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一种疲劳损伤参数确定新方法*

本站小编 Free考研考试/2021-12-25

金属材料的疲劳是各类机械结构中的常见失效形式[1-2]。承受循环载荷的受力构件易在初始缺陷或应力集中处萌生裂纹,裂纹逐渐扩展使得结构丧失承载能力最终导致破坏。材料的疲劳在没有产生宏观裂纹之前都难以观测,一旦产生了宏观裂纹之后,其损伤的发展速度会很快加速,在工程上会导致严重的后果[3]。目前工程上通过统计学与实验的结合,已经形成了一种较为成熟,适用性较强的一套理论方法,可以对工程件的寿命进行预测分析。通常是通过大量的疲劳损伤实验,拟合得到材料的S-N曲线,再通过力学分析计算结构的疲劳寿命[4]
损伤力学将疲劳过程中的裂纹萌生视为一个渐进损伤的过程[5]。认为材料在交变载荷下,在微观层次上出现微缺陷,这些微缺陷的发展导致了局部宏观力学性能的变化。在微缺陷生长到一定程度后,此处便出现了宏观裂纹。损伤力学方法用热力学方法描述此不可逆的过程,通过定义损伤度场来刻画局部微缺陷的危险程度,并推导损伤演化方程表征其演化规律[6-7]
损伤演化方程通常是描述损伤度累积速率的函数形式,其中损伤参数是代表材料损伤性能特征的材料参数。一般地,损伤演化参数多于一个,即会有2个或者更多的损伤演化参数,这些参数大多数都是通过实验决定。最常用的方法是通过S-N曲线决定参数,这些参数无法直接获得,而是采用参数拟合的方式进行估算,多参数拟合的方法计算量大,并且过程较为复杂,为结果带来一定的不确定性[8-14]
本文研究目的是提出一种损伤演化方程参数确定的新方法,推导出充分利用实验数据,减少同时拟合参数个数,逐一确定损伤演化参数。
1 损伤演化方程 首先,根据损伤力学理论[5, 8],对于各向同性金属材料,定义损伤度D
(1)

式中:E为材料的弹性模量;ED为材料损伤后微缺陷造成的有损弹性模量。显然损伤度D的取值范围为0~1。当D=0时,材料无损;当D=1时,材料局部失去承载能力,产生宏观裂纹。
材料含损伤的本构方程可以表示为
(2)

式中:εij为应变分量;σkl为应力分量;Cijkl为四阶柔度张量。
损伤驱动力Y可定义为[8]
(3)

式中:ρ为材料密度;e为应变能密度。
此时,损伤演化方程可以表示为[9]

式中:N为交变载荷循环次数;Yth为损伤驱动力门槛值;YM为相应于载荷峰值的损伤驱动力;Ym为载荷谷值的损伤驱动力;αp为待定的材料常数。
特别地,对于单轴加载情况,由式(3)知:

式中:σth为损伤应力门槛值;σmax为载荷应力峰值;σmin为载荷应力谷值。当YthYm时,损伤演化方程简化为
(4)

代入单轴加载损伤驱动力表达式得
(5)

一般通过式(5)的积分形式建立载荷与寿命的关系。然后利用标准疲劳实验数据对αp这2个参数进行最小二乘法同时拟合,这种“多参数直接拟合”计算量大,对于误差十分敏感,给疲劳问题的计算带来了不必要的麻烦。
2 参数确定新方法 2.1 损伤参数p的确定 对式(5)进行积分得
(6)

式(6)等号左边取D=0和D=1为积分上下限定积分可得
(7)

观察式(7)右边非常数项,其乘积为一常量,当最大应力σmax产生微小增量Δσmax时,相应的循环次数N也将产生相应的微小负增量ΔN,即
(8)

泰勒展开式(8)右边项,消去高阶小量
(9)

整理式(9)并取极限可得
(10)

(11)

式(10)和式(11)中仅有一个未知材料损伤参数p,令对应的损伤度为1,式(10)即为S-N曲线上一点(σmaxN)的斜率,损伤参数p即可基于实验的S-N曲线通过式(10)确定。
基于材料疲劳寿命的分散性和实验误差,可在S-N曲线上取多组中值疲劳实验数据点(σmaxiNi),对式(10)两边取对数并整理后得
(12)

进一步,定义参数拟合均方差函数为
(13)

一般认为损伤参数p为材质参数,与载荷无关,故对于特定S-N曲线,p为常数。因此,p的取值应使其拟合均方差取得极小值,即
(14)

