基于单个缺陷的多轴疲劳寿命预测方法技术

本发明专利技术公开了一种基于单个缺陷的多轴疲劳寿命预测方法，步骤如下：预测单轴拉伸载荷和纯扭载荷下的疲劳寿命；计算单轴拉伸载荷下的疲劳强度极限和纯扭载荷下的疲劳强度极限；运用单轴拉伸载荷和纯扭载荷下的应力

【技术实现步骤摘要】
基于单个缺陷的多轴疲劳寿命预测方法


[0001]本专利技术属于航空系统
，具体指代一种基于单个缺陷的多轴疲劳寿命预测方法。

技术介绍

[0002]增材制造技术(Additive Manufacturing,AM)的快速发展改变了工业制造的生产方式。无论是解决传统制造的结构难题，还是航空航天维修的省时省力，又或者是飞行器的轻量化发展，都需要AM技术进入航空航天领域的产业化生产。然而目前增材制造部件还不能代替传统制造部件，究其原因，是增材制造工艺还不够成熟，但更重要的原因是人们对其内部缺陷的材料性能的影响没有完全了解。大量的研究表明，AM金属构件的疲劳性能受许多因素的影响，如打印的构建方向、粉末层厚、热处理、内应力、材料内部缺陷等等。其中缺陷主要是由于制造工艺的不完善引起，使得产品易产生一些肉眼不可见的空腔或杂物，例如气孔、未熔合区域、氧化物夹杂等导致应力集中，从而影响抗疲劳性能。为了能让AM材料在航空航天等领域得到更广泛的应用，必须要对AM材料的特性，特别是在疲劳特性方面进行更加仔细和深入的研究。
[0003]AM材料作为近年来热门的研究对象，受到越来越多的研究人员关注，对材料的内部缺陷的尺寸、形状和位置的研究已经取得了许多进展。但是，大多数研究都是针对单轴载荷的，对多轴载荷的疲劳研究则很少，阻碍了对AM材料疲劳性能的理解。目前的工程构件往往承受多轴疲劳载荷，而多轴疲劳的寿命预测一般会需要单轴和纯扭载荷下的应力寿命曲线和疲劳极限，这些参数通常是由单轴和纯扭疲劳实验测得，即对于多轴疲劳的寿命预测首先要进行完整的单轴和纯扭疲劳实验，获得二者的应力
‑
寿命曲线，用以估计相关的疲劳极限和负反斜率，最后与多轴疲劳寿命预测模型相结合。因此，多轴疲劳寿命预测的相关工作量很大，周期长且成本高，这为工程实践带来很大的不便。

