整理振动疲劳试验系统机械装置的设计毕业论文刁海洋.docx

1、整理振动疲劳试验系统机械装置的设计毕业论文刁海洋1 绪论1.1 引言1.1.1 工程中的振动疲劳与研究意义 某型国产飞机在研制生产试飞过程中发生以下问题： 1）飞机液压导管振裂，导致烧毁飞机，查明原因：该导管固有频率为535537Hz，而液压泵工作频率528540Hz，激起导管共振破坏。 2）飞机火箭挂梁裂纹， 查明原因：火箭悬挂频率为6.88Hz，而机翼有6.70Hz 的一个共振频率，在着陆、滑行、阵风时机翼的振动响应引起火箭（类似于动力吸振器）的较大共振导致破坏。 3)飞机炮架结构裂纹，查明原因：该航炮连发频率为22.5Hz，炮架结构共振频率与连发频率的四倍频一致，导致破坏。 以上事例充分

2、揭示了振动疲劳（或称动态疲劳）产生的原因是结构承受的动态载荷（振动、冲击、噪声）的频率分布与结构固有频率分布具有交集或相接近引起结构共振所造成的。 疲劳（Fatigue）是指机械或结构的材料在振动载荷的作用下，在某点或某些点产生局部的永久性损伤，并在一定振动次数后形成裂纹或断裂的过程。显然，机械结构的疲劳与振动密切相关。随着19 世纪初期铁路运输工业的发展，人们发现疲劳破坏问题以来，疲劳破坏的研究经历了以不同学科为理论基础的研究阶段，表达了疲劳破坏理论不断完善与发展的过程。最初的结构疲劳破坏研究是以材料力学为理论基础，后来为满足工程实践对疲劳寿命分析精度不断增长的需求，逐步发展为以弹塑性力学、

3、断裂力学、概率统计和随机过程等为理论基础。虽然工程界与学术界对疲劳破坏问题展开了大量的研究，例如，疲劳寿命曲线、疲劳累积损伤准则、疲劳寿命分析方法以及疲劳强度影响因素等各方面，但在研究机械或结构疲劳时，人们都忽略了结构动力特性（例如，惯性、自然频率、振型、阻尼等）对其疲劳寿命与疲劳强度的影响。之所以忽略结构动力特性的影响与当时工业水平有必然的联系，早期的机械或结构所处的振动环境远没有今天这么复杂，结构动响应对其疲劳破坏的贡献不起主要作用。同时，它也符合事物的发展规律，疲劳破坏研究正是一个逐步发展与完善的过程。随着现代工业技术的蓬勃发展，机械或结构所处的振动环境日趋复杂，特别是现代航空航天技术的

4、发展，仍然采用常规的疲劳破坏理论已难以精确地估算结构的疲劳寿命，或者无法解释某些结构疲劳破坏问题。 因此，为满足现代工业的发展趋势，解决因振动激励导致的疲劳破坏问题，在研究结构疲劳时，必须考虑结构的动力特性（特别是共振响应），把结构动力学设计引入到疲劳分析中来，发展并完善现代疲劳破坏理论，最终形成一门新的学科振动疲劳工程。振动疲劳工程（Vibration Fatigue Engineering）是本论文提出的一种新的疲劳研究路线，它主要考虑结构动力特性对疲劳裂纹扩展过程以及疲劳寿命的影响。 随着现代工业的飞速发展，飞行器、船舶、车辆等运载工具和汽轮机、机器人、发动机等机电产品都需要在短期内不断

