劳试验数据进行了预测和对比分析， 取得了令人满意的结果．
第 45 卷 第 11 期 2 0 1 3 年 11 月
哈尔滨工业大学学报 JOUＲNAL OF HAＲBIN INSTITUTE OF TECHNOLOGY
Vol. 45 No. 11 Nov． 2013
多轴疲劳寿命模型建立新方法
吴志荣1 ，李 玲2 ，胡绪腾1 ，宋迎东1，3
（ 1． 南京航空航天大学 能源与动力学院，210016 南京； 2． 海军工程学院 青岛分院，266041 山东 青岛； 3． 机械结构力学及控制国家重点实验室，210016 南京）
宋迎东（ 1969—） ，男，教授，博士生导师． 通信作者： 吴志荣 wuzhirongnuaa@ gmal． com．
荷作用下，应力或应变主轴发生旋转，导致多滑移 系开动，阻碍了材料内部形成稳定的位错结构，从 而产生非比例附加强化现象，导致工程结构的疲 劳寿命降低［1］． 因此，精确合理的多轴疲劳寿命 模型对工程实际应用有着十分重要的意义． 虽然 多轴疲劳理论发展了几十年，各研究学者根据不 同的机制发展了不同的多轴疲劳寿命模型，由于 多轴疲劳问题的复杂性，多轴疲劳载荷下的损伤 是一个很难描述的参量，其不仅与载荷类型和载 荷路径相关，还与构件的材料，构件的使用环境等
基于连续损伤力学的Ti-6Al-4V钛合金高低周复合疲劳损伤研究
摘要航空发动机压气机叶片在实际工作中主要承受两个方向的载荷，一个是叶片在高速旋转时产生的沿叶片展向的低频高应力的低周载荷，另一个是环境中不均匀且不稳定流场造成的垂直于叶片的高频低应力的高周振动载荷。
所以压气机叶片的疲劳实际上是低周载荷叠加高周振动载荷的复合疲劳问题，压气机叶片在高低周复合疲劳载荷的作用下发生疲劳失效。
Ti-6Al-4V钛合金材料由于其具有强度高、密度小、耐蚀性好等特点，一直是压气机叶片主要使用的材料。
因此研究建立Ti-6Al-4V钛合金材料的高低周复合疲劳损伤寿命预测模型，并利用该模型进行压气机叶片的高低周复合疲劳损伤寿命预测具有重要的研究意义。
本文首先在连续损伤力学理论和不可逆热力学的基础上，推导建立了低周疲劳损伤模型、高周疲劳损伤模型和考虑高低周疲劳交互作用的高低周复合疲劳损伤模型。
选择确定了非线性各向同性硬化模型和Chaboche非线性随动硬化模型组成的混合硬化模型来描述Ti-6Al-4V钛合金材料的弹塑性循环行为。
高低周复合疲劳损伤模型与混合硬化模型一起构成了Ti-6Al-4V钛合金材料的高低周复合疲劳损伤寿命有限元预测模型。
其次，开展了Ti-6Al-4V钛合金材料的单轴拉伸、低周疲劳和高周疲劳试验。
根据试验结果和数据，拟合获得了Ti-6Al-4V钛合金材料的高低周复合疲劳损伤寿命有限元预测模型的模型参数，从而得到了完整的预测模型。
将高低周复合疲劳损伤模型编写为USDFLD子程序耦合到ABAQUS有限分析软件中，分别对低周疲劳损伤模型和高周疲劳损伤模型进行了验证分析，与试验结果对比发现，低周疲劳损伤模型平均预测误差为3.878%，高周疲劳损伤模型平均预测误差为7.55%，模型预测结果与试验结果吻合良好。
通过逆向建模的方法构建了压气机叶片的三维实体模型，并模拟了在最大转速为1440rpm、垂直于叶面的高周疲劳载荷幅值为0.5MPa的载荷条件下，不同高低周疲劳载荷循环比时的高低周疲劳损伤演化过程。
多轴疲劳理论在航空发动机零部件寿命预测中的应用_王相平
2 沈阳航空工业学院学报 第 21 卷
者拉伸平面开始的 ,并与材料 、应力状态 、工作环
境及应变幅值等有关 ,因此 Findely[5 ]提出临界面
(Critical plane) 的概念 ,Brown 和 Miller[6 ] 、Wang
寿命预测模型
寿命预测结果 (循环次数)
弹塑性有限元
单轴 Neuber 方法 单轴 Glinka 方法 多轴 Neuber 方法 多轴 Glinka 方法
计算局部应力应变 计算局部应力应变 计算局部应力应变 计算局部应力应变 计算局部应力应变
