力學(xué)大會(huì)2015集金屬凹坑沖擊對(duì)疲勞壽命影響及其

金屬凹坑沖擊對(duì)疲勞影響及其疲勞預(yù)測(cè)*，*，*（航空航天大學(xué)交通科學(xué)與，+（飛機(jī)設(shè)計(jì)，:曲線發(fā)現(xiàn)在高區(qū)沖擊造成的疲勞性能損失明顯30%~50低壽命區(qū)，沖擊的影響不明顯為了進(jìn)一步研究沖擊凹坑作用的機(jī)理，使用有限元軟件計(jì)算沖擊產(chǎn)生的應(yīng)力集中和殘余應(yīng)力，并利用關(guān)鍵位置處的應(yīng)力集中系數(shù)和殘余應(yīng)力來對(duì)各組凹坑實(shí)驗(yàn)件的疲勞S- 在過去的40年里，鋁合金性的。很多物理參數(shù)對(duì)疲勞有很重要影響，其中就有沖擊產(chǎn)生的凹坑，比如跑道上的砂石、工具意外掉落、冰雹等都會(huì)在飛機(jī)蒙皮上產(chǎn)生凹坑。設(shè)計(jì)和人員必須了解產(chǎn)生的沖擊凹坑對(duì)結(jié)構(gòu)疲勞的影響，來確保飛機(jī)的飛行安全。低了材料的疲勞性能，相同應(yīng)力下沖擊后試驗(yàn)件的疲勞比光滑棒狀試驗(yàn)件的疲勞小兩個(gè)數(shù)量級(jí)試驗(yàn)件疲勞源的位置與受沖擊的速度有關(guān)為了研究沖擊產(chǎn)生的殘余應(yīng)力對(duì)疲勞性能的影響，ushu等[3將沖擊翼型試驗(yàn)件淬火，消除殘余應(yīng)力，然后再進(jìn)行疲勞實(shí)驗(yàn)經(jīng)過應(yīng)力消除后的試驗(yàn)件和相同沖擊條件下的試驗(yàn)件對(duì)比，發(fā)現(xiàn)將應(yīng)力消除后，疲勞極限可能增加也可能減小，甚至幾乎沒有影響，說明殘余應(yīng)力產(chǎn)生的影響與沖擊條件關(guān)難直觀判斷是拉伸殘余應(yīng)力還是壓縮殘余應(yīng)力占主要地位。另外沖擊產(chǎn)生的殘余應(yīng)力在疲勞過程中不是一成不變的，oy等[4]研究了殘余應(yīng)力在疲勞過程中的變化規(guī)律，通過靜壓痕產(chǎn)生的殘余應(yīng)力，然后進(jìn)行疲勞實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)殘余應(yīng)力在外力載荷作用下會(huì)發(fā)生減小，減小程度和外部施加載荷條件有關(guān)勞載荷較小(35%應(yīng)力)時(shí)軸向殘余應(yīng)力減小程度較小，而當(dāng)疲勞載荷較大時(shí)(54的屈服應(yīng)力)軸向殘余應(yīng)力產(chǎn)生了非常明顯的減小。沖擊產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)損傷也受到人們的關(guān)注，Mrtinz[5等研究了沖擊速度在305m/s0和30兩種沖擊角度下的沖擊對(duì)翼型前緣產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)損傷發(fā)現(xiàn)沖擊產(chǎn)生了塑性缺口、材料損失以及微觀裂紋和微觀位錯(cuò)形成剪切條紋帶等結(jié)構(gòu)損傷產(chǎn)生的缺口深度和材料程度與疲勞強(qiáng)度下降程度沒有明顯的對(duì)應(yīng)關(guān)系，而由微觀位錯(cuò)產(chǎn)生的剪切條紋帶方向平行于外載荷方向，暗示對(duì)裂紋擴(kuò)展產(chǎn)生的影響不明顯總之沖擊產(chǎn)生了多種形式的結(jié)構(gòu)損傷這些損傷與疲勞強(qiáng)度的損失沒有明顯對(duì)應(yīng)的關(guān)系。