至此,综合式(10)~式(14)可计算出p值,从而实现损伤参数的单一确定。
2.2 损伤参数α的确定 参看式(5),假设材料初始无损伤,当材料产生宏观裂纹时有

假定疲劳实验数据中,同一应力下疲劳寿命N0最长的实验点对应于无初始损伤的情况,则有
(15)

由式(15)可确定损伤参数α
参照2.1节做法,为提高参数确定的准确性,可在S-N曲线上取多组距中值疲劳寿命最远的实验点N0i(对应于无初始损伤的情况),对式(15)两边取对数并整理后有
(16)

定义参数拟合均方差函数为
(17)

令参数拟合均方差取极小值,即
(18)

至此,综合式(15)~式(18)可计算出α值,从而实现了损伤参数的单一确定。
2.3 损伤参数D0的确定 如2.2节所述,在应用成组法确定材料疲劳的S-N曲线的实验中,可以假定同一应力下疲劳寿命N0最长的实验点对应于材料无初始损伤的情况。
当初始损伤度D0≠ 0时,对式(5)积分有
(19)

在2.1节和2.2节中已经确定损伤参数αp的前提下,利用式(19)可基于疲劳实验的S-N曲线确定材料的初始损伤度D0
与2.1节同理,基于材料疲劳寿命的分散性和实验误差,在同样的疲劳寿命置信度下,在S-N曲线上取多组这样对应于初始损伤度D0的实验数据点(σmaxiNi),遵循前述的处理方法,对式(19)两边取对数有
(20)

定义参数拟合均方差函数为
(21)

令参数拟合均方差取极小值,即
(22)

至此,综合式(19)~式(22)可计算在建立材料疲劳的S-N曲线的实验中,具有同样置信度的初始损伤D0
3 应用举例 本节举例说明第2节参数拟合方法的应用,选取航空工程常用的铝合金材料LC9标准板件的疲劳实验数据[15]拟合损伤参数。
超硬铝合金LC9板材标准疲劳实验的几何外形和尺寸如图 1所示,材料热处理方法为CGS1,在室温下沿轴向施加循环载荷,加载频率为160 Hz,在应力集中系数Kt分别为1、3和5时的疲劳实验数据如表 1所示。
图 1 标准试样示意图 Fig. 1 Schematic diagram of standard specimen
图选项




表 1 LC9CgSi疲劳实验数据 Table 1 Fatigue test data of LC9CgSi
Kt=1 Kt=3 Kt=5
σn/MPa lg N σn/MPa lg N σn/MPa lg N
270 4.996 4 147 4.733 5 98 4.707 0
221 5.345 6 98 5.314 1 78 5.074 4
196 5.449 2 88 5.664 5 67 5.305 7
156 5.916 7 76 5.969 8 60 5.317 8
130 6.445 8 70 5.994 1 57 5.527 3


表选项






根据表 1数据拟合S-N曲线,然后根据上述单一损伤参数确定方法分别计算pα,所得结果如表 2所示。
表 2 参数拟合结果 Table 2 Parameter fitting results
Kt p α
1 1.021 2.505 67×10-5
3 1.112 3 4.304 6×10-4
5 0.389 9 2.867×10-4


表选项






分别将表 2中3套参数代入损伤演化方程式(15),并假设初始损伤为零。拟合曲线如图 2所示,可见拟合效果良好。
图 2 实验点与拟合曲线 Fig. 2 Test point and fitting curve
图选项




4 结论 金属材料虽然各方面的性能不尽相同,但就疲劳问题而言,损伤演化的规律性有着很强的一致性,即损伤演化可用损伤驱动力的指数函数表示。因此,常规的多参数拟合也具有较好的适用性,但是,参数越多拟合结果的不确定性就越强,可能由此造成损伤演化方程对损伤描述的偏离。一般应用中,多参数拟合是最常用的方式。
1) 本文单一损伤参数确定法旨在充分利用实验(现象/曲线)的特征,在理论框架内建立损伤参数的物理含义,不仅确定参数的方法简明,拟合的计算量小,适用性更宽泛,同时可以准确地反映金属构件的疲劳性能。
2) 本文分别基于典型结构材料的标准件(棒件/板件)疲劳实验结果,进行了损伤参数的单一确定,与实验结果相比,取得了良好的一致性,也证明了本文方法的合理性和适用性。

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