单轴 Manson～Conffin 模型
2843
960
Wang～Brown 模型
近些年由于疲劳试验技术的提高 ,多轴 (或双轴) 疲劳研究取得较快的进展 ,并逐步应用到工程实
际当中 。在对航空发动机主要零部件工作中的应力状态进行分析的基础上 ,应用局部应力应变
的近似计算方法及多轴疲劳寿命预测模型对航空发动机轮盘进行寿命预测 ,并与单轴结果进行
了比较 。
关键词 :多轴疲劳 ;发动机零部件 ;寿命
盘和涡轮盘寿命考核部位的多轴应力参量和应力
偏量比的分析结果[4 ] 表明 , 压气机叶片及轮盘的
寿命考核部位在工作中处于多轴应力状态和比例
加载过程 ; 涡轮工作叶片和涡轮盘在工作中处于
多轴应力状态和非比例加载过程 。
2 多轴应力状态下的疲劳寿命预测 模型
多轴疲劳理论一般可分为三种类型 : 基于等 效应力应变 、基于临界面及基于能量等 。观察表 明 ,疲劳裂纹萌生及扩展多数情况下沿着剪切或
题 ,即有 :
MF = 2TF - 1
(4)
分析公式 (1) ～ (4) 可见 ,当 TF = 1. 0 或 MF
40Cr钢超高周疲劳性能及疲劳断口分析
( 4)
水淬 ,560 ℃ 回火调质处理 , 热处理后的机械性能为 σ b = 915 MPa , σ s = 805 MPa 。 本文用超声振动频率为 20 kHz , 试样材料 40Cr - 3 [4 ] 钢的 Ed = 211 GPa , ρ = 7 820 kg・ m , 试样几何 尺寸取 R1 = 115 mm , R2 = 5 mm , L 1 = 1411 mm , 谐 振长度 L 2 = 1614 mm 。为了试样中部喇叭形便于机 械加工 , 用圆弧代替式 ( 3 ) 所定义的曲线 , 由此 引起的几何及应力值误差忽略不计 。圆弧半径 R0 计算如下 :
40Cr 钢超声疲劳 ( f = 20 kHz , R = - 1 ) 载荷 5 10 下 10 周次～10 周次范围内的疲劳寿命 ( S2N) 曲
图 4 为 σ= ± 500 MPa , N = 9192 × 10 试样在扫 描电镜下低倍宏观断口形貌 , 断口分为疲劳源区 、 疲劳裂纹扩展区和瞬时断裂区 。
( 10)
c =
( x) ω S′ ,K = , S ( x) c
Ed
超声疲劳研究的疲劳寿命范围在 10 周次以上 ,
( 2)
4
ω π ρ , = 2 f
其应力幅值远低于材料的屈服强度 , 因此认为试验 应力与应变满足线性关系 。由式 ( 7) 可获得试样 内沿轴向横截面的应力及应变分布 : ( ) ε( x ) = d U x dx σ( x ) = Edε( x ) 在 x = 0 处 , 应力 ( 应变) 最大 : φ σ max = A 0 Edβ
收稿日期 : 2002212209
断裂力学法研究多轴疲劳裂纹扩展的速度
在 １６ ９３年 ， 国 人 Ｐ ． 理 斯 认 为 扩 展 速 率 受控 美 ．帕 Ｃ
于裂纹尖端的应力强度因子幅度 △ ，他在众多试验规
律 的基 础上 ， 括 出 了在 单轴 作 用 下 的疲 劳 裂 纹扩 展 速 概 度 所 具 有 的幂 指数 半经验 定律
＝
ｃａ３ （ ｈ
式 中 ： 与 ｍ 均 为与 材 料 有 关 的常 数 ，对于 钢 铁 类 ｃ
第２ １卷 第 ６期
２０ ０ ８年 １ ２月
四川 理 工学 院 学报 （ 自然科 学版 ）
Ｊ ＯＵＲＮＡＬ ＯＦ Ｓ ＣＨＵＡＮ ＵＮＩ Ｉ ＶＥＲＳ Ｔ Ｉ Ｙ ＯＦ
Ｖ０ ． ． １ ２１ Ｎｏ ６
Ｓ ＩＮＣ ＆ Ｅ Ｉ Ｅ Ｒ Ｎ ＮＡ ＵＲ Ｌ Ｓ Ｉ Ｎ Ｅ Ｅ Ｉ Ｉ Ｎ） ＣＥ Ｅ ＮＧ Ｎ Ｅ Ｉ Ｇ（ Ｔ Ａ Ｃ Ｅ Ｃ Ｄ Ｔ Ｏ
Ｄｅ ． ０ ８ ｃ２ ０
文童 编 号 ： ６ ３ １ ４ ２ ０ ０ — ０ ９ ０ １ ７ — ５ ９（ ０ ８） ６ ０ ２ — ４
断裂 力学法研 究多轴 疲 劳裂 纹 扩展 的速 度
于 强