5、更新换代，以适应市场经济下的产品竞争和人们对可靠性、舒适性、经济性等不断增长的需求。由于结构日趋轻柔、机械日趋高速、振动环境日趋复杂，因振动环境带来的问题越来越受到工程界的关注。例如，发动机由于燃料燃烧引起的冲击和往复运动构件的惯性力会产生多个不同振源和不同振型的复杂振动。汽轮机运行时要经受转子高速旋转而产生的周期性激振力以及气道气流压力沿节距的不均匀分布所引起的周期性激振力等振动载荷。汽车行驶时要经受发动机产生的振动和噪声以及地面不平、紧急刹车等引起的动态载荷。各种武器装备发射时要经受武器发射、投放、弹射等动作产生的振动载荷。特别是现代航空航天技术的发展，飞机在飞行过程中，结构要经受发动机产

6、生的振动和噪声、各种非平稳气动力、着陆滑行及某些地面机动产生的振动冲击等动态载荷；火箭在飞行过程中要经受推力、气动以及燃气流冲击等动态载荷。振动存在于空间飞行器的发射、飞行、直至完成使命的全部过程，各种飞行器由于振动引起的破坏问题特别突出。振动激励不仅影响机械的正常运转，还会因强度问题引起破坏。通常由振动引起的破坏形式主要包括振动疲劳破坏、振动峰值破坏以及振动一次通过破坏三种。振动疲劳是振动破坏最常见的形式之一，它不同于其它任何形式的过载破坏。例如，飞机进气道壁板和尾喷口蒙皮、机身侧壁和机翼下壁板以及尾翼跟部或梢部蒙皮、发动机罩蒙皮等部位都是振动疲劳裂纹的常发区域。由于对结构振动疲劳缺乏深入系

7、统的研究，迄今为止，人们对结构振动疲劳的动力学本质尚无深刻的认识。工程实践中大量的振动疲劳破坏问题，已充分说明对振动疲劳开展专门的研究已经成为现代航空航天、交通运输、武器装备以及化工设备等领域急需解决的基础技术问题。振动疲劳的研究是振动环境工程与疲劳强度理论共同发展的必然结果。具体来说，开展振动疲劳研究有如下意义： 首先，可深入了解机械或结构振动疲劳破坏的机理，进一步在机械或结构的振动设计中定性分析及定量计算结构或零件所经受的疲劳破坏程度；在机械或结构疲劳设计过程中结合振动疲劳的理论及设计准则，对提高机械或结构的可靠性，优化机械结构设计及最小重量设计都有重大的意义。 其次，可全面了解振动环境下

8、机械结构的疲劳特性，包括分析结构的疲劳破坏与动力特性之间的关系及影响结构振动疲劳的主要因素，对机械或结构的设计、结构制造工艺的改进和振动破坏的预防，保证机械或结构的安全可靠性有重要的意义。此外，可确定振动疲劳损伤和失效原因，为机械或结构改进设计、规范机械操作及限定机械或结构使用环境提供参考依据。1.1.2 振动疲劳的分类及研究方法 在分析具体的振动疲劳破坏之前，明确问题的类别非常重要。结构振动疲劳的分类依赖于分类的出发点，比如，按激励的变化性质可以把振动疲劳分为确定性振动疲劳和随机疲劳；根据激励载荷的不同可以把振动疲劳分为力激励振动疲劳和运动激励振动疲劳，等等。 本论文拟从机械或结构稳态响应的

9、角度出发来分类。根据激振频率与结构的固有频率之比是否接近于1 或远大于1 与远小于1，可把振动疲劳分为共振疲劳(Resonance Fatigue)与强迫振动疲劳(Forced Vibration Fatigue)两类；强迫振动疲劳依据激振频率与结构固有频率之比是远大于1 或远小于1，可进-步划分为高频振动疲劳(High-Frequency Vibration Fatigue)和低频振动疲劳(Low-Frequency Vibration Fatigue)。强迫振动疲劳是指激振频率与结构的共振频率相差较大而引起的疲劳破坏问题，它经常存在于激振载荷是单一频率或结构本身刚度较大而激振频率较低的情况