技术实现思路

[0004]针对于上述现有技术的不足，本专利技术的目的在于提供一种基于单个缺陷的多轴疲劳寿命预测方法，以解决现有技术中多轴疲劳寿命的预测需要进行完整的单轴和纯扭的疲劳试验，造成工作量大和成本高的问题。
[0005]为达到上述目的，本专利技术采用的技术方案如下：
[0006]本专利技术的一种基于单个缺陷的多轴疲劳寿命预测方法，步骤如下：
[0007](1)预测单轴拉伸载荷和纯扭载荷下的疲劳寿命；
[0008](2)计算单轴拉伸载荷下的疲劳强度极限和纯扭载荷下的疲劳强度极限；
[0009](3)运用单轴拉伸载荷和纯扭载荷下的应力
‑
寿命数据拟合求解负反斜率；
[0010](4)使用修正的曲线方法预测单个缺陷的多轴疲劳寿命。
[0011]优选地，上述步骤(1)中单轴拉伸载荷和纯扭载荷下的疲劳寿命预测基于疲劳裂纹扩展模型；包含短裂纹扩展在内的疲劳裂纹扩展阈值ΔK
th
随裂纹长度变化的表达式：
[0012]ΔK
th
＝ΔK
dR
+ΔK
cR
[1
‑
e
‑
k(a
‑
d)
],a≥d
[0013][0014]式中，ΔK
dR
为微观结构阈值，Δσ
eR
为给定应力比R载荷下，持续裂纹扩展所需的标称应力范围，π为圆周率，a为裂纹长度，d为最强的疲劳裂纹扩展的微观结构屏障到材料表面的距离，Y为裂纹形状因子；ΔK
thR
为长裂纹扩展阈值；裂纹扩展的总外部阈值ΔK
cR
由长裂纹扩展阈值和微观结构阈值之差定义，即ΔK
cR
＝ΔK
thR
‑
ΔK
dR
；ΔK
th
为疲劳裂纹扩展阈值；
[0015]微观结构疲劳阈值ΔK
dR
计算如下式：
[0016]ΔK
dR
＝1.64
·
10
‑2E
[0017][0018]式中，E为材料的杨氏模量，Δσ
eR
为给定应力比R载荷下裂纹持续扩展所需的临界标称应力范围；
[0019]疲劳裂纹从独立的位于试样一边表面的缺陷处开始扩展直至断裂，基于Paris方程积分得到单轴拉伸载荷下疲劳寿命N
f
的计算公式：
[0020][0021][0022]ΔK
eff
＝ΔK
‑
ΔK
th
[0023][0024]式中，ΔK
eff
为有效的裂纹扩展阈值，Δσ为名义拉伸应力范围；ΔK为总应力强度因子范围；a1为有效初始裂纹长度：a1＝z
V
+r
p
，r
p
为裂纹尖端的塑性区域大小，z
V
为材料最大缺陷特征尺寸；v为泊松比；K
max
为最大应力强度因子，σ
0.2
为0.2％塑性应变的屈服强度；a2为试样失效的裂纹长度；未知的参数C、m和ΔK
thR
，从断口的疲劳条带反推来获取，由Paris公式推出下式：
[0025]lg(da/dN
f
)＝lgS＝mlg(ΔK)+lgC
[0026]式中，S为疲劳条带宽度，由疲劳断面观察得到；测量不同裂纹长度a上的S，将测量得到的数据作lgS
‑
lg(ΔK)图，根据最小二乘法拟合直线，由直线斜率和截距即可求得C和m；裂纹扩展速率足够小时所对应的应力强度因子即为长裂纹扩展阈值ΔK
thR
；
[0027]在纯扭载荷下，将裂纹形状因子Y改成F，代入单轴拉伸载荷下的疲劳寿命预测模型中，得到纯扭载荷下疲劳寿命N
ft
的计算公式：
[0028][0029][0030]式中，l和w分别为椭圆形裂纹的长和宽；Δτ为名义剪切应力范围。
[0031]优选地，上述步骤(2)包括：
[0032]根据上述得到的应力强度因子，推算出单轴疲劳极限σ
th
的计算公式：
[0033][0034]扭转疲劳极限是Ⅰ型分支裂纹不扩展的临界条件，故纯扭疲劳极限τ
th
也可由上式计算得出，将裂纹形状因子Y改成F，即：
[0035][0036]优选地，上述步骤(3)包括：
[0037]在给定应力振幅水平下的疲劳寿命遵循对数正态分布，且对数寿命的方差恒定，则由最小二乘回归模型得到50％存活率的双对数应力寿命曲线的负反斜率k
τ
：
[0038][0039]式中，x
m
为对数应力的平均值，y
m
为对数寿命的平均值，σ
i
为施加的名义正应力或剪切应力，N
f,i
为对应的预测寿命。
[0040]优选地，上述步骤(4)包括：
[0041]采用修正的曲线方法预测多本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于单个缺陷的多轴疲劳寿命预测方法，其特征在于，步骤如下：(1)预测单轴拉伸载荷和纯扭载荷下的疲劳寿命；(2)计算单轴拉伸载荷下的疲劳强度极限和纯扭载荷下的疲劳强度极限；(3)运用单轴拉伸载荷和纯扭载荷下的应力
‑
寿命数据拟合求解负反斜率；(4)使用修正的曲线方法预测单个缺陷的多轴疲劳寿命。2.根据权利要求1所述的基于单个缺陷的多轴疲劳寿命预测方法，其特征在于，所述步骤(1)中单轴拉伸载荷和纯扭载荷下的疲劳寿命预测基于疲劳裂纹扩展模型；包含短裂纹扩展在内的疲劳裂纹扩展阈值ΔK
th
随裂纹长度变化的表达式：ΔK
th
＝ΔK
dR
+ΔK
cR
[1
‑
e
‑
k(a
‑
d)
],a≥d式中，ΔK
dR
为微观结构阈值，Δσ
eR
为给定应力比R载荷下，持续裂纹扩展所需的标称应力范围，π为圆周率，a为裂纹长度，d为最强的疲劳裂纹扩展的微观结构屏障到材料表面的距离，Y为裂纹形状因子；ΔK
thR
为长裂纹扩展阈值；裂纹扩展的总外部阈值ΔK
cR
由长裂纹扩展阈值和微观结构阈值之差定义，即ΔK
cR
＝ΔK
thR
‑
ΔK
dR
；ΔK
th
为疲劳裂纹扩展阈值；微观结构疲劳阈值ΔK
dR
计算如下式：ΔK
dR
＝1.64
·
10
‑2E式中，E为材料的杨氏模量，Δσ
eR
为给定应力比R载荷下裂纹持续扩展所需的临界标称应力范围；疲劳裂纹从独立的位于试样一边表面的缺陷处开始扩展直至断裂，基于Paris方程积分得到单轴拉伸载荷下疲劳寿命N
f
的计算公式：的计算公式：ΔK
eff
＝ΔK
‑
ΔK
th
式中，ΔK
eff
为有效的裂纹扩展阈值，Δσ为名义拉伸应力范围；ΔK为总应力强度因子范围；a1为有效初始裂纹长度：a1＝z
V
+r
p
，r
p
为裂纹尖端的塑性区域大小，z
V
为材料最大缺陷特征尺寸；v为泊松比；K
max
为最大应力强度因子，σ
0.2
为0.2％塑性应变的屈服强度；a2为试样失效的裂纹长度；未知的参数C、m和ΔK
thR
，从断口的疲劳条带反推来获取，由Paris公式推出下式：
lg(da/dN
f
)＝lgS＝mlg(ΔK)+lgC式中，S为疲劳条带宽度，由疲劳断面观察得到；测量不同裂纹长度a上的S，将测量得到的数据作lgS
‑
lg(ΔK)图，根据最小二乘法拟合直线，由直线斜率和截距即可求得C和m；裂纹扩展速率足够小时所对应的应力强度因子即为长裂纹扩展阈值ΔK
thR
；在纯扭载荷下，将裂纹形状因子Y改成F，代入单轴拉伸载荷下的疲劳寿命预测模型中，得到纯扭载荷下疲劳寿命N
ft
的计算公式：的计算公式：式中，l和w分别为椭圆形裂纹的长和宽；Δτ为名义剪切应力范围。3.根据权利要求1所述的基于单个缺陷的多轴疲劳寿命预测方法，其特征在于，所述步骤(2)包括：根据上述得到的应...

【专利技术属性】
技术研发人员：王英玉，张晓凡，苏振李，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：