的kσ大于材料的屈服應(yīng)力，可以很好的解釋裂紋從這里萌生；而對(duì)于殘余應(yīng)力，沖t在實(shí)驗(yàn)和有限元的基礎(chǔ)上，科學(xué)工作者提出了很多重要理論來解釋沖擊產(chǎn)生的影ts等[9對(duì)對(duì)高速?zèng)_擊后的矩形橫截面試驗(yàn)件的疲勞性能分析，認(rèn)為沖擊引起的力集中、殘余應(yīng)力以及沖擊產(chǎn)生的微小裂紋都對(duì)疲勞性能產(chǎn)生了重要的影響，借助g-Tkhhi圖來預(yù)測(cè)材料的疲勞極限，使用預(yù)測(cè)試驗(yàn)件的疲勞極限即判斷沖擊后的試驗(yàn)件在相應(yīng)載荷下是否發(fā)生破壞，對(duì)疲同，而且大量文獻(xiàn)研究了材料的疲勞極限，對(duì)小于疲勞極限時(shí)的研究較少，不能對(duì)此提出了兩種預(yù)測(cè)沖擊后剩余疲勞的方法。圖1實(shí)驗(yàn)沖擊凹坑實(shí)驗(yàn)件是鋁合金擊凹坑方法還沒有一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)，為此參考ASTM的復(fù)合材料低速?zèng)_擊試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)《Standardtestmethodformeasuringthedamage ofafiber-rein dpolymermatrixcompositetoadrop-weightimpact擊凹坑試驗(yàn)(如圖2所示)實(shí)驗(yàn)臺(tái)主要由剛性底座、橡膠墊擊物和帶導(dǎo)軌的支撐框架組成，沖擊物質(zhì)量為8.227kg頭部為半徑12.7mm擊物與兩側(cè)導(dǎo)軌通過滾動(dòng)軸承連接，保證沖擊塊垂直落下。蓋板中心有一直徑50mm的擊頭部通過蓋板，不與其發(fā)生碰撞。為了半徑r0為115mm的沖凹坑，在底座中心有一個(gè)小于沖擊頭半徑的通孔，通孔半徑為10mm邊緣有1.5mm為了減少?zèng)_擊產(chǎn)生的震蕩實(shí)驗(yàn)件和剛性底座之間有一層10m厚的橡膠墊。圖2落錘沖擊實(shí)驗(yàn)擊為準(zhǔn)。在實(shí)驗(yàn)時(shí)，人工沖擊塊回彈后下落，避免造成二次沖上表 擊LhLh圖3沖擊實(shí)驗(yàn)完成后，對(duì)三組凹坑尺寸系數(shù)（1/30=1/151/10）的實(shí)驗(yàn)件進(jìn)行拉伸疲勞實(shí)驗(yàn)為了進(jìn)行對(duì)比，也進(jìn)行了對(duì)完好鋁合金薄板（即0）的疲勞實(shí)驗(yàn)組實(shí)驗(yàn)件（=0=1/30、1/15、1/0）在電磁高頻疲勞實(shí)驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行單軸恒幅拉伸疲驗(yàn)應(yīng)力比為0.06每組實(shí)驗(yàn)件使用成組法來得到各自的S-圖4疲勞實(shí)驗(yàn)N曲線中，對(duì)數(shù)化的疲勞與對(duì)數(shù)化后的疲勞應(yīng)力之間呈現(xiàn)典型的線性關(guān)系，疲勞隨著疲勞應(yīng)力增加而減小；2勞，而且當(dāng)疲勞越長時(shí)，沖擊造成疲勞強(qiáng)度的損失越明顯，如當(dāng)疲勞為1。

lgN=15.31172-4.29775lg

a)ψ=0疲勞S-N曲 b)ψ=1/30疲勞S-N曲lgN=11.22297-2.75915lg c)ψ=1/15疲勞S-N曲 d)ψ=1/10疲勞S-N曲 e)四組疲勞S-N圖5四組疲勞S-N曲線及其對(duì)綜上所述，對(duì)于三種凹坑尺寸系數(shù)ψ的薄板，疲勞實(shí)驗(yàn)的疲勞位于薄板的上表圖6ψ=1/30電鏡