10、。共振疲劳是在激振频率与结构的某一个或几个共振频率相接近或相等时，由于结构共振引起的疲劳破坏问题，它广泛存在于受冲击、瞬态或随机载荷作用的大型结构，例如，车辆、飞行器、船舶以及武器装备等机械或结构的疲劳破坏问题中。共振疲劳时机械结构处于共振或接近于共振状态，结构内部的动应力应变很大，寿命很短。因此共振疲劳十分危险。 共振疲劳在结构的动力响应特性、疲劳破坏规律等方面与强迫振动疲劳有着显著的区别。首先，强迫振动疲劳时，应变响应的频率与激振频率一致，而共振疲劳的应变响应则是结构的某一或几个共振频率。当机械或结构受到随机、冲击或瞬态疲劳载荷时，应变响应的主要频率成分与结构的共振频率相等。其次，强迫振动

11、疲劳引起的结构应变响应只与载荷的大小和结构刚度有关，而与激振频率关系不大。但共振疲劳时，结构的应变响应不仅与载荷大小有关，而且与激振频率、结构的刚度、质量和阻尼等动态参数密切相关。另外，强迫振动疲劳与共振疲劳破坏在结构应变幅值的统计特性方面有明显的区别。强迫振动疲劳时，占总幅值很少的较大应变对结构的疲劳断裂起主要贡献作用；而共振疲劳时大量的中等量级的应变造成了结构的断裂。产生这些差异的主要原因是共振结构的动应变除与激振力的幅值有关外，还受机械或结构的动力特性的影响；而强迫振动的应变主要由结构的刚度和激振的幅值决定。所以在分析共振疲劳破坏时，必须考虑结构的动力特性。 不同种类的结构振动疲劳，结构

12、的稳态响应特征也不同，因此，在分析结构振动疲劳时考虑的因素与研究方法也不同。在低频振动结构，振动的位移响应幅度近似等于激振力幅值作用下的静位移，而速度、加速度响应近似为零，结构近似于静止状态；结构位移响应与激励力基本同相位，结构的运动主要由弹性力与激励力的平衡关系给出，结构基本呈弹性。因此，低频振动疲劳与常规振动疲劳基本-致，两者采用的研究方法也相同。结构在高频振动时，稳态位移和速度响应都很小，而稳态加速度响应幅值近似等于激振力幅值与结构质量之比；结构加速度响应与激励力基本同相位，结构运动主要由惯性力与激励力间的平衡关系给出，结构基本呈惯性。因此，研究高频振动疲劳时必须考虑结构惯性力的影响，可

13、以利用动态断裂力学的方法对其进行研究。共振状态下结构的位移、速度和加速度响应均放大，其放大系数只与结构阻尼有关；共振时弹性力与惯性力平衡，结构响应由阻尼力与激振力之间的平衡关系所确定，结构基本呈阻尼特性。因此，必须利用结构动力学的方法对共振疲劳展开研究，考虑结构阻尼与激励力频率对共振破坏的影响。1.2 国内外现状 目前，国外使用损伤力学方法对振动疲劳问题的研究还在不断进行之中，常见的方式是使用断裂力学和损伤力学相结合的方法来进行研究，并且通过实验或有限元模拟的方法来进行检验。例如加拿大温莎大学Z i ad A. Hanna 的硕士学位论文内容就是使用上述方法进行的研究。 在国内，许多理工科大学

14、和航空航天相关研究院所也进行了使用损伤力学方法研究结构疲劳问题的尝试，例如中国航空工业第一集团公司的张国栋等人就对损伤力学方法在材料低周疲劳试验中的应用进行了研究。北京航空航天大学固体力学研究所的张行、赵军等对金属构件的应用疲劳损伤力学进行了研究，总结出了疲劳裂纹形成过程分析的守恒积分方法、疲劳裂纹形成过程分析的附加应变方法、疲劳裂纹形成过程分析的附加位移法等等。南京航空航天大学的孙伟在其硕士学位论文中对结构振动疲劳寿命估算方法进行了研究，建立了估算随机振动疲劳寿命的样本法。北京航空航天大学航空科学与工程学院的刘思远在其学士学位论文中运用损伤力学方法对纯弯梁的振动疲劳进行了研究。 在振动疲劳寿

