基于結構初始不連續(xù)狀態(tài)的結構全壽命評定方法

1、基于結構初始不連續(xù)狀態(tài)的結構全壽命評定方法論文導讀：目前國內(nèi)對材料初始不連續(xù)狀態(tài)的研究不多。主要有陳躍良、胡家林等對2024-T3鋁合金的IDS進行了研究。而后利用美國空軍的專用軟件AFGROW。構建了結構全壽命分析的根本框架。關鍵詞：初始不連續(xù)狀態(tài)，鋁合金，AFGROW，全壽命1、引言初始不連續(xù)狀態(tài)Initial Discontinuity State，IDS指的是材料或結構中不連續(xù)狀態(tài)如制造加工缺陷、擦傷、小孔、夾雜等的初始尺寸和數(shù)量【1】。IDS與當量初始裂紋尺寸EIFS概念相似，并且與造成試件斷裂的物理特征緊密聯(lián)系，有著明確的物理意義。初始不連續(xù)狀態(tài)的引入考慮到了整個疲勞壽命中所有可能

2、的影響因素對結構疲勞壽命的影響。把材料的初始缺陷應用到疲勞壽命估算中去，從而實現(xiàn)了對構件從制造完畢到最終破壞的整個損傷過程全壽命的分析。免費論文。目前國內(nèi)對材料初始不連續(xù)狀態(tài)的研究不多，主要有陳躍良、胡家林等對2024-T3鋁合金的IDS進行了研究，國外主要是加拿大等國家對2024，7075等鋁合金IDS做了大量實驗分析和的研究。本文首先研究了航空鋁合金LY12CZ的疲勞壽命，而后利用美國空軍的專用軟件AFGROW，分析這批試驗件的IDS值及其分布。構建了結構全壽命分析的根本框架，給出了初步算例。2、疲勞試驗2.1 試驗件和疲勞實驗機試件材料為LY12鋁合金，化學成分組成為質(zhì)量分數(shù)，%Cu：3

3、.8-4.9，Mg：1.2-1.8，Mn：0.3-0.9，F(xiàn)e：0.5，Si：0.5，Al：余量。熱處理方式為：1加熱到4945進行淬火；2保溫小時；3放入水中冷卻96小時；4檢查硬度和抗拉強度是否符合規(guī)定的要求，抗拉強度。疲勞試驗件：應力集中系數(shù)Kt=1.0，試件幾何尺寸分見圖1，單位為mm，試件厚度為3.3mm。本試驗在Material Test System 810電液伺服疲勞試驗機上進行，見圖2。圖1 試件幾何尺寸圖2 MTS810疲勞試驗機2 IDS的計算和數(shù)據(jù)分析21 試驗件IDS的計算原理通過LY12新標準試驗件疲勞試驗得到真實的試件疲勞壽命，把IDS看作是半圓形的外表裂紋，其半

4、徑尺寸為IDS值，然后試取不同的IDS值，以斷裂力學為根底，通過AFGROW軟件選擇適宜的疲勞裂紋擴展速率模型和材料參數(shù)對試件的疲勞壽命進行預測，直到預測的裂紋擴展疲勞壽命數(shù)據(jù)與實驗的實際數(shù)據(jù)接近時誤差在規(guī)定范圍之內(nèi)時，此時的IDS試取值作為IDS的最終值【1】。表一為IDS的計算結果。22 裂紋擴展速率模型 AFGROW有很多裂紋擴展速率模型，由于本文研究的是等幅載荷譜，不用考慮裂紋的閉合效應，應選擇NASGO擴展模型。該模型考慮了裂紋擴展過程中的裂紋形狀的變化，從而隨時改變應力強度因子幅，作為有限體，其應力強度因子是三維問題。NASGO擴展速率模型如式1所示。圖3 LY12試驗件疲勞實驗結

5、果式中：、為實驗確定的材料常數(shù)，在本文中取=1.5451e-010，=3.284，=0.5，=1。本文的疲勞實驗數(shù)據(jù)是在應力比R=0.06、0.2、0.5時得出的圖3是所用的NASGO擴展速率模型在R=0.06、0.2、0.5時的裂紋擴展曲線。圖4 NASGO在R=0.06、0.2、0.5 時的裂紋擴展速率曲線2.3 AFGROW裂紋模型圖4是AFGROW對試驗件橫截面建立的中心半圓形模型。IDS看作是中心半圓形的外表裂紋，其半徑尺寸為IDS值。如圖5圖5 IDS等效的半圓外表裂紋模型2.4 IDS分布規(guī)律研究根據(jù)陳躍良等在文獻【2】中所使用的方法對上表格的數(shù)據(jù)進行處理，假設IDS尺寸服從正態(tài)

