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研究表明,疲劳破坏是机械零件失效的主要原因之一,尤其是多轴疲劳失效。根据统计,飞机在使用时发生的所有强度问题,大约有80%以上都因疲劳破坏引起。与单轴疲劳加载相比,多轴疲劳是指主应力的方向和幅值都随时间变化的情况下发生的疲劳。临界面法由于具有相对清晰的物理意义,因而在多轴疲劳寿命预测中得到了广泛的应用。本文中的多轴疲劳寿命预测方法都基于临界面法的思想,本文主要完成了以下工作:对计算多轴非比例载荷下材料平面上剪应力/应变幅值和均值的方法进行了系统的分析,包括最大投影法(LP),最大弦长法(LC),最小外接圆法(MCC),最小外接椭圆法(MCE),最大矩形外壳法(MRH)和最大方差法(MVM)。基于Itoh提出的载荷加载路径非比例度的概念,提出了一种新的模型—最大非比例系数法(Maximum NonProportional Factor Method,MNFM),应用六种不同钢材在包含平均应力的多轴加载下的试验数据对该模型进行了验证,结果表明,对于无平均应力加载的情况,新模型MNFM与其他模型预测结果差别不大;在包含平均应力的加载情况下,新模型有较好的预测效果。将最大非比例系数法与寿命预测模型相结合对钛合金BT1-0,BT9,TC4,TC21,ZTC4以及金属S460N、Inconel 718等进行疲劳寿命预测。其中,对于无平均应力作用的钛合金材料进行疲劳寿命分析的三种模型分别为:Fatemi-Socie(FS)法,CHEN能量模型和Wu–Hu–Song(WHS)模型,预测结果基本都在三倍误差带以内。选取FS法对包含平均应力作用的金属S460N、TC4和Inconel 718进行寿命预测,结果基本都在二倍误差带以内。基于最大非比例系数法,提出一种修正FS模型,该方法考虑了材料平面上最大正应力与剪应力幅的比值,不仅包含了平均正应力的影响,而且能够反映加载历史的非比例程度,提高了疲劳寿命预测精度。用该方法对上述五种钛合金材料以及其他五种金属S355J2,SNCM630,304,S45C,1050N的多轴疲劳寿命进行预测,结果都在三倍误差带以内。对承受多轴载荷的某型号飞机起落架结构进行了疲劳寿命分析。通过有限元分析,确定其支柱外筒的应力集中处为疲劳破坏危险点。将最大方差法(MVM)与Zhang-Yao模型、修正FS模型、雨流计数法及Miner线性损伤律结合,较好地预测了飞机起落架支柱外筒的疲劳寿命,为结构的使用提供了一定的参考作用。