15、命估算方法方面，我国的一些学者做了很多有意义的工作。王明珠和姚卫星等人提出了结构随机振动疲劳寿命估算的样本法，该方法是先将频域内的随机振动信号通过抽样使其转换为时域信号，然后利用有限元的方法计算结构危险点应力谱，再采用变程法过滤掉小载荷而获得危险点的应力谱，最后用常规疲劳寿命估算方法进行寿命估算。黄超广提出了一种正弦激振载荷作用下结构的疲劳寿命估算方法。周敏亮等人对国内外几十年来形成的主要的振动疲劳分析方法进行了归纳整理，为飞机设计和维修提供振动疲劳的设计与分析技术支持。张积亭等提出在数据处理时利用随机响应功率谱密度求出的特征频率作为平均频率进行随机振动疲劳寿命估算。安刚等人讨论了随机振动响应

16、的统计特性分析、结构响应的动应力与常规疲劳载荷的关系、利用S-N 曲线和名义应力法对结构进行寿命估算等。肖寿庭等人对40多件典型小试件，使用基础激振进行了振动疲劳试验，测试了LY12CZ铝合金的动态疲劳S-N 曲线，并用测定谐振频率降低作为判断疲劳裂纹的出现标准。焦群英等人从位移模态推导了应变模态的表达式，利用应变模态分析的结果确定共振疲劳危险点的位置和已知点应变时间历程确定危险点应变时间历程，并利用动力修改技术避免共振疲劳。1.3 本文的主要工作 鉴于振动疲劳研究正处在起步阶段，虽然近年来国际上陆续有相关的研究报导，但还远未形成系统的理论体系和研究方法；同时，振动疲劳的研究内容繁多，涉及的学

17、科范围甚广；因此，本论文以工程实际中常用的铝合金加筋板结构为研究对象，从共振疲劳的试验研究入手，结合有限元理论和计算机仿真技术，旨在揭示结构动力特性对共振疲劳破坏的影响，并尝试提出一种较为简单可靠的计算疲劳裂纹扩展寿命的方法。课题研究的主要内容和方法包括以下几个方面： （1）对三种不同连接方式加筋板进行自由状态模态试验，用模态分析软件进行模态参数识别，从而建立结构的参数模型，确定其动态特性。 （2）根据加筋板的几何和连接特性，建立加筋板的有限元模型，并进行有限元分析，得到结构振动模态参数。将有限元分析得到的模态参数与试验识别得到的模态参数进行比较，修正模型，得到正确的有限元模型 （3）在得到准

18、确的有限元模型基础上，利用FATIGUE 根据不同的载荷工况对结构进行疲劳仿真计算。 （4）采用激振器直接对一端夹持加筋板进行疲劳寿命试验，并与有限元计算结果加以比较，验证有限元疲劳仿真计算的有效性和正确性。 （5）采用有限元方法模拟加筋板的裂纹扩展路径，并分析扩展过程中的应力强度因子的变化，提出一种估算出结构的裂纹扩展寿命的方法。2 试验系统的总体设计2.1 引言 进行振动疲劳试验可以检验有限元计算的模态与真实模型是否一致、有限元计算的危险点应力、破坏位置以及疲劳寿命的准确性。因此，为了证明本文工作的正确性与可行性，需要对加筋板进行振动疲劳试验进行验证。 结构振动疲劳试验是振动疲劳强度研究的

