疲劳损伤评估范文

疲劳损伤评估范文（精选9篇）

疲劳损伤评估 第1篇

金属磁记忆检测技术是由俄罗斯学者Doubov[1]于1997 年提出的一种新的损伤检测及表征方法, 其基本原理是处于地磁环境下的铁磁构件受工作载荷的作用, 其内部会发生具有磁致伸缩性质的磁畴组织定向的和不可逆的重新取向, 并在应力与变形集中区形成的漏磁场切向分量Hp (x) 具有最大值, 法向分量Hp (y) 改变符号且具有零值点, 这种磁状态的不可逆变化在工作载荷消除后继续保留, 从而通过漏磁场法向分量Hp (y) 的测定, 便可推断工件的应力集中和损伤部位[1,2]。该技术因具有对金属构件损伤进行早期检测及定量表征的潜力而受到国内外许多研究者的极大关注, 并开展了较多的研究工作。但是, 由于发展时间较短, 目前只能定性的对磁记忆检测结果进行分析, 难以达到对构件疲劳损伤程度的定量化表征[3,4,5,6]。

本工作通过对18CrNi4A钢缺口试件在三级应力水平下进行疲劳试验和磁记忆信号检测, 研究了磁信号在疲劳循环过程中的变化规律, 探讨了磁场强度梯度K平均值法对于定量评估试件疲劳损伤的可行性。本研究结果为建立定量评估构件疲劳损伤的磁记忆评价模型奠定了基础。

1 实验材料和方法

选用应用广泛的18CrNi4A渗碳钢, 该钢经淬火 (810～830℃, 1h, 油冷) 及低温回火 (170～190℃, 2h, 空冷) 后, 具有良好的综合性能, 材料拉伸性能如表1所示。疲劳试件形式及尺寸如图1所示, 缺口应力集中系数Kt=3。试件的初始磁信号受机械加工、热处理状态和运输条件等各种因素的影响较大, 为了消除材料本身磁性对结果的影响, 实验前对试件进行感应退磁处理。

疲劳试验采用应力控制, 选用三级应力水平 (最大疲劳应力分别为0.93σ0.2, 0.76σ0.2, 0.58σ0.2) , 正弦波形, 应力比R=0.1, 加载频率f=3。磁信号检测跟踪试件从未加载直至断裂的整个过程的磁信号变化。检测方式采用离线检测, 即在预定周次从疲劳试验机上取下试件, 按南北方向水平放置于检测平台上, 采用三维电控平移台带动磁信号检测探头, 以10mm/s的移动速率和0.5mm提离高度, 沿试件上所标的五条检测通道从A (北) 到B (南) 方向进行。五条测量线长度为60mm, 如图1虚线所示。

疲劳试验于MTS810型液压伺服试验机上进行;表面磁记忆信号的检测采用EMS2003型智能磁记忆检测仪;采用非铁磁性材料的三维电控平移台控制探头移动。

2 结果与讨论

2.1 磁信号变化特征及应力集中位置判定

在三级应力水平下的疲劳试验过程中, 各试件表面磁信号具有相同的变化规律。同时, 在各试件的1-5检测通道磁信号随循环周次的变化规律中, 3和5通道相似, 1, 2和4通道相似。图2给出了0.93σ0.2条件下试件表面1, 3通道磁信号随循环周次的变化关系。由图2可知, 经过1次循环后, 试件表面磁信号即与初始磁信号有很大差异, 磁信号最大值Hp (y) max和最小值Hp (y) min的绝对值急剧增加, 并且磁信号曲线出现过零点。在稳定循环阶段, 磁信号随疲劳循环周次增加无显著改变, 直至寿命裂纹萌生后, 磁信号逐渐增大, 并在断裂后发生激变, 在断口处形成正负磁极。

