本发明涉及材料级性能表征领域，涉及一种金属元件渐进拟合振动疲劳性能表征方法。
背景技术：
1、为了对直升机结构进行疲劳可靠性设计、概率损伤容限设计、可靠性寿命评估及故障分析、衡量材质的疲劳性能以及对载荷谱的编制提供有关数据，都需对各种材料进行疲劳性能测试。同时直升机结构在飞行过程中承受着复杂的气动交变载荷和结构振动载荷，由常规疲劳叠加结构本体共振导致的振动疲劳破坏故障在近年国内多型直升机上频发，较多出现在次承力的、有局部共振的结构上，严重影响直升机平台结构安全。因此针对直升机典型金属材料，需进行元件级振动疲劳测试获得该材料的振动疲劳s-n曲线性能。hb5277-2021《发动机叶片及材料振动疲劳试验方法》给出振动疲劳试验的试样形式、试验过程及s-n曲线测试方法。
2、然而试件在共振环境下由于其动力学特性变化，会导致危险位置的刚度下降，真实应力随试验的进行而不断增加，hb5277-2021未给出试件真实应力的振动疲劳性能表征过程方法。
技术实现思路
1、发明目的
2、本发明提出一种新的渐进拟合振动疲劳性能表征方法，以获得金属元件在共振环境下危险位置的真实应力性能表征。
3、技术方案
4、本发明的目的是提供一种金属元件渐进拟合振动疲劳性能表征方法，包括损伤等效过程、数据拟合等方面。首先根据各试验件的初始激励应力以及破坏寿命进行拟合获得初始s-n曲线；根据各个试验件危险剖面的真实应力随试验次数变化的记录值，采用损伤等效原理，结合初始s-n曲线，获得当量一次真实应力；随后根据各试验件的当量一次真实应力以及破坏寿命进行拟合获得一次迭代s-n曲线；同样采用损伤等效原理重复获得当量二次真实应力，进而拟合获得二次迭代s-n曲线……以n次迭代与n-1次迭代条件疲劳极限误差小于0.5％作为迭代判据。
5、具体步骤包括：
6、步骤一：根据成组法与升降法试验初始应力结果进行拟合获得初始s-n曲线；
7、步骤二：根据初始s-n曲线，获得单个试件的当量一次真实应力；
8、步骤三：根据成组法与升降法试验当量一次真实应力结果进行拟合获得一次迭代s-n曲线；
9、步骤四：根据一次迭代s-n曲线，获得单个试件的当量二次真实应力；
10、步骤五：根据成组法与升降法试验当量二次真实应力结果进行拟合获得二次迭代s-n曲线；
11、步骤六：同理依次迭代，以n次迭代与n-1次迭代条件疲劳极限误差小于0.5％结束迭代。
12、进一步的，步骤一具体为：试验件置于振动台上，通过振动台提供基础激励进行振动疲劳试验，正式试验前进行标定，获得试验件响应加速度与危险位置真实应力之间的关系，试验过程中记录各试件响应加速度及相应循环次数。初始s-n曲线通过成组法和升降法的各试件初始激励加速度对应的应力值进行拟合，试样s-n曲线的表达式通常采用三参数幂函数拟合给出：
13、lgn＝a0-b0×lg(smax-s∞0) (1)
14、其中，a0、b0是材料参数，根据试样的材料和状态而变化，s∞0是循环次数为无限次时对应的材料疲劳极限，n是试件失效寿命，smax是最大应力，即试件危险位置初始应力。
15、进一步的，步骤二具体为：对于单个试件，在恒幅循环应力si下记录的试验循环次数为ni，根据等式(1)，在该应力si作用下的疲劳寿命为ni(si)，在经历该应力水平si的ni次循环后所产生的损伤di(si)可定义为：
16、
17、当试件循环试验至失效时，共记录循环次数ni的总共k个应力水平si，其所承受的总损伤d1可定义为：
18、
19、根据等式(1)，该试件的当量一次真实应力sa1的疲劳寿命为n(sa1)，在总循环次数下的损伤可定义为：
20、
21、根据损伤等效原理，d1＝da1，可以得到该试件的当量一次真实应力sa1。
22、进一步的，步骤三具体为：采用步骤二的方法，得到各个试件的当量一次真实应力，再结合成组法和升降法的试验结果，拟合获得一次迭代s-n曲线如下：
23、lgn＝a0′-b0′×lg(smax-s∞0′) (5)
24、进一步的，步骤四具体为：根据公式(5)，重复步骤二，根据在恒幅循环应力si下记录的试验循环次数为ni及损伤等效可以得到单个试件的当量二次真实应力sa2；
25、进一步的，步骤五具体为：采用步骤二的方法，得到各个试件的当量二次真实应力，再结合成组法和升降法的试验结果，拟合获得二次迭代s-n曲线如下：
26、lgn＝a0″-b0″×lg(smax-s∞0″) (6)
27、进一步的，步骤六具体为：重复迭代过程，取n＝1×107cycle，获得n次迭代与n-1迭代条件疲劳极限误差，以误差值小于0.5％作为迭代终止条件。
28、进一步的，所述金属元件为35cr2ni4moa合金钢、40crnimoa合金钢、7050铝合金或2a14铝合金。
29、进一步的，所述步骤一中的成组法根据材料的疲劳性能，初步选定破坏寿命为1×105次、5×105次、1×106次对应的应力水平进行试验载荷设定。
