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摘要：本发明涉及一种航空发动机液压机械装置壳体压力循环寿命符合性验证方法，它包括：确定标准载荷谱、对试验件进行静力分析、压力峰值是否超过试验件壳体材料的设计强度判断、确定等效加速载荷谱、等效加速载荷谱中的压力峰值是否超出设计强度判断、进行加速试验、确定等效减速载荷谱、等效减速载荷谱中的压力峰值是否超出设计强度判断以及进行减速试验。本发明针对航空发动机液压机械装置壳体提出了压力循环寿命的符合性验证方法。其中利用液压机械装置壳体压力循环寿命预测仿真模型，给出了一种压力循环等效载荷谱确定方法，可结合液压机械装置壳体结构强度确定加速或减速寿命验证等效载荷谱，提高验证效率的同时保证了验证结果有效性。

主权项：1.一种航空发动机液压机械装置壳体压力循环寿命符合性验证方法，其特征是该方法包括以下步骤：S1、通过航空发动机液压机械装置的产品技术文件要求确定标准载荷谱，步骤S1中，确定标准载荷谱必须确定压力幅值和循环次数，其中，压力幅值P按下式确定： ，式中，Pw为正常最大工作压力；FSF为疲劳循环应力因子，用于描述安全系数，FSF设置为1.5；FF为疲劳循环温度因子，用于描述试验温度和工作温度的差异对材料疲劳性能的影响，可通过下式确定： ，循环次数与产品循环寿命要求一致；S2、采用步骤S1所确定的标准载荷谱中的压力峰值对试验件进行静力分析，以确定标准载荷谱中的压力峰值是否超出设计强度；S3、如果步骤S2的分析结果显示标准载荷谱中的压力峰值未超过试验件壳体材料的设计强度且无需进行加速试验，则按标准载荷谱完成验证；S4、如果步骤S2的分析结果显示标准载荷谱中的压力峰值未超过试验件壳体材料的设计强度且需要进行加速试验，则通过增大压力幅值减小循环次数的方式确定等效加速载荷谱，等效加速载荷谱按以下步骤进行确定：首先，根据标准载荷谱计算标准载荷理论疲劳寿命，结合产品技术文件寿命要求，计算疲劳寿命损耗因子，计算方法如下式： ，然后，确定等效载荷压力幅值，进行等效载荷寿命计算，结合所得的疲劳寿命损耗因子，确定等效载荷循环次数，具体按下式确定： ，最后，结合所确定的等效载荷压力幅值和等效载荷循环次数，最终确定得到等效加速载荷谱；S5、采用步骤S4所确定的等效加速载荷谱中的压力峰值对试验件进行静力分析，以确定等效加速载荷谱中的压力峰值是否超出设计强度；S6、如果步骤S5的分析结果显示等效加速载荷谱中的压力峰值未超过试验件壳体材料的设计强度，对试验件壳体进行加速试验；S7、如果步骤S5的分析结果显示等效加速载荷谱中的压力峰值已超过试验件壳体材料的设计强度，则返回至步骤S4；S8、如果步骤S2的分析结果显示标准载荷谱中的压力峰值已超过试验件壳体材料的设计强度，则通过减小压力幅值增大循环次数的方式确定等效减速载荷谱；S9、采用步骤S8所确定的等效减速载荷谱中的压力峰值对试验件进行静力分析，以确定等效减速载荷谱中的压力峰值是否超出设计强度；S10、如果步骤S9中所确定的等效减速载荷谱中的压力峰值未超出设计强度，对试验件壳体进行减速试验；S11、如果步骤S9中所确定的等效减速载荷谱中的压力峰值已超出设计强度，则返回至步骤S8。

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