飛行剖面分析指南摘要本備忘錄詳細(xì)敘述了將飛行剖面轉(zhuǎn)換成零-最大循環(huán)的方法，根據(jù)這種方法就能將試驗(yàn)器上的旋轉(zhuǎn)循環(huán)轉(zhuǎn)換成使用參考循環(huán)表示的最差疲勞試件的安全循環(huán)疲勞壽命。1.問題的描述要討論的問題是如何以簡(jiǎn)單的組合來求得一次特定飛行下，在發(fā)動(dòng)機(jī)的額任一部件中引起的疲勞損傷程度，以便計(jì)算關(guān)鍵部位低頻循環(huán)疲勞壽命。例如：一軍用飛機(jī)，其任務(wù)是在一定高度上進(jìn)行高速機(jī)動(dòng)飛行和低空地面攻擊轉(zhuǎn)速和壓氣機(jī)的出口壓力隨高度的變化如下圖所示：在飛行中，發(fā)動(dòng)機(jī)部件的應(yīng)力和溫度隨有關(guān)的性能參數(shù)而變化。例如盤的應(yīng)力將隨轉(zhuǎn)速和溫度梯度而變化，而機(jī)匣應(yīng)力隨壓力和推力而變化。為了進(jìn)行分析，需要知道在整個(gè)典型的飛行過程中所研究的特定截面上的應(yīng)力和溫度的變化。通過應(yīng)力分析，如有可能再應(yīng)用試驗(yàn)器試驗(yàn)來證實(shí)，通常可以給出那些是危險(xiǎn)截面。最理想實(shí)在多次飛行中，采用應(yīng)變片和溫度記錄儀的方法來求得在典型飛行中的應(yīng)力剖面。

實(shí)際上在發(fā)動(dòng)機(jī)飛行時(shí)很少使用應(yīng)變片。但是如果知道有關(guān)性能參數(shù)的話，就能夠計(jì)算出應(yīng)力和材料的溫度。在飛行中最好再記錄這些數(shù)據(jù)。假如沒有實(shí)測(cè)的應(yīng)力和性能參數(shù)可利用例如要分析一臺(tái)研制中的發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，性能部門可以計(jì)算出在給定高度，馬赫數(shù)和推力時(shí)要求的主軸轉(zhuǎn)速，溫度和壓力。2.飛行換算比飛行換算比是用簡(jiǎn)單的參考應(yīng)力循環(huán)數(shù)來確定，并要求該循環(huán)數(shù)產(chǎn)生和飛行相同的疲勞損傷程度。例如，一次典型的飛行可以和三次參考循環(huán)產(chǎn)生相同的損傷。注意：一個(gè)給定的飛行換算比的值并不是單一的，它取決于所選擇的發(fā)動(dòng)機(jī)部件。這一點(diǎn)很多簡(jiǎn)單，因?yàn)楦鱾€(gè)部件的應(yīng)力水平與不同的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)有關(guān)。通常選擇最危險(xiǎn)的疲勞部件（即以參考循環(huán)表示的疲勞壽命最短的部件），并且就引用該部件的換算比。