比较图2中1, 3通道磁信号变化规律, 1通道磁信号变化较为平缓, 无信号突变特征。3通道磁信号在缺口附近出现近似台阶状的突变。1, 3通道分别位于试件中心和缺口根部, 根据文献[7]的研究结果, 缺口试样在拉应力作用下, 最大应力位于缺口根部, 并呈蝴蝶形对称分布。由此可见, 1, 3通道磁信号特征的不同, 主要是由于应力集中程度不同所致。从1, 3通道磁信号过零点看, 两通道的磁信号过零点均与试件断裂位置不吻合, 存在一定的位置偏离, 这一特征在应力集中程度较小的1通道更为明显, 而这与目前磁记忆技术采用过零点判定应力集中位置的判断准则并不一致[8]。将疲劳循环过程中试件表面磁信号减去初始磁信号, 其数据处理结果见图3。可见, 数据处理后, 磁信号过零点与试件断裂位置基本完全重合, 偏离距离很小, 由此可见, 采用该方法处理磁信号后, 磁信号过零点准则判定应力集中位置更为有效准确, 这与文献[9]的研究结果一致。

2.2 磁信号特征参量变化特征

为了定量评估构件损伤程度, 必须提取磁信号的特征参量。目前较为常用的磁信号特征参量是磁场强度梯度Kmax。本工作经过对磁信号实验数据的分析, 提出了以下三特征参量, 即磁信号最大值Hp (y) max、磁信号最小值Hp (y) min及磁信号最大值与最小值的差值Hp (y) sub。

由于在三级应力水平下试件表面磁信号具有相同的变化规律, 磁信号特征参量Kmax, Hp (y) max, Hp (y) min及Hp (y) sub也具有相同的变化规律。图4和图5分别给出了0.93σ0.2条件下试件1-5通道特征参量Kmax值以及1, 3通道特征参量Hp (y) max, Hp (y) min及Hp (y) sub随循环周次的变化规律。由图4可知, 位于试件中部的1, 2, 4通道特征参量Kmax绝对值基本相同, 并且明显低于试件缺口根部的3, 5通道Kmax绝对值, 而裂纹首先萌生处的3通道Kmax绝对值最大。对于3通道Kmax值, 可分为三阶段:第一阶段为Kmax绝对值快速增长阶段, 即在疲劳试验开始的100循环周次左右, 这阶段对应材料的循环软化阶段;当进入材料疲劳稳定循环阶段后, Kmax绝对值基本保持稳定, 为第二阶段;裂纹萌生后, Kmax绝对值逐渐增大, 直至断裂前的激增, 为第三阶段。磁信号特征参量Hp (y) max, Hp (y) min及Hp (y) sub绝对值也存在类似的变化规律, 如图5所示。由此可知, 磁信号特征参量Kmax, Hp (y) max, Hp (y) min及Hp (y) sub值存在一定的内在联系, 其绝对值均随应力集中和疲劳损伤程度的加剧而逐渐增加, 反映了构件应力集中和疲劳损伤程度。因此, 通过磁信号特征参量Kmax, Hp (y) max, Hp (y) min及Hp (y) sub值的变化特征, 可准确判定构件应力集中及疲劳损伤程度。

同时, 比较三级应力水平下磁信号特征参量Hp (y) sub值随循环周次的关系, 结果如图6所示。由图6可知, 最大疲劳应力为0.93σ0.2试件 (1#和2#试件) 的Hp (y) sub值最大, 最大疲劳应力为0.76σ0.2试件 (3#和4#试件) 的Hp (y) sub值居中, 最大疲劳应力为0.58σ0.2试件 (5#试件) 的Hp (y) sub值最小。Hp (y) sub值大小表现出与应力水平存在强烈的相关性, 应力水平越大, Hp (y) sub值也越大, 而同一级应力水平下的Hp (y) sub值基本相当。另外, 磁信号特征参量Hp (y) max, Hp (y) min也具有相同的特性。由此可见, 磁信号特征参量Hp (y) max, Hp (y) min和Hp (y) sub可准确表征构件的受力历程。

2.3 损伤定量评估方法

通过对磁信号特征参量的提取以及特征参量随疲劳循环周次的变化特征分析结果可知, 特征参量可定量评估构件的损伤程度。采用磁场强度梯度Kmax平均值法[10], 其数据处理方式如下:

对实验过程中首先出现裂纹一侧的磁记忆信号检测通道上不同疲劳循环周次下的磁场强度梯度Kmax进行算术平均值计算:

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式中:n为构件疲劳试验过程中在不同循环周次采集磁记忆信号的总次数;Kimax为第i次磁信号检测时磁场强度梯度最大值。