圖7ψ=1/15電鏡 圖8ψ=1/10電鏡對(duì)薄板中心區(qū)域網(wǎng)格進(jìn)行加理，中心區(qū)域單元大小為0.4mm0.4mm0.32mm。各個(gè) 圖9表1剛試驗(yàn)45C3D4（4節(jié)點(diǎn)線性4面體三維實(shí)體單元數(shù)關(guān)系，見

(AB(εpl)n Θ(TTroom)(TmeltTroom tεpl0

dεpl0000表2Johnson–Cook塑性模型參數(shù)[15Cnm2024-在BQSlit模塊中模擬不同沖擊能量時(shí)，使用前處理中的預(yù)定義場(chǎng)，設(shè)定沖擊頭部的沖擊速度來實(shí)現(xiàn)某一特定能量水平的沖擊情況。選取一系列沖擊能量進(jìn)行模擬得到相應(yīng)的凹坑深度，所得結(jié)果如圖10所示，從圖乎相同，當(dāng)沖擊Π0=12.09J時(shí)，相對(duì)誤差最大達(dá)到3.9%，這可能是因?yàn)闆_擊能量較h/h/m 7 Π0/還對(duì)典型位置（如圖11所示）上的應(yīng)變載荷曲線的有限元仿真結(jié)果，有限元和實(shí)驗(yàn)的載荷應(yīng)變曲線對(duì)比結(jié)果如圖12所示，從上可以看出，于=0和=1/30的情況，有限元數(shù)據(jù)和實(shí)驗(yàn)結(jié)果非常吻合，說明有限元模擬在材料特性上和沖擊能量較低時(shí)沖擊凹坑形狀具有較高的可信度，能夠主要的應(yīng)力集中和應(yīng)力分流作用表現(xiàn)出來，而對(duì)于1/15和1/10的情況，有限元結(jié)果和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)存在一定差距，但是有限元結(jié)果和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)主要趨勢(shì)相一致，這應(yīng)變應(yīng)變0

圖11沖擊后實(shí)驗(yàn)0 載荷

-2.50.025507510.0 525應(yīng)變應(yīng)變

a) b)有限元4應(yīng)變應(yīng)變0-250.02.5507510012515.017.5200225c)

0-250025507510.012.515.017.520.022.5d)圖12應(yīng)變-載荷曲線對(duì)比kσlocal

yBOxCAr0時(shí)，kt為1.9，d=1.5r0時(shí)，yBOxCA

d/

圖14應(yīng)之前研究了當(dāng)外部載荷較小，實(shí)驗(yàn)件在彈性階段應(yīng)力集中的情況，但是當(dāng)外部載較大時(shí)進(jìn)入塑性階段，應(yīng)力集中系數(shù)會(huì)減小，如圖15所示，尤其當(dāng)外部載荷接近或大于材料屈服應(yīng)s320Mp時(shí)應(yīng)力集中系數(shù)下降的非常明顯。