19、根本技术，工程实际上使用的所有疲劳曲线与疲劳数据都来自于试验结论，同时它也是振动疲劳理论研究的唯一验证手段。自从振动疲劳提出以来，陆续有振动疲劳试验方面的文献报导。但是，就所查阅到的国内外文献而言，几乎所有的振动疲劳试验均是采用基础激励的方式来实现。当试验结构的固有频率与基础激励的频率相一致或接近时，在长时间的激励作用下，结构发生共振疲劳破坏。但是不足的是，基础激励实现的共振疲劳不能模拟载荷直接作用在结构上的共振疲劳试验，并且基础激励需要使用电磁振动台等大型设备，需要花费较大的成本。鉴于以上问题，本文使用激振器直接对加筋板施加激振力，对于节约试验成本，更真实地模拟结构服役环境具有重要的工程应用

20、价值。2.2 设计方案一2.21 系统组成 该系统由激振器、功率放大器、动态测试控制系统、动态应变仪、模态分析系统、频谱分析系统、电压表、应变片、加速度传感器、试验件以及夹具等组成。其连接关系如图2-1所示，试件采用一端夹持的悬臂约束形式，激振器通过顶杆与加筋板在适当位置用螺栓连接。试验用激振器经功率放大器采用动态测试系统控制输出频率，调节功率放大器可以调节激振器的应力水平。加速度传感器用于测试加筋板的频率响应曲线，通过该曲线可以观测加劲板的固有频率变化，并适时调整激振器的激励频率。危险点处的应力变化由应变片、动态电阻应变仪、电压表、模态分析系统以及频谱分析系统组成的数据采集系统采集：应变片通

21、过监测薄板的变形，将采集到的信号传递给动态电阻应变仪，动态电阻应变仪将信号放大并输出电压信号，根据电压表输出的电压峰值可以换算成应力载荷值。根据频谱分析系统与模态分析系统所测试的数据可以做各种相应的试验结果分析。图2-1 直接激励振动疲劳试验系统简图1加劲板 2激振器 3应变片 4加速度传感器 5夹具 在对试件进行正式试验前，需对试验设备及加载系统进行调试，并对动态应变仪测量系统进行标定与测量。通过预试验确定试验频率，应变片粘贴位置以及振动台激振载荷。完成所有的准备和预试验后，在开始正式振动疲劳试验前，还需要进行正弦振动扫频，确定试件的固有频率，以便与有限元计算结果进行对比。振动疲劳试验主要目

22、的是确定振动频率对疲劳寿命的影响，包括测试共振定应力下结构发生疲劳的振动次数和非共振定应力下结构发生疲劳的振动次数，因此激振器的加载方式为正弦激励。振动疲劳试验跟踪的是结构的第一阶固有频率，即保持激振器的激励频率始终与结构的第一阶固有频率相等。当试件的第一阶固有频率下降5%以后，认为试件破坏，停止试验，记录应力水平和循环载荷次数。然后降低应力水平进行另一个试验测试。如果试验件在试验振动次数达到107 次时还没有裂纹产生，则认为该应力水平为疲劳极限。2.22 试验系统控制理论 共振疲劳试验是一项重要的试验技术，它必须满足激励的频率与结构的固有频率相近的条件。但是我们知道，结构处于共振环境条件下，

23、由于疲劳效应，结构产生微观裂纹，并且由于裂纹的不断扩展，致使试验结构的刚度下降，结构固有频率也会随着裂纹的产生、扩展不断下降，激励频率脱离结构的固有频率，从而使结构远离共振环境。同时，为了研究结构受到相同应力水平作用下处于不同工作状态的相同试件疲劳寿命的区别，需要保证结构的应力最大位置的应力处于定应力状态，这使共振疲劳试验的控制难度大大增加。为了解决上述问题，提高共振疲劳试验的可靠性，有必要采用闭环控制技术实现上述功能。下面简要分析共振疲劳试验过程中，试验结构固有频率、激励力频率、结构裂纹长度、结构刚度以及预制裂纹处的应力变化等之间的相互作用，以及如何进行调整。 图2-2 直接激励试验系统控制