将在不同循环周次下经过磁信号处理所得到的磁场强度梯度Kmax与式 (1) 计算结果进行比较, 得到其比值m:

undefined

如m>1, 则构件已存在较为严重的应力集中和损伤[11]。

根据以上的定量计算方式, 对疲劳试验磁信号数据进行处理, 结果如表2所示。

由表2可知, 在不同的应力水平下, 采用磁场强度梯度Kmax平均值法进行定量计算, 得到当m>1时, 疲劳循环周次基本上接近或等于观察到裂纹萌生时的疲劳循环周次。

以表2中最大疲劳应力0.76σ0.2 (4#) 和0.58σ0.2 (5#) 为例。4#和5#试样特征参量Kmax值与循环周次定量评估计算结果如图7所示。4#试样疲劳总寿命为8002循环周次, 观察到微小疲劳裂纹的循环周次是3900次, 采用磁场强度梯度Kmax平均值法计算得到m>1时的循环周次是3900次, 与观察到微小疲劳裂纹的循环周次一致。5#试样疲劳总寿命为21670循环周次, 观察到微小疲劳裂纹的循环周次是14109次, 采用磁场强度梯度Kmax平均值法计算得到m>1时的循环周次是11000次, 较观察到的微小疲劳裂纹的循环周次早3109次, 预测误差仅为22% (=3109/14109×100%) 。由以上结果可知, 疲劳试验结果很好地符合了当m>1时, 构件存在较为严重的应力集中和损伤的磁场强度梯度Kmax平均值法判定准则, 并且误差较小。因此, 可采用该方法对构件疲劳损伤程度进行定量评估。

(a) 0.76σ0.2; (b) 0.58σ0.2 (a) 0.76σ0.2; (b) 0.58σ0.2

3 结论

(1) 缺口疲劳试件经过1次循环后, 试件表面磁信号即与初始磁信号有很大差异, 磁信号曲线出现过零点。在稳定循环阶段, 磁信号随疲劳循环周次增加无显著改变, 直至疲劳裂纹萌生后, 磁信号逐渐增大, 并在断裂后发生激变, 在断口处形成正负磁极。

(2) 疲劳循环过程中试件表面磁信号减去初始磁信号后, 磁信号过零点与试件断裂位置重合, 该方法可有效判定应力集中位置。

(3) 磁信号特征参量Hp (y) max, Hp (y) min和Hp (y) sub值与应力水平存在强烈的相关性, 应力水平越大, Hp (y) sub值也越大, 而同一级应力水平下的Hp (y) sub值基本相当, 三特征参量可准确表征构件的受力历程。

(4) 磁信号特征参量Kmax, Hp (y) max, Hp (y) min和Hp (y) sub值随循环周次的增加, 均表现为三阶段变化特征, 其绝对值均随应力集中和疲劳损伤程度的加剧而逐渐增加, 参量之间存在一定的内在联系, 反映了构件应力集中和疲劳损伤程度。

(5) 磁信号特征参量K平均值法可较准确地定量评估疲劳损伤, 该方法判据为:当m (m=Kmax /Kundefined) >1, 试件存在严重的疲劳损伤。

参考文献

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疲劳损伤阀值研究 第2篇

疲劳损伤阀值研究

提出了一种新的疲劳损伤阀值,它是一个随机变量.疲劳寿命在一定显著水平下服从对数正态分布,由此可以证明疲劳损伤阀值服从正态分布.另外,通过统计检验,验证线性累积损伤也服从正态分布.因此,新定义的疲劳损伤阀值与线性累积损伤之间在分布形态上是一致的.还给出了带有可靠度和置信度的疲劳损伤阀值.