d/

影響，軸向拉伸殘余應(yīng)力會(huì)降低試驗(yàn)件的疲勞強(qiáng)度，而壓縮殘余應(yīng)力好相反，提高

/Mpa0

d/ 文獻(xiàn)67在分析疲勞源位置時(shí)勞源區(qū)域應(yīng)力集中和殘余應(yīng)力，發(fā)現(xiàn)疲勞源所在的位置或是應(yīng)力集中嚴(yán)重，或是有最大的拉伸殘余應(yīng)力。本文同樣對(duì)疲勞源位置的應(yīng)力集中和殘余應(yīng)力進(jìn)行分析，見表3發(fā)現(xiàn)疲勞源位置存在十分明顯的應(yīng)4勞源區(qū)存在多個(gè)疲勞源，疲勞源位于是一個(gè)較大的范圍應(yīng)力集中嚴(yán)對(duì)比，可以看出應(yīng)力集中對(duì)疲勞源的位置影響顯著，而殘余拉伸應(yīng)力的影響不明顯勞源的位置與應(yīng)力集中、殘余應(yīng)力、外部載荷、甚至試驗(yàn)件本身有關(guān)應(yīng)力集中對(duì)疲勞源的位置影響十分顯著，在預(yù)測(cè)疲勞源的位置時(shí)可以通過分析應(yīng)力集中得到較為準(zhǔn)確的結(jié)果。--表4勞的影響十分。為了解決這個(gè)問題，使用裂紋萌生來進(jìn)行分析，因?yàn)槠谟闪鸭y萌生和裂紋擴(kuò)展組成而裂紋萌生占疲勞的主要部分。這樣研究裂紋萌生，只要分析疲勞源的情況即可。所以考慮使用疲勞源處的應(yīng)力來代替S-N曲線進(jìn)行修正，見（6）SmN SrefktSapplied 嚴(yán)重位置的殘余應(yīng)kt為應(yīng)力集中最嚴(yán)重位置的應(yīng)力集中系數(shù)。各種沖擊能量下，應(yīng)力集中最嚴(yán)重位置對(duì)應(yīng)的應(yīng)力集中系數(shù)和殘余應(yīng)力如表5所示。應(yīng)力集中系數(shù)平均殘余應(yīng)力Sres無0-在（7）是針對(duì)彈性應(yīng)力集中情況，而且進(jìn)入塑性階段后，施加外載荷會(huì)產(chǎn)生包效應(yīng)，殘余應(yīng)力會(huì)減少甚至，所以在低時(shí)，三組曲線之間存在一定差異，而且 圖16修正的兩參數(shù)S-N曲會(huì)使殘余應(yīng)力減小 即殘余應(yīng)力松弛現(xiàn)象，所以重新定 有效應(yīng)力SeffSeffktSappliedSres ktSappliedSres k σk k k 其中kt是外部載荷相關(guān)的應(yīng)力集中系數(shù)。這樣修正后得到數(shù)據(jù)結(jié)果如圖18所示，可以看出修正的金屬薄板沖擊后的疲勞數(shù)據(jù)位于一個(gè)窄的線條帶中，即不同凹坑尺寸系數(shù)的實(shí)驗(yàn)件的疲勞Nfit圖18考慮塑性影響的修正S-N曲通過之前對(duì)修正的兩參數(shù)低譜載形式如圖17所示，疲勞實(shí)驗(yàn)結(jié)果見表6圖17中-高-低24kN2000029kN1000017kN30000譜載循環(huán)周期數(shù)平均值為在對(duì)塊譜疲勞預(yù)測(cè)時(shí)利用之前得到的考慮應(yīng)力集中和殘余應(yīng)力的修正勞T