（ 四川 理工 学 院 物理 系 ， 川 自贡 ６ ３０ ） 四 Ｉ ４ ０ ０
摘
要 ：若对裂尖附近的单 轴应 力场应 用叠加原理 ， 则可合成多轴裂尖应 力场分布 ； 由裂 尖处材料微元体在
材料 ｍ 的取 值 常 在 ２ ４之 间 。 —
在 裂尖 附近 的 区域 内， 单 轴 独 立 作用 下 的应 力 场 各 矢 量 和 应等 于这 些 单 轴 同 时作 用 （ 多轴 ） 的 应 力 场 即 下
矢量。
其 中 ： 力 强度 因子 幅度 应
Ａ ＝一 ｋ ＝Ｖ￣ ＠ ） ｋｋ － ｙ ｒ一 ２
Dang Van准则和大多数传统疲劳准则的关系
Dang Van 准则和大多数传统疲劳准则的关系
G Peridas, A M Korsunsky and D A Hills Department of Engineering Science, University of Oxford, UK
1 原文为 localization，意为定位、地方化。相关中文资料近似描述是晶粒对外载荷的弹性 调整。 2 相关中文资料中对这段有更准确地表述：Dang Van 认为疲劳裂纹的萌生是由于材料内部 临界体积内特征滑移带上晶粒所经历的塑性形变所引起。
2
2 Goodman 方法和 Dang Van 准则的异同
S 2 S3
（6）
因而残余应力 9 可表示为：
A 1 R A1 1 R A1 1 R dev( ) 1 , , 3 1 R 6 1 R 6 1 R
微观应力偏张量 10 就可以表示为： A s1 1 sin( wt ) 3 A s2 s3 1 sin( wt ) 6 由此最大切应力和静水应力就可以表示为：
t A1 1 R sin( wt ) 6 1 R
(7)
（8）
（9）
11
t
max (t )
Tresca( s) A1 sin( wt ) 2 4
（10）
6 7 8 9
此处缺专业用语。
t 1 2 3 ¤3 。
Si i t 。
航空发动机叶片多轴疲劳试验研究进展
航空发动机叶片多轴疲劳试验研究进展马楠楠;陶春虎;何玉怀;刘新灵【摘要】Based on the failure analysis of blades in recent years, the common failure mode gas turbine blades and compressor blades is caused by fatigue. The blades are required to resist high mechanical load, imposed by the high rotational speed which applies a large centrifugal load and by vibration stress of blades under rotating state. The research progress of biaxial fatigue load test methods in both domestic and overseas academic circles is reviewed, including their merits and demerits. In addition, the representative international research on multiaxial fatigue test methods of blades which can simulate the effects of centrifugal load and blade vibration are emphasized. Finally, the successful experiences of foreign countries in multiaxial fatigue test methods of blades should be learned and the Chinese multiaxial fatigue test system of blades should be formed as soon as possible.