指定的參考循環(huán)通常基本的參考循環(huán)按發(fā)動(dòng)機(jī)選定的“疲勞條件”來確定。這種零-最大-零的循環(huán)必須滿足下列要求：（a）在發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命期間內(nèi)有規(guī)則地出現(xiàn)。（b）有關(guān)的應(yīng)力和溫度的應(yīng)力儲(chǔ)備系數(shù)必須與預(yù)計(jì)的最差值同一個(gè)量級(jí)。換算比計(jì)算的流程圖飛行剖面表示gH.川起等與時(shí)間的關(guān)系（皿第丘段）溫度TO時(shí)的應(yīng)力一'A 的/-V 將應(yīng)力剖面分解成如圖所示\ 的單個(gè)循環(huán)，見第&段分解的f\方法1\1 2 34 ????應(yīng)力在溫度TO時(shí)應(yīng)力在溫度TO時(shí)求得材料在溫度TO時(shí)的曲線□（見第9段）已知部件所要求的壽命（梭參若循環(huán)表示）將該值畫在材料的S-N曲線，圖上E點(diǎn).的位苴，再將飛行中部件的應(yīng)力水平全部乘段幣值4ZB.（見第1液）應(yīng)力（:溫度TO時(shí)）單個(gè)循環(huán)應(yīng)力（:溫度TO時(shí)）單個(gè)循環(huán)對(duì)飛行剖面的各個(gè)循環(huán)使用古廳（goodman）圖換算成相當(dāng)?shù)牧阋蛔钔柩h(huán)（:見第11段）壽命壽命n使用通過宮點(diǎn)的S-N曲線求得部芳的壽命（用零-最大循環(huán)表示）°（見第12段）1 2 3 斗■…單個(gè)循環(huán)N/n根據(jù)宦義每牛循環(huán)的換算比為N/mN是要求的壽命，飛機(jī)換算比是壬（N/n）,它實(shí)際上是邁因納（ninersLaw）o〔見第12段）根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的基本參數(shù)確定飛行剖面初步可以按高度，馬赫數(shù)和天氣確定飛行剖面，或者根據(jù)N,N,T,T和高度的飛HL16行記錄來確定，也可以根據(jù)應(yīng)力和溫度記錄來確定。確定部件中的應(yīng)力水平和材料的溫度用于應(yīng)力計(jì)算和材料溫度的方法根據(jù)所用資料的詳細(xì)程度而不同。熱應(yīng)力和溫度數(shù)據(jù)可能最難得到。例如對(duì)于旋轉(zhuǎn)輪盤：應(yīng)力=kl（T輪緣-T內(nèi)孑L）+K2（轉(zhuǎn)速）人2材料溫度=尺3（T內(nèi)孔）+K4（T輪緣）其中Kl,K2,K3和K4是常數(shù)。考慮極限拉伸強(qiáng)度隨溫度的變化假設(shè)在飛行的各點(diǎn)上（在材料溫度T時(shí)）的應(yīng)力水平所引起的疲勞損傷取決于：應(yīng)力在溫度T時(shí)極限拉伸強(qiáng)度應(yīng)力在溫度T時(shí)極限拉伸強(qiáng)度因此只要將所有的應(yīng)力水平乘以在溫度T』寸極限拉伸強(qiáng)度在溫度T時(shí)極限拉伸強(qiáng)度就可以認(rèn)為整個(gè)應(yīng)力剖面是在溫度T0時(shí)產(chǎn)生的。現(xiàn)在我們就可以得到用應(yīng)力與時(shí)間表示的飛行剖面，在該飛行剖面中，假定所選定的部件溫度均為TO,并且產(chǎn)生的疲勞損傷將不變。模擬的飛行剖面8.1.忽略時(shí)間的標(biāo)度為了模擬飛行剖面,首先假定在兩峰值之間的應(yīng)力變化的過程和時(shí)間可以不考慮,即忽其次假設(shè)應(yīng)力循環(huán)的飛行順序不必考慮,即飛行剖面可以分成彼此間單獨(dú)作用的單個(gè)循環(huán)。可以證明：選擇最大的應(yīng)力循環(huán)即能取得最真實(shí)的模擬。例如現(xiàn)在我們就得到模擬的飛行剖面，該剖面中包含有幾個(gè)單個(gè)循環(huán)（順序任意），每個(gè)單循環(huán)的形式為：