6、分布、Gumble第一極值分布，Logistic分布以及三參數(shù)Weibull分布，進行比擬。得到4種分布的相關系數(shù)。分別為：正態(tài)分布= 0.9784，Gumble第一極值分布=0.9688， Logistic分布表一 IDS計算結果 應力比 IDS值 0.06 0.151;0.163;0.163;0.157; 0.172;0.122;0.175;0.199; 0.171;0.152;0.148;0.140; 0.127;0.182;0.157;0.081; 0.104;0.111;0.150;0.113; 0.165;0.092 0.2 0.136;0.122;0.137;0.106; 0.1

7、21;0.161;0.166;0.128; 0.157;0.144;0.150;0.140; 0.165;0.143;0.140;0.140; 0.160;0.117;0.155;0.126; 0.138;0.183;0.129; 0.5 0.107;0.117;0.082;0.072; 0.105;0.117;0.098;0.115; 0.113;0.081;0.072;0.088; 0.084;0.094;0.086;0.073; 0.093;0.085;0.108;0.094; =0.9632，三參數(shù)Weibull分布=0.9856?？梢钥闯稣龖B(tài)分布的相關系數(shù)和三參數(shù)Weibull分布的

8、相關系數(shù)接近，當=34時Weibull分布頻率分布函數(shù)接近正態(tài)分布頻率函數(shù)【3】。三參數(shù)Weibull分布的相關系數(shù)值最大，故可以認為LY12 鋁合金IDS尺寸服從三參數(shù)Weibull分布。三參數(shù)Weibull分布的概率密度函數(shù)為:為位置參數(shù)，為尺寸參數(shù)，為形狀參數(shù)。其中：=0.0180，=0.1214，=3.7200。累積分布函數(shù)為：3 基于IDS的結構全壽命分析基于IDS，可以依據(jù)斷裂力學理論對結構進行全壽命分析。裂紋擴展機理復雜影響因素很多，而恒幅載荷下材料疲勞裂紋擴展速率確實定是結構疲勞裂紋擴展壽命分析的根底。本文采NASGRO公式來表征裂紋擴展速率，見公式41。 疲勞壽命計算過程中以

9、材料的IDS分布作為初始參量，將IDS等效為半圓型的外表裂紋，利用NASGRO公式確定的裂紋擴展速率進行疲勞裂紋擴展分析，進而得到相應的試件疲勞壽命分布。原理如圖6所示：圖6 基于IDS的全壽命示意圖4 算例與分析根據(jù)上述所得出的IDS分布,用蒙特卡洛生成了一組20個符合Weibull分布的IDS值。作為這批試驗件的IDS值，利用所建立的裂紋擴展速率模型，通過AFGROW軟件對LY12鋁合金試驗件疲勞壽命進行估算。以R=0.02,最大應力為308MPa為例,如圖6，預測的壽命值涵蓋了實際的實驗壽命值，并且預測壽命的均值為74049，實際實驗壽命值為64117。圖7同時給出了LY12鋁合金實驗件

10、在R=0.02,最大應力為321.52MPa下IDS尺寸和疲勞壽命之間的關系曲線。免費論文。分析說明，新試驗件的預測的疲勞壽命值和實驗實際的疲勞壽命值且預測結果平均值比實驗結果平均值稍偏大。造成這種誤差的可能原因是：一、LY12鋁合金試驗件數(shù)目缺乏夠，且只做了實驗方案下的三組應力比，得出的IDS分布不夠精確。二、在R=0.02,最大應力為321.52MPa下的實驗數(shù)據(jù)不夠多，且有較大分散性和隨機性。三、生成的一組符合上述Weibull分布的IDS值的個數(shù)不夠多。圖7 IDS與壽命關系曲線5 結論1通過MTS810疲勞實驗機得出了在給定實驗方案下LY12鋁合金新試驗件的疲勞壽命。然后以斷裂力學為

11、根底，通過AFGROW軟件選取適宜的模型和材料參數(shù)反推出了這批LY12鋁合金新實驗件的IDS值。2采用四種分布對IDS數(shù)據(jù)的分布規(guī)律進行了研究，發(fā)現(xiàn)較符合三參Weibull分布,并得出了三參Weibull分布的累積分布函數(shù)。3提出的基于IDS的結構全壽命分析模型，具有較強的物理根底，算例與試驗結果吻合良好，可以用于結構全壽命評估。免費論文。4算例結果說明，試驗件的預測疲勞壽命值和試驗實際的疲勞壽命值且預測結果平均值比實驗結果平均值偏大。要通過更多的疲勞實驗數(shù)據(jù)獲取更多的IDS值，才能更為準確的求出IDS分布，從而提高了全壽命模型估算的準確性。參考文獻：【1】胡家林，陳躍良,郁大照.2024-T3鋁合金初始不連續(xù)狀態(tài)研究.腐蝕科學與防護技術，2007，271：9-11.Hu J L, Chen Y L, Yu D Z. Study on the Initial Discontinuity State of 2024-T3 Aluminium Alloy.Corrosionscience and protection technology,2007,27(1):9-11【2】陳躍良，楊曉華，秦海勤.飛機結構腐蝕損傷分布規(guī)律研究，材料科學與工程,2002，203：3