%近几年航空发动机叶片失效分析的统计表明,叶片失效多由离心力叠加异常振动的多轴疲劳载荷引起.总结现有单一载荷加载、双轴载荷加载等多轴疲劳试验方法的优缺点,并分析其在评价航空发动机叶片多轴疲劳时存在的问题.重点介绍目前国际上最新研制的可有效模拟发动机叶片受力状态的拉伸-弯曲振动多轴疲劳试验方法.建议尽快建立适合我国航空发动机叶片的多轴疲劳试验系统.【期刊名称】《航空材料学报》【年(卷),期】2012(032)006【总页数】6页(P44-49)【关键词】叶片;失效分析;多轴疲劳;试验方法【作者】马楠楠;陶春虎;何玉怀;刘新灵【作者单位】北京航空材料研究院中国航空工业集团公司失效分析中心,北京100095;北京航空材料研究院中国航空工业集团公司失效分析中心,北京100095;北京航空材料研究院中国航空工业集团公司失效分析中心,北京100095;北京航空材料研究院中国航空工业集团公司失效分析中心,北京100095【正文语种】中文【中图分类】V211.71航空发动机叶片服役过程环境严苛，一旦断裂失效后果严重。
多轴缠绕技术对复合材料疲劳性能的影响研究
多轴缠绕技术对复合材料疲劳性能的影响研究多轴缠绕技术是一种用于制备复合材料的关键技术，它能够显著提高复合材料的力学性能和疲劳性能。
本文将从不同角度探讨多轴缠绕技术对复合材料疲劳性能的影响，并对其研究进行综合分析和评述。
首先，多轴缠绕技术可以增加复合材料的拉伸强度和弯曲强度。
多轴缠绕技术通过将纤维沿着多个轴向进行缠绕，可以使复合材料在多个方向上同时承受载荷，从而提高了材料的强度和刚度。
研究表明，与传统的双向缠绕技术相比，多轴缠绕技术制备的复合材料在拉伸和弯曲强度方面具有明显的优势。
这主要是由于多轴缠绕技术可以使纤维在材料中的分布更加均匀，有效地提高了材料的受载能力。
其次，多轴缠绕技术可以增加复合材料的疲劳寿命。
由于多轴缠绕技术能够使纤维在材料中的分布更加均匀，从而减少了纤维之间的失配和应力集中现象。
这种均匀分布的纤维可以均匀吸收应力并分散在整个材料中，降低了疲劳裂纹的形成和扩展的可能性。
实验结果显示，多轴缠绕技术制备的复合材料在疲劳寿命方面表现出较好的性能，具有更高的疲劳强度和延展性，能够更好地抵抗疲劳损伤。
然而，多轴缠绕技术也存在一些问题和挑战。
首先是工艺复杂性和成本高昂。
相比于传统的双向缠绕技术，多轴缠绕技术需要更加复杂的设备和工艺，如多轴缠绕机和特殊的纤维供给系统。
这增加了制备成本和工艺控制的难度。
此外，多轴缠绕技术在实际应用中也面临一些限制，如成型部件的几何形状和尺寸限制、工艺参数的优化等。
因此，为了克服以上问题，需要进一步深入研究多轴缠绕技术在复合材料制备中的优化和改进。
首先，可以通过优化纤维的分布和纤维束的排布方式来改善材料的疲劳性能。
其次，可以探究不同的纤维材料和树脂基体的组合，以进一步提高复合材料的综合性能和疲劳寿命。
此外，还可以采用新型的多轴缠绕技术，如全方位多轴缠绕技术和变角度多轴缠绕技术，以期进一步提高复合材料的力学性能和疲劳寿命。
综上所述，多轴缠绕技术是制备复合材料的重要技术手段，它可以显著提高复合材料的力学性能和疲劳性能。
基于临界面理论的多轴疲劳寿命预估方法研究
基于临界面理论的多轴疲劳寿命预估方法研究基于临界面理论的多轴疲劳寿命预估方法研究摘要：多轴疲劳是工程结构设计和评估中的一个重要问题。
本文基于临界面理论，研究了多轴疲劳寿命的预估方法。
在文中，首先介绍了临界面理论的基本原理和发展背景。
接着，介绍了多轴载荷下的疲劳寿命预估方法，并详细阐述了其中的关键步骤。
最后，通过对一些实例的分析和比较，验证了所提出方法的准确性和可行性。
1. 引言多轴疲劳是指结构在同时受到不同方向的载荷作用下，导致的疲劳破坏。
由于多轴疲劳的复杂性，预估其寿命是一项具有挑战性的任务。