求疲勞曲線9．1用試驗(yàn)器的實(shí)驗(yàn)結(jié)果來分析研制的發(fā)動(dòng)機(jī)9.1．1鈦合金和鎳基合金的盤S-N曲線（即零-最大應(yīng)力隨破壞循環(huán)數(shù)而變化的曲線）的確定如下（i）在103循環(huán)時(shí)應(yīng)力等于0.95U.T.S。（ii）在對(duì)數(shù)坐標(biāo)上斜率為（log13）。log4最好和最差試件的S-N最好和最差試件的S-N曲線按以下方法確定：i)i)差的）。最好的疲勞曲線按以往的經(jīng)驗(yàn)做出鋼）0.95U.T.S在1000次循環(huán)時(shí),應(yīng)力為。?95曲（最好的）以及p-（ii）9.1.3軸用于疲勞強(qiáng)度的S-N曲線，它包括有推導(dǎo)的集中系數(shù)和分散度容差的影響。剪應(yīng)力9.1.4特 對(duì)于某些發(fā)動(dòng)機(jī)，習(xí)慣上曾使用按實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)獲得的各自的S-N曲線，建議在這種情況下繼續(xù)使用該經(jīng)驗(yàn)曲線，以便比較結(jié)果。9.2疲勞曲線的溫度修正所使用的疲勞曲線必須適用于選定的基準(zhǔn)溫度T（見第7節(jié)），若疲勞結(jié)果是在0溫度T時(shí)求得的，那么為了正確地估算壽命，則需要將應(yīng)力乘以下面的系數(shù)，即乘以：在溫度T0時(shí)的極限拉伸強(qiáng)度在溫度T時(shí)的極限拉伸強(qiáng)度若疲勞曲線是由經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)所確定的，比如說取0.95U.T.S,這時(shí)就是使用在溫度T時(shí)的U.T.S值。0另外，基準(zhǔn)溫度也可以按疲勞數(shù)據(jù)的溫度來選定。說明：在換算比的計(jì)算中所使用的S-N曲線必須是對(duì)于某一特定的發(fā)動(dòng)機(jī)，并已通過試驗(yàn)器試驗(yàn)的結(jié)果獲得批準(zhǔn)循環(huán)壽命所用過的曲線。確定所要求的批準(zhǔn)循環(huán)壽命10.1方案階段首先確定部件所要求的壽命，對(duì)斯貝MK202發(fā)動(dòng)機(jī)來說，壽命為6000循環(huán)。然后我們按最壞的情況假定試驗(yàn)器試驗(yàn)的循環(huán)搜名剛好達(dá)到這么多次的循環(huán)，并將此壽命點(diǎn)畫在材料S-N曲線上（B點(diǎn)）（見第9段）現(xiàn)假定所討論的L次飛行剖面與要求的參考循環(huán)數(shù)（即產(chǎn)生破壞的循環(huán)數(shù)）A相當(dāng)，那么將剖面上的所有應(yīng)力水平乘以A以后就可以求得真實(shí)的應(yīng)力水平，B其中A實(shí)在S-N曲線上，并與所要求的參考循環(huán)數(shù)表示的壽命相對(duì)應(yīng)的應(yīng)力。10.2試驗(yàn)階段假如部件已做過試驗(yàn)，就不需要再假定一個(gè)要求的批準(zhǔn)循環(huán)壽命，可以將B點(diǎn)直接畫在S-N曲線上。因此在以上兩種情況下，我們都可以得到一組修正的主循環(huán)和次循環(huán)。

11?使用古德曼(Goodman)曲線將次循環(huán)轉(zhuǎn)換成“零最大”應(yīng)力循在穩(wěn)態(tài)應(yīng)力和交變應(yīng)力的座標(biāo)圖中，按下列方法求得兩點(diǎn)之間連一直線，即得到每一次循環(huán)的古德曼曲線。(i)所研究的次循環(huán)穩(wěn)態(tài)應(yīng)力和交變應(yīng)力分量的坐標(biāo)點(diǎn)。(ii)穩(wěn)態(tài)應(yīng)力坐標(biāo)軸上的極限強(qiáng)度點(diǎn)。該點(diǎn)可根據(jù)經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)確定，即取為U,1.1是在基準(zhǔn)溫度T0時(shí)試件的最小極限拉伸強(qiáng)度。1假定：a二(◎ -c)交變應(yīng)力osc2maxmin1a二一(c +a)平均應(yīng)力mean2maxmin及a=零-最大的當(dāng)量應(yīng)力

beqv可由通過座標(biāo)原點(diǎn)作45°直線與古德曼線的交點(diǎn)來得到。b =—EQV土一EQVEQV2 2根據(jù)相似三角形UbUb—eqv1.12Ceqv2+bUBmax1.1- 2A Ac-CBmaxBmin2由此：AQ—G)beqvBbeqvIA1.11—bBUMIN這樣就可以得到一組在溫度T時(shí)零-最大的應(yīng)力循環(huán)。他們和原始的飛行0剖面（在各種規(guī)定的溫度下）的疲勞損傷相同。12.在模擬的飛行剖面中由每個(gè)循環(huán)引起的疲勞損傷的綜合效應(yīng)。假如試件在某一應(yīng)力水平下承受n1次循環(huán)，而該試件破壞循環(huán)數(shù)為N1，n1我們就可以認(rèn)為疲勞壽命“消耗”了巴。根據(jù)目前的知識(shí)，由不同的應(yīng)力水

N1平引起的疲勞損傷度可以疊加在一起，即在n1+n2+……二1時(shí)，發(fā)生破壞。N1N2這就是眾所周知的（Miner）定律。假如部件在L次飛行后破壞，而每次飛行中各應(yīng)力水平循環(huán)一次，那么LLTOC\o"1-5"\h\z++ =1N1N2給定部件破壞時(shí)所要求的參考循環(huán)數(shù)為N,