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摘要：本文介绍了辅助动力装置的应用背景以及疲劳寿命在结构设计中的重要地位。选取了某型辅助动力装置的安装节，对其进行低循环疲劳试验，并且对试验结果进行了分析。最后进行了理论上的计算分析与试验结果对照，为确定该零件的寿命提供了依据。
关键词：辅助动力装置;疲劳寿命;安装节
一、引言
辅助动力装置（APU）是各种用途飞行器上使用的一种特殊等级的动力发动机。这种发动机无论是在地面维护，还是在空中飞行，以及在紧急情况下可用于保证向飞行器供应能源。目前世界上能够独立研制和生产系列化APU的也只有俄罗斯和西方少数几个国家。近年来随着飞机和直升机技术的发展，对APU性能的要求也不断提高，各国都在大力研制重量轻、效率高的新型辅助动力装置。
疲劳破坏是工程结构和机械失效的主要原因之一，据统计约有50%-90%的机械结构的破坏属于疲劳破坏，引起疲劳失效的循环载荷的峰值往往远远小于根据静态断裂分析估算出来的“安全载荷”，产品的疲劳寿命是现代化设计中一个重要指标。疲劳分析在结构设计中占有重要地位[1]。
辅助动力装置依靠安装节固定在飞机上，安装节的疲劳寿命对辅助动力装置执行任务有至关重要的作用。辅助动力装置在随飞机执行任务时，其安装节所受到的载荷主要是地面时辅助动力装置本身的质量以及飞机在飞行时的飞行过载。因此，本文针对我公司在研的某型辅助动力装置安装节进行了疲劳寿命计算以及试验研究，以期为确定此安装节寿命提供依据。
二、 基本原理
2.1 金属应力疲劳
疲劳是在交变应力作用下产生裂纹以至完全断裂的一种现象，疲劳特性通常用疲劳寿命或疲劳强度表示。一般情况下，其交变应力水平低于材料的屈服强度或者拉伸强度的95%。可用多种方式来施加应力循环，包括轴向，反复弯曲，旋转弯曲，扭转加载等等。影响疲劳试验的因素有：疲劳试件的表面状态、试验温度、应力比、试验频率等等。
2.2 金属的低周应变疲劳
物体在循环受载过程中，局部应力或应变集中区材料就会产生循环塑性应变。随着循环加载的继续，裂纹在这些关键区域的薄弱点上成核，可是出现微裂纹。随后，裂纹在塑性区中扩展，并逐步增长形成可见的宏观或者工程裂纹。随后裂纹穿过塑性区继续扩张，直至断裂。
低循环应变疲劳就是研究这类应力或应变集中区，诸如拐角、孔边、沟槽以及各种过渡截面处材料在循环载荷作用下的应力-应变行为，并估算其裂纹起始寿命的一种方法或手段[3]。低循环疲劳主要是研究循环塑性应变，试验时主要控制参量是应变而不是应力，所以也有人称它为应变疲劳，其失效循环数（疲劳寿命）Nf一般低于5×104。
三、 安装节低循环疲劳试验
3.1 试验件的选取
辅助动力装置主、辅安装节中选择后下辅助安装节作为试验件，对其进行低循环疲劳试验。
3.2试验载荷
安装节试验载荷由设计载荷和散度系数两个部分组成，具体关系如下：
试验载荷=设计载荷×散度系数
3.2.1 设计载荷: 此辅助动力装置主要在地面工作，且地面工作时只承受辅助动力装置重力、扭矩和较小的推力。因而辅助动力装置安装节在使用寿命期内，其疲劳载荷的主要构成为随飞机飞行时的机动过载，按照设计要求，某型轰炸机辅助动力装置处最大过载为6g。
3.2.2 散度系数: 疲劳寿命低于104的锻件疲劳强度散度系数取1.1。
3.3疲劳试验循环次数
安装节低循环疲劳载荷主要来源于飞机的飞行过载。如果飞机执行运输任务，辅助动力装置起动一次，飞机起落一次；如果飞机执行训练任务，辅助动力装置起动一次，飞机一般起落2～3次。国内配装该辅助动力装置的三型飞机主要执行运输任务，而训练任务比例很小，因此确定辅助动力装置起动次数与飞机过载次数比例为1: 1.5，即辅助动力装置起动次数与安装节承受过载次数基准比为1:1.5。
安装节疲劳试验按照下列程序进行：
第一阶段：按照首翻后剩余1500次起动次数与最大过载次数1:1.5的关系，假定基准过载循环次数为2250次。按照GJB3971《航空燃气涡轮辅助动力装置通用规范》4.6.6.2.1要求，部件低循环疲劳寿命试验至少按该部件低循环疲劳寿命的2倍进行，因此第一阶段疲劳试验循环次数定为4500次，考核安装节是否满足辅助动力装置在翻修期内的使用需求。
第二阶段：继续进行疲劳试验，循环次数100000次，用于确定安装节的疲劳寿命裕度。
3.4试验结果
对试验后的安装节进行无损检验及尺寸检查，安装节尺寸基本无变化且无裂纹。试验结果证实在辅助动力装置翻修期内安装节安全可靠。
四、安装节疲劳寿命计算分析
4.1 试验件数据
4.4 结果分析
通过计算得到试件的应力应变图。为了应用单轴试验与理论分析的结果，考虑试件的等效应力应变。如图2所示，等效应力最大点位于销钉加载处，节点编号为1207，等效应力值为171.881MPa。经查表可知，40CrNiMoA在室温下受对称循环载荷，在最大应力为550MPa以下即可达到无限寿命[4]，由于材料手册中的S-N曲线都是对称循环，而本文试件所受载荷为脉动载荷，所以必须考虑平均应力对应力寿命的影响，以无限寿命作为修正古德曼图的指定寿命，任何循环加载所产生的应力幅超过古德曼范围就达不到无限寿命而破坏，任何应力幅值只要落在此范围之内就会达到无限寿命，显然本安装节由于只有很小的最大应力幅值，任何形势的循环加载所产生的应力幅均落在古德曼曲线范围内，因此，安装节为无限寿命。
图2 试验件等效应力分布
五、结论
通过对选定试验件进行试验及理论结算分析，得出了辅助动力装置安装节在给定工作条件下为无限寿命，尽管在计算时有考虑不周的地方，但仍可为确定其寿命提供一定的依据。
参考文献：
[1]范引鹤，导弹吊挂的疲劳寿命可视化.航空学报.2008.4
[2]王中光等.材料的疲劳.北京：国防工业出版社.
[3]王通北，陈美英.发动机零件的低循环疲劳寿命消耗和循环换算率.航空发动机，1995.1
[4]《中国航空材料手册》（第2版）第1卷《结构钢 不锈钢》
论文作者:李云鹏,王忠鹏
论文发表刊物:《防护工程》2019年第3期
论文发表时间:2019/5/22
标签：疲劳论文; 应力论文; 寿命论文; 载荷论文; 装置论文; 动力论文; 应变论文; 《防护工程》2019年第3期论文;