作 者：杜洪增 田秀云 周煊 作者单位：中国民航学院,天津,300300刊 名：航空学报 ISTIC EI PKU英文刊名：ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA年，卷(期)：200324(3)分类号：O346.2 V215.5关键词：疲劳损伤阀值 积累损伤 正态分布

疲劳损伤评估 第3篇

本工作采用超音速等离子喷涂技术制备铁基自溶性合金涂层,以球盘式接触疲劳试验机为平台研究涂层接触疲劳损伤过程中声发射特征参数幅值、RMS、能量、计数以及平均频率的变化规律,旨在揭示涂层的接触疲劳损伤机理。

1 涂层的制备及实验方法

1.1 涂层的制备

本工作采用HEPJet型高效能超音速等离子喷涂装置制备涂层,该装置利用非转移型等离子弧与高速气流相混合时出现的“扩展弧”来加热并加速喷涂粒子获得超音速等离子束流,充分熔融的粒子快速沉积到基体表面、铺展并迅速凝固形成涂层。实验用基体材料选用调质1045钢,外径、内径及高度分别为60,30,25mm的圆环试样,端面磨光处理。喷涂前先对基体进行丙酮清洗,端面进行棕刚玉喷砂粗化。工作层为Fe基自熔性合金,成分(质量分数,下同)为:Cr=13.6%,B=1.6%,Si=1.1%,C=0.15%,Fe=83.55%。该合金具有良好的去氧、除气和自润湿能力,常温下具有良好的耐磨、耐疲劳性。打底层为AlSiNi合金,成分为:Al=85%,Si=10%,Ni=5%。AlSiNi合金具有良好的放热效应,可以减少基体与工作层热失配造成的残余应力,显著的提高涂层的结合强度。涂层截面的微观结构形貌如图1所示,经过磨削加工后工作层厚度为200～250μm,打底层厚度为50～100μm,涂层比较致密,涂层内部存在少量的孔隙、微裂纹和未熔粒子,这些微缺陷的存在将严重影响涂层的抗接触疲劳性能。

1.2 接触疲劳实验

采用YS-1型球盘式接触疲劳试验机对涂层进行接触疲劳实验,该试验机主要模拟推力轴承的接触副形式来考察涂层等硬质薄膜材料的接触疲劳性能[9]。试验机采用杠杆加载,载荷由载荷传感器在线监测。采用11球轴承(GCr15)作为配对摩擦副,转速受驱动电机控制,由速度传感器实时监测。使用美国物理声学公司(PAC)生产的PCI-2声发射检测系统对涂层接触疲劳损伤过程进行实时监测,为了尽可能获得原始的、低衰减的疲劳损伤声发射信号,声发射传感器直接安装到涂层试样的侧面。声发射传感器频响范围125～750kHz,谐振频率为140kHz,信号采样率为2MSPS,前置放大器放大额度为40dB,经放大器放大的信号经带通滤波(50～500kHz),门槛值设定为40dB。本次实验转速为2500r/min,通过赫兹公式计算本次实验的最大接触应力为1.58GPa。声发射幅值、RMS、能量、计数和平均频率是常用来分析疲劳损伤特征的重要特征参数。幅值是指一次撞击中声发射振幅的最大值,其与损伤程度有直接的关系。RMS是一次撞击中声发射振幅平方的平均值的平方根,其对门槛值、工作频率和传播特性不甚敏感,可以很好地反映涂层的疲劳损伤程度。能量是指一次撞击中声发射幅值对持续时间的积分值,反映的是事件的相对能量或强度,可以有效地分析复杂背景噪声条件下的声发射信号,较好的去除白噪声的干扰,也可用于复杂声发射信号活动性评价。计数是指一次撞击中信号越过门槛值的个数,其对裂纹的扩展比较敏感,可用于波源的类型鉴别。平均频率是一次事件中声发射频率的平均值。

2 实验结果及分析

2.1 疲劳损伤过程中声发射幅值的变化规律

转速为2500r/min,最大接触应力为1.58GPa的实验工况条件下进行10组平行水平实验,其中9个试样发生点蚀失效,1个试样发生剥落失效,所以点蚀是该工况条件下的主要失效模式。