ni i1預(yù)測(cè)結(jié)果如表7所示，可以看出預(yù)測(cè)結(jié)果要小于實(shí)驗(yàn)結(jié)果，誤差一方面來自利用力集中和殘余應(yīng)力修正表7修正的S-N曲預(yù)測(cè)疲勞結(jié)14.1-5.876.5通過電鏡對(duì)沖擊后薄板的疲勞斷口分析，發(fā)現(xiàn)疲勞源的位置均位于薄板受沖擊一積損傷準(zhǔn)則相結(jié)合可以較好的預(yù)測(cè)沖擊凹坑實(shí)驗(yàn)件的譜載疲勞BertL.S.,ShivalliP.,KumarB.EffectofDentsonCrackGrowthinAluminumAlloyUnderConstant-AmplitudeLoading[J].JournalofAircraft,2012,Vol.49,No.2:357-366.PetersJ.O.,RitchieR.O.Influenceofforeign-objectdamageoncrackinitiationandearlycrackgrowthduringhigh-cyclefatigueofTi-6Al-4V[J].EngineeringFractureMechanics,2000,RuschauJ.,ThompsonS.R.,NicholasT.Highcyclefatiguelimitstressesforairfoilssubjectedtoforeignobjectdamage[J].InternationalJournalofFatigue,2003,25:955-962.BoyceB.L.,ChenX.,PetersJ.O.,HutchinsonJ.W.,RitchieR.O.Mechanicalrelaxationoflocalizedresidualstressesassociatedwithforeignobjectdamage[J].MaterialsScienceandEngineering,2003,A349:48-58.MartinezC.M.etal.EffectsofballisticimpactdamageonfatiguecrackinitiationinTi–6Al–4Vsimulatedengineblades[J].MaterialsScienceandEngineeringA325(2002)465-477.ChenX.,HutchinsonJ.W.Foreignobjectdamageandfatiguecrackthreshold:Crackingoutsideshallowindents[J].InternationalJournalofFracture,2001,107:31–51.ChenX.,HutchinsonJ.W.Particleimpactonmetalsubstrateswithapplicationtoforeignobjectdamagetoaircraftengines[J].JournaloftheMechanicsandPhysicsofSolids,2002,50:2669-SeyedM.M.,Kh.R.,MehdiT.Foreignobjectdamageontheleadingedgeofgasturbineblades[J].AerospaceScienceandTechnology,2014,33:65-75.PetersJ.O.etal.OntheapplicationoftheKitagawa–Takahashidiagramtoforeign-objectdamageandhigh-cyclefatigue[J].EngineeringFractureMechanics,2002,69:1425-1446.NicholasT.etal.ComparisonoffatiguelimitstrengthofTi–6Al–4Vintensionandtorsionafterrealandsimulatedforeignobjectdamage[J].InternationalJournalofFatigue,2005,OakleyS.Y.,NowellD.Predictionofthecombinedhigh-andlow-cyclefatigueperformanceofgasturbinebladesafterforeignobjectdamage[J].InternationalJournalofFatigue,2007,SeyedM.M.,Kh.R.,MehdiT.Foreignobjectdamageontheleadingedgeofgasturbineblades[J].AerospaceScienceandTechnology,2014,33:65-75.BoyceB.L.,etal.Mechanicalrelaxationoflocalizedresidualstressesassociatedwithforeignobjectdamage[J].MaterialsScienceandEngineering,2003,A349:48-58.MartinezC.M.,etal.EffectsofballisticimpactdamageonfatiguecrackinitiationinTi–6Al–4Vsimulatedengineblades[J].MaterialsScienceandEngineering,2002,A325:465-477.DonaldR.L.,ExperimentalInvestigationofMaterialModesforTi-6Al-4VTitaniumand2024-T3Aluminum[R].U.S.Washington:DepartmentofTransportationFederalAviationAdministrationOfficeofAviationResearch,2000.GregoryK.,FailureModelingofTitanium6Al-4VandAluminum2024-T3withtheJohnson-CookMaterialMode[R].U.S.Washington:DepartmentofTransportationFederalAviationAdministrationOfficeofAviationResearch,2003.RESEARCHONFATIGUEOFTHINMETAL AFTERIMPACTandPREDICTIONOFFATIGUELIFEOF TEWITHDENTLiu Xiong Zhang(1DepartmentoftransportationscienceandengineeringfromBeihangUniversity,Beijing,100191)(2Shanghaiaircraftdesignandresearchinstitute,Shanghai,200000)Inordertostudyfatigueofthin