24、框图 结构实现共振的必要条件是始终保证激励力的频率与其固有频率接近或者一致，即实验件f=激励f 。试验开始后，结构在共振环境下，迅速发生疲劳损伤，疲劳裂纹扩展，结构刚度降低，致使结构固有频率下降，与激励力的输出频率发生偏离，结构开始远离共振区；同时，结构共振过程中，预制裂纹处的疲劳应力发生波动，偏离预定的应力范围。为了保证结构处于共振环境，且预制裂纹处的应力为定应力状态，则需要调整激励力的固有频率与激振器的振动幅度。如此反复进行，直到结构发生预期的破坏状态为止。基于以上控制思想，采用LABVIEW 编制了相关程序，操作界面如图2.5 所示。固有频率通过调节相位确定（结构共振时，应变的相位与激励

25、的相位相差90，相位误差不超过5%，激励的频率与结构固有频率的误差不超过0.01HZ；定应力（振幅）控制通过调整激励的触发电压的大小实现，从而可以调节应变的大小，误差大小不超过实际应变的5%。图2-3 LABVIEW 主程序框图图2-4 程序操作界面图2-5 测量数据显示界面2.23 试验件及夹持方案 试件用螺栓连接安装在夹具上，形成一端固支的悬臂梁。试验夹具为配合试验件定位专门设计制作。试件夹持端的长度为72mm，激振点位置位于蒙皮的横向中心线上、与夹持端相距约39mm。对加筋板进行共振疲劳预试验的过程中，第一阶固有频率为55.5HZ，由于激振器的激振频率要与固有频率保持一致，施加的激振力最

26、大只能达到10N 左右，但是通过应变片测量应力最大位置的应力水平仅为70MPa 左右，远远低于材料的疲劳极限，因此未能在预定时间内达到试件疲劳破坏的目的，试验失败。为了提高应力水平，在对试验件的远离夹持端通过铆接附两块质量为2.5Kg 的六面体质量块，结构图如下所示。通过有限元计算和试验测量，试验系统的第一阶固有频率为8.5HZ 左右，满足试验需要。图2-6 质量块CAD图图2-7 加筋板实验系统装夹2.3 设计方案二2.31 配重加载 在实验进行之前，为了保证实验设备的稳定运行，要进行多次的调试和预实验，在预实验过程中发现无论是加筋板还是连接板总会发生激振力不稳定的现象，经过分析得出，由于结

27、构的固有频率太高，使得激振器必须以较高的频率进行激励，而在频率比较高的情况下，激振器加载会变的比较困难，出现力加不上去的现象，此时，为了能够正常加载，只有通过降结构的固有频率来实验，而最直接的改变结构固有频率的方法就是增加结构的质量，为此，对于两种结构件，我们分别采用以下两种质量块（如图）来对其进行降频。加筋板结构件使用两块方形质量块（共2.5Kg）通过四个螺栓固定于板上，而连接板通过两块带内螺纹孔圆形质量块及螺纹杆拧于已经打孔的连接板上。2.32 约束条件 实验过程中，需要对不同的试验件制定合理的约束条件，合理的约束条件是完成疲劳试验的有力保证，本次试验约束条件的制定需要主要考虑动力源的参数

28、特性及预定破坏位置的选择。如果结构件的长度方向夹持距离太长会导致结构的固有频率上升，对于激振器而言当结构的频率高于约30HZ,将会导致动力无法加载或者加载不稳的现象。 对于连接板而言，多点铆接是其主要的特点，我们希望了解多点铆接的复杂结构件整体的损伤和应力分布。更加侧重于铆钉的结构其他位置的动响应及寿命的影响。所以，预设的坏点为铆钉外的光板位置。综合考虑结构频率及破坏预设位置，初步选定左右端夹持距离分别为其具体实验过程安装图如下： 图2-8 连接板的实验系统装夹2.33 加载点确定 激振器将动力源通过顶杆传出，顶杆与已经打孔的薄壁件通过螺栓连接，激励结构进行共振，激振器的行程参数决定顶杆只能在