30、进一步的，所述步骤一中的升降法是在1×107次测定材料的条件疲劳极限。
31、进一步的，所述步骤一中标定试验是获得试验件上的应变与响应加速度之间的对应关系，进行正式试验时，应变片可能因为试验件刚度变化而变形失效。
32、进一步的，所述步骤一中的s-n曲线可采用幂函数或者指数函数形式进行拟合。
33、进一步的，所述步骤二中的损伤累积采用miner线性累积损伤理论。本申请的有益效果在于：
34、(1)由于目前金属元件级振动疲劳性能表征方法是依据输入载荷及破坏寿命进行拟合，未考虑试件危险位置真实应力变化。本发明提供的一种渐进拟合振动疲劳性能表征方法能通过损伤等效原理获得元件当量真实应力，进而依据真实应力与破坏寿命进行振动疲劳性能拟合表征，相比以往振动疲劳性能研究，能提升疲劳性能表征方法描述的准确性，确保更加真实的反映材料的振动疲劳特性。
35、(2)直升机次承力结构局部振动疲劳问题频发，本发明提供了考虑金属元件刚度变化的真实应力表征振动疲劳性能方法，可真实反映结构振动疲劳特性、改进现有直升机典型结构振动疲劳寿命分析方法，同时可推广应用于各型号直升机的振动疲劳寿命评定以及用于各型号直升机的结构件抗振动疲劳设计与分析。
1.一种金属元件渐进拟合振动疲劳性能表征方法，其特征在于，包括损伤等效过程、数据拟合；首先根据各试验件的初始激励应力以及破坏寿命进行拟合获得初始s-n曲线；根据各个试验件危险剖面的真实应力随试验次数变化的记录值，采用损伤等效原理，结合初始s-n曲线，获得当量一次真实应力；随后根据各试验件的当量一次真实应力以及破坏寿命进行拟合获得一次迭代s-n曲线；同样采用损伤等效原理重复获得当量二次真实应力，进而拟合获得二次迭代s-n曲线……以n次迭代与n-1次迭代条件疲劳极限误差小于0.5％作为迭代判据。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，具体步骤包括：
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤一具体为：试验件置于振动台上，通过振动台提供基础激励进行振动疲劳试验，正式试验前进行标定，获得试验件响应加速度与危险位置真实应力之间的关系，试验过程中记录各试件响应加速度及相应循环次数；初始s-n曲线通过成组法和升降法的各试件初始激励加速度对应的应力值进行拟合，试样s-n曲线的表达式通常采用三参数幂函数拟合给出：
4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤二具体为：对于单个试件，在恒幅循环应力si下记录的试验循环次数为ni，根据等式(1)，在该应力si作用下的疲劳寿命为ni(si)，在经历该应力水平si的ni次循环后所产生的损伤di(si)可定义为：
5.如权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤三具体为：采用步骤二的方法，得到各个试件的当量一次真实应力，再结合成组法和升降法的试验结果，拟合获得一次迭代s-n曲线如下：
6.如权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤四具体为：根据公式(5)，重复步骤二，根据在恒幅循环应力si下记录的试验循环次数为ni及损伤等效可以得到单个试件的当量二次真实应力sa2。
7.如权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤五具体为：采用步骤二的方法，得到各个试件的当量二次真实应力，再结合成组法和升降法的试验结果，拟合获得二次迭代s-n曲线如下：
8.如权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤六具体为：重复迭代过程，取n＝1×107cycle，获得n次迭代与n-1迭代条件疲劳极限误差，以误差值小于0.5％作为迭代终止条件。
9.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述金属元件为35cr2ni4moa合金钢、40crnimoa合金钢、7050铝合金或2a14铝合金。
10.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述步骤一中的成组法根据材料的疲劳性能，初步选定破坏寿命为1×105次、5×105次、1×106次对应的应力水平进行试验载荷设定；所述步骤一中的升降法是在1×107次测定材料的条件疲劳极限；所述步骤一中标定试验是获得试验件上的应变与响应加速度之间的对应关系，进行正式试验时，应变片可能因为试验件刚度变化而变形失效；所述步骤一中的s-n曲线可采用幂函数或者指数函数形式进行拟合。