目前，临界面理论被广泛应用于多轴疲劳的研究中。
2. 临界面理论的原理和应用临界面理论是一种基于材料微观损伤积累的模型。
该理论认为，当材料内的微观损伤达到一定的临界值时，就会出现疲劳破坏。
临界面理论已经被证明在单轴载荷下的疲劳预估中具有较高的准确性和可靠性。
近年来，研究者们开始将临界面理论应用于多轴疲劳的预估中，并取得了一定的进展。
3. 多轴载荷下的疲劳寿命预估方法在多轴载荷下的疲劳寿命预估方法中，首先需要确定材料的疲劳参数，如疲劳强度、疲劳裕度系数等。
接下来，需要建立载荷历程的统计模型，以描述不同方向载荷的相互关系。
然后，通过临界面理论，结合载荷历程的统计模型，预估结构在多轴载荷下的疲劳寿命。
最后，可以通过实际试验验证预估结果的准确性。
4. 案例分析和结果验证为了验证所提出方法的准确性和可行性，本文选取了某航空发动机叶片作为实例进行分析。
通过对不同方向载荷的模拟和疲劳寿命的预估，得到了该航空发动机叶片在不同方向载荷下的疲劳寿命曲线。
对比实际试验结果，发现预估结果与试验结果具有较高的一致性。
5. 结论基于临界面理论的多轴疲劳寿命预估方法在实际工程应用中具有较高的准确性和可靠性。
通过建立载荷历程的统计模型，并结合临界面理论，可以预估结构在多轴载荷下的疲劳寿命。
然而，需要注意的是，在实际应用中，还需要考虑一些其他因素的影响，如材料的非线性行为、载荷频谱的改变等。
压气机叶片高低周复合疲劳的裂纹扩展研究
压气机叶片高低周复合疲劳的裂纹扩展研究
高低周复合疲劳对飞机压气机叶片的破坏影响已经成为一个重大的研究课题。
飞机压气机的叶片要承受高低周复杂的疲劳应力，形成复合疲劳裂纹，然后如何裂纹扩展就成了学者和技术人员研究的一个关注点。
随着总体力学理论和实验技术的发展，自该问题受到越来越多的关注，相关理论研究和对实际影响的研究不断深入，受到各国企业和技术人员的重视。
在当前大型飞机压气机叶片的设计中，做为叶片最重要的结构，叶片部分要承受低和高周疲劳应力的复合作用，形成考虑到叶片的整体性的复合疲劳裂纹，称作“C-R”型裂纹或“树枝”形裂纹。
然而，此类复合疲劳裂纹的扩展行为、弹性模型和疲劳模型的精确性，仍没有得到合理解释。
针对复合疲劳裂纹扩展行为的研究，针对绝热和加热体材料，以及不同温度下叶片上复合疲劳裂纹扩展特性研究，通过拉伸-法向静定疲劳实验，做出大量系统实验，研究复合疲劳裂纹的扩展行为及机理，开展了全面的实验研究。
回答的结案是：
研究者通过拉伸-法向静定疲劳实验和大量实验研究，对不同材质和温度下飞机压气机叶片复合疲劳裂纹扩展行为和机理进行了系统研究，取得了较好的成果。
实验和研究表明，复合疲劳裂纹的扩展主要取决于材料的弹性模量、蠕变行为、温度因素和疲劳载荷协同作用。
基于这些研究，工程师可以更好地了解高低周复合疲劳对叶片的破坏，更好地控制叶片的结构设计，并实现更高的运行安全性和使用寿命。
高周疲劳失效分析
发动机叶片高周疲劳失效分析090605 鲍海滨摘要：为了降低航空发动机叶片的高循环疲劳失效。
分析了导致高循环疲劳失效的原因、失效准则，以及一种研究材料多轴高周疲劳的新途径。
关键词：航空发动机叶片高循环疲劳失效1 引言航空发动机结构完整性和可靠性设计，对满足现代高性能航空发动机高推重比(高功质比)、高适用性、高可靠性、耐久性和低成本的要求起着至关重要的作用。
采用先进的气动设计和先进结构、新材料、新工艺是现代高性能航空发动机最重要的特征，而无论是先进的气动设计，还是先进的结构、材料和工艺，都必须建立在结构完整性和可靠性的基础上。
航空发动机结构完整性和可靠性方面的不足严重地制约着在研发动机的研制目标和周期。
在中国航空发动机研制过程中，科研人员最深刻的体会是，相对而言实现发动机性能指标的周期要短一些，也有一些有效的办法，而大量的结构完整性和可靠性问题特别是叶片断裂故障却显著地影响着发动机的质量和设计定型的周期。
导致叶片断裂失效的原因是多方面的[1，2]，根据不同的参考标准和参量，疲劳断裂二级失效模式如图1所示[3]据统计，在燃气涡轮发动机中，由高循环疲劳引发的事故约占总事故的25%。