涂层接触疲劳损伤过程中声发射幅值的变化规律如图2所示,可以看出涂层点蚀失效可大致分为涂层表面粗糙微凸体去除、弹塑性变形、裂纹萌生、裂纹稳定扩展和裂纹失稳扩展五个阶段。实验开始阶段,幅值高达70dB以上,之后急剧降低到58～60dB,持续时间极短,只持续5～10s,如图2中1#箭头所示。这主要是由表面磨削加工造成的粗糙凸起的尖峰在剪切应力的作用下快速去除而引起的。该阶段涂层疲劳损伤形貌如图3所示,可以看出在非滚动接触区存在非常明显的粗糙磨削加工痕迹,而滚动接触区域粗糙的磨削加工痕迹已被去除。之后幅值进入一个比较稳定的阶段即弹塑性变形阶段,如图2中1#,2#箭头之间,幅值维持在55～60dB之间,这是由于滚动接触区域内的涂层材料在循环应力的作用下发生弹塑性变形连续释放能量而产生声发射信号。裂纹萌生阶段即图2中2#,3#箭头之间,幅值呈不连续的急剧突变,突变值高达78dB。这主要是在循环交变应力的作用下微裂纹的萌生和一定程度的扩展释放能量而产生声发射信号,萌生的微裂纹扩展过程中遇到扩展障碍后将处于稳定,但这种稳定只是暂时的,随着损伤的加剧,裂纹尖端的应力集中也越来越严重。裂纹萌生阶段涂层接触疲劳损伤形貌如图4所示,可以看出在滚动接触区域存在较多的环形、Z形、蠕虫状等微观裂纹,这些微裂纹主要分布在涂层粒子界面处和孔隙的尖角处。图2中3#,4#箭头之间时处于裂纹稳定扩展阶段,该阶段幅值继续呈现不连续的突变,突变值高达80dB,这主要是由萌生的微裂纹越过扩展障碍呈稳定且不连续的扩展导致材料产生微断裂而释放较强的声发射信号。微断裂材料边缘同时又伴随有新的裂纹萌生,总之,裂纹稳定扩展引起更多的裂纹萌生促使产生强度较大的声发射信号。裂纹稳定扩展阶段涂层接触疲劳损伤形貌如图5所示,可以看出涂层表面接触区域产生较宽且深的裂纹,这些宽又深的裂纹主要分布于涂层粒子界面处。当处于稳定阶段的裂纹积蓄的能量高于越过扩展障碍所需的能量时,裂纹将继续扩展,裂纹继续扩展时将瞬间释放极高的能量,幅值高达93dB。图2中4#箭头之后是裂纹失稳扩展阶段,声发射幅值连续达到80dB,该阶段裂纹快速扩展、连接、闭合导致涂层材料的最终去除并形成原始点蚀坑,如图6所示。点蚀坑周围的涂层粒子结构变的不稳定而极易剥离,直到在涂层表面形成大量的点蚀坑,如图7(a)所示。点蚀坑深度较浅,只有20～30μm。涂层点蚀失效主要是由于粗糙的涂层表面微凸体与轴承球滚压接触时,微凸体发生强烈的塑性变形,并在滚动接触区域形成黏着磨损而产生较大的剪切应力,微凸体在剪切应力的作用下而被去除,去除的微凸体会充当磨粒,在润滑油的作用下挤入滚动接触区域,这时涂层、磨粒、滚动轴承三者形成三体磨料磨损。图7(b)为涂层点蚀失效高倍放大形貌,可以看出涂层粒子被剥离的痕迹和微裂纹扩展的轨迹,点蚀坑底部极为不平整。

2.2 疲劳损伤过程中声发射RMS和能量的变化规律

涂层接触疲劳损伤过程中声发射RMS和能量的变化规律分别如图8和图9所示。声发射RMS和能量变化趋势相似,实验开始阶段,RMS和能量维持在比较高的水平,RMS值高达0.022V,能量高达2750μV,分别如图8和图9中1#箭头所指。这主要是由于涂层表面粗糙微凸体在剪切应力的作用下快速去除而产生较强的声发射信号。之后RMS和能量都急剧降低,RMS降低到0.016V左右,能量降低到2000μV以下。与幅值变化不同的是,弹塑性变形阶段即图8和图9中1#,2#箭头之间,RMS和能量呈缓慢上升,这主要是由涂层材料弹塑性变形释放能量产生弹性波而引起的,同时这也说明在循环应力作用下涂层材料的弹塑性变形是个累积的过程,RMS和能量上升的速率可以反映弹塑性变形的快慢。裂纹萌生阶段即图8和图9中2#,3#箭头之间,RMS和能量并没有像幅值一样发生急剧的突变,而是变化平稳,但间断发生多次脉冲越阶,这有可能是裂纹的萌生和增殖引起的,同时也说明RMS和能量对裂纹的萌生和增殖都比较敏感。裂纹稳定扩展阶段即图8和图9中2#,3#之箭头间,RMS和能量越阶的次数和额度都明显地增加,RMS越阶额度最高达到0.037V,能量突变值分布在2000～2700μV较大的范围内。这是因为裂纹稳定扩展释放较强的声发射信号引起的,RMS和能量突变额度的大小可以反映裂纹扩展的程度。图8中和图9中4#箭头之后,RMS和能量突然增加到很高的水平,RMS值高达0.056～0.073V,而能量突增至4000～5900μV,分别如图8和图9中3#箭头所指。这主要是因为裂纹失稳扩展和涂层材料的去除引起能量快速释放产生了强烈的声发射信号。