29、1cm 的范围内进行完整的动力传输。如果结构的振动大于1cm 将导致激振力无法正常加载。结构的第一阶振型是弯曲变形，说明顶杆如果离约束端距离太远无法保证顶杆形成导致无法正常加载。结合有限元仿真结果，预估危险点位置应力响应值及疲劳寿命的时间,两种类型的结构加载点分别位于距右面夹持端距离为7.2cm 及4cm。2.34 测点位置确定(1)加速度传感器 本次实验加速度传感器的主要作用是获得稳定的结构反馈信号，用来适时控制激励信号的频率，所以加速度的粘贴位置应该选择振动情况不是特别剧烈的位置，且要避开节点。由于实验过程中失踪跟踪结构的第一阶固有频率，不存在节点。所以加速度传感器粘贴位置选择靠近振动较弱

30、的夹持端，通过仪器调试观测确定能够获得稳定信号的最终位置即可。(2)应变片位置 应变片的主要目的是能够监测结构破坏位置的应力状态，在有限元仿真中，发现结构最先发生破坏的可能位置，在相应的地方粘贴应变片。为了防止危险位置的应变片在振动工程中发生失效，同时在结构的远端的固定位置粘贴应变片，因为远场应变较小，且容易控制。标记危险位置的应力初始状态与其他各位置应力状态的比列关系。在实验过程中，若在实验中发生应变片失效则改为对远场应变的控制来实现危险位置应力响应的控制。2.4 方案比较 本章讨论了常用的三种疲劳分析方法的适用范围，然后研究了怎样对应力疲劳分析方法的所需要的参数进行设置；此外，还研究了怎样

31、通过频率响应分析获得结构的应力响应分布，继而估算出结构的疲劳寿命；最后，对铝合金加筋板结构振动疲劳试验的两种工况进行了仿真，通过疲劳试验证明，计算结果可信度较高。采用该种方法进行寿命仿真时，需要注意如下几点： (l) 名义应力法是常用的一种构件寿命设计方法，计算方法比较简便，适应于应力水平较低，载荷历程比较稳定的承载情况，并能得到较好的结果，缺点是无法考虑应力水平较高，构件危险部位进入屈服的应力-应变变化造成的影响； (2) 疲劳载荷信息对疲劳有限元分析结果正确与否至关重要。MSC.Fatigue 中疲劳载荷可以有很多种定义方式：时间历程、功率谱密度函数、某种形式的计数结果，如雨流矩阵等。采用

32、何种形式定义将取决于疲劳分析方法的需要。在静态以及频率响应有限元分析前处理中，疲劳载荷是从外部施加到有限元模型上的，而在随机振动疲劳以及瞬态分析的有限元计算结果中，己经内置了载荷信息，不需要建立载荷时间历程。 (3) 进行疲劳性能分析的时，参数的选择对计算结果影响很大，其中对计算起主要作用的参数包括平均应力修正方法，应力寿命曲线的成活率值，表面加工工艺以及材料参数，因此，在设置此类参数时，应根据结构的几何特征、材料性能、载荷以及响应的特征选择合适的分析参数。 通过本章的研究可得到以下结论： (1) 采用该种方法得到的寿命与实验得到的寿命最大误差不超过3 个因子，符合一般工程结构的寿命估算精度要求。与采用瞬态方法计算结构的时间响应历程和根据动态疲劳分析方法计算结构的疲劳寿命相比，本文所采用的计算方法简单、高效，并且计算精度也能得到保证。 (2) 本文中仿真技术是假定结构在载荷作用过程中结构的刚度、阻尼、模态等均没有发生变化，结构仅在达到其疲劳寿命时发生瞬间破坏。实际上结构在受到载荷作用下的动态性能是会发生缓慢变化的，采用本文的方法并不能将这种变化反映出来。这也正是本文计算方法得到的疲劳寿命均比实验值要