因此，最大限度地降低航空发动机叶片高循环疲劳失效是最现实、亟待解决的任务。
根据频率根据应力大小根据温度穿晶型疲劳断裂沿晶型疲劳断裂剪切型疲劳断裂正断型疲劳断裂晶格型非晶格型机械疲劳断裂热疲劳断裂拉—压疲劳断裂弯曲疲劳断裂扭转疲劳断裂接触疲劳断裂低温疲劳断裂高温疲劳断裂机械疲劳断裂腐蚀疲劳断裂应力疲劳断裂应变疲劳断裂高周疲劳断裂低周疲劳断裂高频疲劳断裂低频疲劳断裂室温疲劳断裂图1 疲劳二级失效模式分类2 高周疲劳失效的影响因素2.1名义应力的影响很早的时候就确认名义应力会引起失效。
125年前Wohler[4]发现随着名义拉应力的增加引起失效的交变应力幅将随之减少。
后来Gerber[5]提出抛物线关系理论，即应力幅与名义应力间存在着抛物线关系，相应于零幅值交变应力的名义应力极限等于材料的拉伸极限。
钻井工具多轴高周疲劳寿命预测模型优选
钻井工具多轴高周疲劳寿命预测模型优选Narayanan Govindarajan【摘要】针对钻井工具多轴高周疲劳问题,进行了疲劳寿命预测模型优选.结合多轴疲劳理论,分析了非比例加载条件下的多轴应力状态及多轴疲劳情况下材料开裂行为,总结了多轴疲劳模型,并推荐Dang Van模型用于判断钻井工具在特定应力下是否会发生疲劳失效.介绍了Dang Van模型的基本准则、推导原理、适用范围及疲劳极限计算公式.基于钻井现场实际应用的稳定器转向定子驱动轴实际故障验证了Dang Van多轴疲劳模型,并将其与原始平均应力模型进行了对比,结果表明,原始平均应力模型计算结果偏于保守,Dang Van模型更适用于钻井工具多轴高周疲劳寿命预测.【期刊名称】《石油勘探与开发》【年(卷),期】2015(042)006【总页数】4页(P808-811)【关键词】钻井工具;非比例载荷;多轴高周疲劳;疲劳寿命;预测模型【作者】Narayanan Govindarajan【作者单位】Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG【正文语种】中文【中图分类】TE24;TG111.8由于弯曲载荷和扭曲载荷循环交替作用在钻井工具上，钻井工具经常发生多轴疲劳失效。
当弯曲载荷和扭曲载荷以不同的频率施加到钻井工具上时，常规的平均应力疲劳模型已不再适用于钻井工具结构评估，而需要合适的多轴疲劳模型。
钻井作业时，钻井工具处于复杂应力状态下，3个主应力的方向在加载周期内持续变化，即呈非比例加载形式，钻井工具承受多轴疲劳载荷。
利用常规平均应力疲劳模型来预测钻井工具结构疲劳寿命非常保守[1-3]，因为该模型未考虑突变失效对钻井工具结构的影响，因此，有必要基于多轴疲劳准则来评估钻井工具结构。
多轴疲劳问题一般通过等效应力-应力的方法解决，对于给定的多轴条件，计算出等效应力，然后通过外推或内插方法代入单轴疲劳寿命公式可得出多轴疲劳寿命。
基于疲劳寿命的多体结构优化方法研究
基于疲劳寿命的多体结构优化方法研究归晓烨【摘要】针对某型运输机前起落架,通过运用MSC工程软件,建立了一套基于疲劳寿命的多体结构优化方法.该方法首先通过多体动力学仿真,获得前起落架的工作载荷历程.然后应用有限元和疲劳分析进行联合求解,预测前起落架的疲劳寿命.而后根据预测结果,找出部件结构的最薄弱环节,并应用结构优化方法对结构细节进行优化处理,使结构薄弱环节的疲劳寿命提高,从而达到延长整个多体结构疲劳寿命的目的.