2.3 疲劳损伤过程中声发射计数和平均频率的变化规律

涂层接触疲劳损伤过程中声发射计数和平均频率的变化规律分别如图10和图11所示,可以看出计数和平均频率的变化趋势极为相似。实验开始阶段,声发射计数和平均频率额度比较高,之后快速降低,这与幅值、RMS和能量的变化趋势相似,分别如图10和图11中1#箭头所指。这主要是因为涂层表面微凸体去除产生的声发射信号以连续型为主,信号频率高、衰减慢,越过门槛值的次数相对较多。弹塑性变形阶段即图10和图11中1#,2#箭头之间,计数和平均频率呈缓慢上升,上升的速率同样可以反映弹塑性变形快慢,这与RMS和能量的变化趋势相似,主要是由涂层材料弹塑性变形累积释放强度越来越大的连续型声发射信号造成的。裂纹萌生阶段即图10和图11中2#,3#箭头之间,计数和平均频率总体呈平稳的上升,这主要是裂纹的萌生和增殖引起的。但需要说明的是,期间计数和平均频率发生了突然的降低,如图10和图11中a#箭头所指,这是因为涂层表面不可避免地存在未熔粒子、孔隙等微缺陷,微缺陷处材料结构不稳定,微裂纹易于在这些缺陷处萌生和扩展,致使涂层粒子被剥离,在涂层表面形成点蚀坑,尤其是如果涂层表面存在未熔粒子时,其与周围涂层粒子的结合强度较低,极易在裂纹萌生的初期被剥离。点蚀坑的存在使得轴承球与涂层的实际接触面积减少,造成越过门槛值的声发射信号数量减少,计数和平均频率瞬间降低。裂纹失稳扩展阶段即图10和图11中3#,4#箭头之间,计数和平均频率总体呈锯齿状上升,这主要因为裂纹稳定扩展释放混合型声发射信号引起的。裂纹失稳扩展阶段即图10和图11中4#箭头之后,计数和平均频率呈下降的趋势,这与幅值和RMS完全不同。造成计数和平均频率降低的主要原因是因为滚动区域内裂纹失稳扩展、连接、闭合造成涂层材料的去除,使得轴承球与涂层的接触面积减少,造成越过门槛值的声发射信号数量减少,计数和平均频率降低。还有可能是因为裂纹失稳扩展释放幅值高、频率高、衰减极快的突发型声发射信号,使越过门槛值的声发射数量相对减少而造成的。

3 结论

(1)转速为2500r/min和应力水平为1.58GPa实验条件下,点蚀是涂层的主要失效形式。涂层粗糙的表面微凸体与轴承球滚压接触产生黏着磨损,以及涂层、磨粒、滚动轴承三者形成三体磨料磨损是点蚀失效形成的主要原因。

(2)声发射幅值、RMS、能量、计数和平均频率对涂层表面粗糙微凸体材料去除、弹塑性变形、裂纹萌生、裂纹稳定扩展和失稳扩展过程比较敏感,并在不同疲劳损伤的阶段具有不同的信号反馈特点。

(3)疲劳损伤开始阶段,粗糙微凸体材料快速去除使得声发射幅值、RMS、能量、计数和平均频率都维持在比较高的水平;弹塑性变形阶段,幅值比较稳定,RMS、能量、计数和平均频率呈缓慢上升;裂纹萌生阶段,幅值呈不连续的急剧突变,RMS、能量、计数和平均频率总体变化平稳,但间断发生多次脉冲越阶;裂纹稳定扩展阶段,幅值呈不连续的急剧突变,RMS和能量越阶的频率和额度明显的提高,计数和平均频率呈锯齿状上升;裂纹失稳扩展阶段,幅值、RMS和能量连续增加到很高的水平,计数和平均频率呈下降的趋势。