%A new optimization method based on the fatigue life of multi-body structure is created with MSC engineering software. Taking the nose landing gear of some aero transports as an example, the loading history of the nose landing gear is firstly gained by the multi-body dynamics simulation, and then the fatigue life is predicted through the finite element method and fatigue analysis. In accordance with the forecasting results, the weakest parts of the components are identified, and then are optimized based on the fatigue life to lengthen the fatigue life of structural weaknesses thus to the fatigue lives of the whole structures.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2012(012)033【总页数】6页(P8956-8960,8966)【关键词】疲劳寿命;有限元分析;多体动力学仿真;结构优化;起落架【作者】归晓烨【作者单位】中国商飞上海飞机设计研究院,上海200232【正文语种】中文【中图分类】V215.51工程应用中，结构设计不但要考虑结构强度还要充分考虑结构的疲劳寿命，使结构的疲劳寿命满足设计要求，但还有些不足，要在此基础上进行优化，满足强度，疲劳寿命，重量和经济性的综合要求，这已发展成为必然趋势［1，2］。
多轴疲劳近年发展综述
多轴疲劳研究进展综述摘要：由于疲劳研究的重要性和多轴疲劳问题存在的普遍性，多轴疲劳理论及其应用的研究逐渐受到了广泛的重视。
本文简要综述了近年来国内外关于多轴疲劳损伤准则的最新研究进展，并结合自身的学科背景与研究方向对几类主要模型进行点评。
关键词：多轴疲劳临界面法疲劳损伤引言疲劳指材料在循环载荷作用下，某点或某些点产生了逐渐的永久结构变化，导致在一定的循环次数后形成裂纹或发生断裂的过程。
疲劳理论发展至今，人们已经对单轴疲劳进行了全面、深入的研究，得到了一些比较成熟的理论和模型，例如名义应力法、局部应力应变法、场强法等。
但是在工程实际中，零部件大部分承受的是多轴载荷，一方面零部件本身形状复杂，即使在单轴受力下局部仍会出现多轴应力状态；另一方面，零部件本身就承受多轴组合载荷，这些载荷同步或不同步作用在构件上。
多轴疲劳的研究比单轴疲劳更加接近工程实际，故受到了工程设计和研究人员的广泛关注，相应地提出了一些预测多轴疲劳寿命的方法，例如等效应变法、能量法、临界平面法等，但是迄今为止还没有找到一种能够被广泛接受的方法，大量地试验研究有待开展下去。
本文试图将近几年的研究成果作一个总结，希望能对今后的研究工作有所帮助。
现有的为数不多的多轴非比例加载下的疲劳寿命预测模型，大多数是从单轴疲劳寿命预测模型发展而来的，并且都是在一些特定的试验条件和有限数据基础上得到的，目前普遍接受且具有研究前景的方法归纳起来大致分为两类：等效参数型和损伤力学型。
1 等效参数模型在单轴疲劳研究的基础上，Kanazawa、Brown和Miller[ 1，2] 对多轴低周疲劳进行了大量的研究，研究表明，在固定应变幅的情况下，具有明显非比例加载的低周疲劳寿命低于比例加载的寿命，因此按照常规的疲劳寿命预测方法， 将给出比较危险的预测值。
对于多轴低周疲劳的寿命预测，等效参数模型主要包括等效应变法、能量法、临界面法、局部应力应变法等，其中临界面法考虑到引起损伤的危险面，具有一定的物理意义，所以是目前应用比较普遍的一种寿命预测方法。
基于JAVA的多轴疲劳寿命可视化平台开发
基于JAVA的多轴疲劳寿命可视化平台开发崔玉;蒋玮【摘要】多轴疲劳问题是实际机械工程中一种常见的问题,对机械零件的实际使用情况是极为重要的.针对多轴疲劳问题试验的成本高与现有分析软件操作复杂等特点,为减少分析成本并满足企业需求,通过雨流计数法及累积损伤理论,研究了多轴疲劳数据在Eclipse的开发环境下的数据可视化.结果表明:利用Java语言建立多轴疲劳分析模型可以实现应力应变分析结果文件的上传、数据库连接、数据筛选及处理功能.基于Java3D的数据可视化技术,最终直观的表达出试件寿命分析云图.通过机车车轮分析实例验证了多轴疲劳计算模型的可靠性及合理性,降低了工作人员的劳动强度与专业技术要求.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2018(018)021【总页数】7页(P212-218)【关键词】多轴疲劳;数据可视化;寿命云图;循环计数【作者】崔玉;蒋玮【作者单位】大连理工大学机械工程学院,大连116024;大连理工大学机械工程学院,大连116024【正文语种】中文【中图分类】TH133.2多轴疲劳是机械工程零件的一种常见的疲劳损伤问题，目前交通运输领域以及大型核电站、发电厂等的重要零部件都是承载着多向应力或应变的作用[1]。
由于工程零件的几何结构本身的复杂性以及各载荷之间又分为等比例加载和非比例加载，在非比例加载条件下，由于应变分量产生的相位差，致使在载荷加载过程中应变主轴的改变，导致工程实际问题中零件的使用寿命大幅降低，传统的单轴疲劳理论已经不能满足以上情况中的寿命预测。
因此，多轴疲劳寿命预测的精准性至关重要[2]。
虽然从1982年起对多轴疲劳研究已经提上国际研究的重要项目，各研究者也同时提出了各种不同的多轴疲劳的研究机制，如1965年Morrow提出损伤是不可逆转的、累积的能量法[3]；1973年Brown和Mille改变传统单一应变参数来描述疲劳的过程[4]。
近些年来，电液伺服多轴疲劳试验机虽然以试验化的研究方式对其进行研究，但由于多轴疲劳试验的繁复和高成本的特点，许多多轴疲劳研究还处于理论或仿真阶段[5]。
材料的疲劳损伤与断裂(优质资料)
σ-ε
S-e
σ ε
单调σ-ε曲线
单调拉伸和单调压缩曲线关于原点O对称；在 屈服极限A点以内是直线。
优质医学
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材料的疲劳性能 Bauschinger effect
在一定量的正向拉伸或压缩塑性变形之后进行反方向加 载，材料的屈服强度会低优质于医学连续正向变形的屈服强度。30
材料的疲劳性能
t
疲劳载荷的类型
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疲劳的基本概念
恒幅循环参数
平均应力
Sm=(Smax+Smin)/2 (1) 应力幅
Sa=(Smax-Smin)/2 (2) 应力范围
S=Smax-Smin
(3)
应力比 R=Smin/Smax
设计：用Smax，Smin ，直观； 试验：用Sm，Sa ，便于加载； 分析：用Sa，R，突出主要优质控医学制参量, 便于分类讨论。 24
1. 传统疲劳研究领域进一步拓展：蠕变疲劳， 热机械疲劳，微动疲劳，多轴疲劳…….
2. 随着分析手段的提高，新材料和传统材料 疲劳破坏的微观机制得到进一步发展。
3. 疲劳模拟技术的发展成为研究疲劳的重要 方法，使人们对疲劳的认识进一步深入。
4. 超高周疲劳的研究逐渐成为研究的热点。 低周疲劳 高周疲劳 超高周疲劳
疲劳极限Sf：某一应力比条件下，对应循环次数下不发生断裂的应力。
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疲劳强度的影响因素
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疲劳强度的影响因素
有利 有害！
拉伸平均应力降低疲劳强度，压缩平均应力提高疲劳强度。
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疲劳强度的影响因素
平均应力 m（横坐标）与应力幅 a（纵坐标）之间的关系曲线（由