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数值模拟外物损伤对疲劳寿命的影响 第4篇

数值模拟外物损伤对疲劳寿命的影响

利用ANSYS参数化设计语言(APDL)对于外物冲击后的叶片模型循环应力场和剩余疲劳寿命的.再分析.将冲击损伤作为初始状态,改变材料本构关系,重新施加疲劳循环载荷,计算循环应力应变场和低、高周疲劳寿命,并与未受冲击的叶片疲劳分析结果进行了对比.

作 者：罗荣梅 作者单位：沈阳理工大学装备工程学院,沈阳,110016刊 名：科技资讯英文刊名：SCIENCE & TECHNOLOGY INFORMATION年，卷(期)：“”(14)分类号：V37关键词：APDL FOD 疲劳寿命 残余应力

疲劳损伤评估 第5篇

随着飞机使用年限的增加，在蒙皮搭接板（壳）结构中的共线铆钉孔边会出现多条疲劳裂纹，这是一种典型多处损伤（Multi-site Damage,MSD）的几何特征，MSD使得结构剩余强度明显降低、临界裂纹尺寸减小、裂纹扩展寿命显著缩短、损伤容限能力急剧下降，对老龄飞机的结构安全性构成极大威胁，因此认识MSD的发展变化规律具有十分重要的意义和工程应用价值[1]。MSD问题最重要的研究内容之一是MSD裂纹应力强度因子的计算，它是含MSD结构的裂纹扩展分析的前提[2,3,4]。本文通过控制单一影响因素的方法分别改变裂纹的角度、紧固件孔的形状、紧固件孔的孔径来建立蒙皮结构简化模型；借助ABAQUS软件的扩展有限元方法对裂纹扩展进行分析[5]，得到模型的主应力云图以及裂纹的应力强度因子和能量释放率；最后汇总有限元分析得到的数据，分析这些单一变量给裂纹扩展、连通带来的影响。

1 复合型断裂判据

在复合型裂纹应力强度因子的计算中采用最大周向拉应力判据，其基本思想是：(1)裂纹沿最大周向拉应力（σθ，max）的方向开裂；(2)当该方向的周向拉应力达到临界值（σθ，C）时，裂纹开始失稳扩展。断裂判据为：

可通过Ⅰ型裂纹断裂韧性求得最大周向拉应力临界值：

其中：kIC为含Ⅰ型裂纹的材料断裂韧性；r0为以裂尖为圆心的小圆半径。

裂纹的初始开裂角θ0由下式得到：

其中：KⅠ和KⅡ分别为Ⅰ型和Ⅱ型裂纹的应力强度因子。

由得θ0=±π，对应的原裂纹的自由表面显然不是裂纹的扩展方向，无实际意义，因此，初始开裂角决定于式（4):

最大周向拉应力为：

2 含多裂纹金属板模型的建立

2.1 含共线双裂纹金属板模型

设模型的长和宽分别为100mm和70mm，初始裂纹长度为8mm,2个半圆孔半径为10mm。由于蒙皮属于薄板，这里可简化为平面应力问题，建模时选择2D模型，并在定义材料时给予厚度为3mm。

模型材料选用飞机上广泛应用的2024-T3铝合金，其弹性模量为73.1×103 MPa，泊松比为0.33。本模型采用基于损伤力学演化的失效准则，具体参数设置如下：以最大主应力失效准则作为损伤起始的判据，最大主应力为100MPa；损伤演化法则选择基于位移的、线性软化的、混合模式的、模型独立的判据，失效位移为1mm。

由于机舱内外压差会使蒙皮发生形变，可将其简化为恒位移情况。在板的下端面对X轴和Y轴的位移以及绕Z轴的角位移进行约束以限制其发生刚体运动；在上端设置Y轴方向位移为1mm的边界条件，作为所施加的载荷。

由于裂纹的存在，在裂纹扩展区域网格需要进行细分，采用扫掠划分方法，网格的单元类型为CPS4单元。裂纹类型设置为扩展有限元裂纹，扩展区域是整个平板，扩展路径为任意路径，扩展裂纹选择两条孔边共线裂纹。建立的含共线双裂纹模型如图1所示。

2.2 含多条共线裂纹的模型

设模型的长和宽分别为100mm和70mm,4条初始裂纹长度均为5mm,2个半圆孔和中间圆孔的半径均为10mm。材料属性、载荷及边界条件、网格划分及裂纹的设置均与共线双裂纹方法相同，其中扩展的裂纹选择共线的4条孔边裂纹，如图2所示。

3 模型分析

3.1 共线双裂纹模型分析

经过ABAQUS分析后得到了几个模型裂纹开始扩展时的主应力云图、应力强度因子，在裂纹尖端小范围屈服下，J积分与能量释放率G的数值是相等的，因此也同时得到了模型的能量释放率。

3.1.1 不同初始裂纹角度对裂纹扩展特性的影响

设置初始裂纹长度为8mm，改变初始裂纹相对于X轴的角度分别为0°、15°、30°、45°、60°、75°，以观察裂纹角度对裂纹扩展特性的影响，得到的结果如图3、图4所示。由图3可知，裂纹扩展时的主应力随着裂纹角度的增大不断增大。由图4可知，虽然裂纹起始角度各不相同，但是裂纹扩展的路径以及最后的连通方式是基本相同的，裂纹扩展路径不会因为裂纹起始角度的不同而发生改变。

通过后处理分别得出模型中两条裂纹的应力强度因子KⅠ、KⅡ以及J积分的值，因为模型是对称的，这里给出其中一条裂纹的结果，见表1。应力强度因子及能量释放率随裂纹初始角度的变化趋势见图5。由图5知，随着裂纹角度的增加，KⅠ不断减小，KⅡ先增大后减小，G不断减小。

当裂纹与载荷方向不再垂直时，就已经变成了由Ⅰ型和Ⅱ型裂纹构成的复合型裂纹，因此采用复合型断裂判据，这里采用最大周向拉应力理论，将表1所示的不同角度下的KⅠ、KⅡ值代入式（4）可求出开裂角，再设r0=1mm，将求得的θ0代入式（5）中，求出最大周向拉应力值（σθ，max）。2024-T3铝合金的断裂韧性（用应力强度因子表示）为110MPa·m1/2，代入式（2）可得到σθ，C值为1 375 MPa，最后根据式（1）判断裂纹是否失稳扩展。将计算的开裂角和最大周向拉应力数据进行整理，如表2所示。

将表2中数据与σθ，C值进行比较，可以看出几组裂纹都发生了失稳扩展，随着裂纹角度的增加，σθ，max值逐渐变小，这说明随着裂纹角度增加，裂纹更不容易失稳扩展。

3.1.2 不同铆钉孔形状对裂纹扩展特性的影响

由于蒙皮铆钉孔往往会在铆钉载荷作用下发生变形，将初始裂纹角度为0°和45°模型的圆形铆钉孔改为椭圆形孔，以观察孔的形状对裂纹扩展的影响，结果如图6所示。不同形状铆钉孔的裂纹应力强度因子及能量释放率见表3。

由图6可知，在裂纹长度及裂纹角度一定时，当裂纹开始扩展时，椭圆形铆钉孔的裂纹尖端处主应力比圆形孔裂尖处主应力大，这表明，相对于圆形铆钉孔来说，椭圆形铆钉孔能承受更大的应力才导致裂纹扩展，这可能是铆钉传递的载荷在蒙皮铆钉孔发生变形时，增加了孔周围材料抵抗裂纹扩展的能力。

由表3可以看出，铆钉孔形状的改变使得孔周围材料抵抗裂纹扩展的能力发生了变化，椭圆形紧固孔与圆形紧固孔相比，KⅠ、KⅡ和G在数值上都减小了，由于材料相同，所以断裂韧性不变，也就是说椭圆形孔增加了结构抵抗Ⅰ型和Ⅱ型复合型裂纹扩展的能力。

3.1.3 不同的紧固件孔径对裂纹扩展特性的影响

设初始裂纹角度为0°的圆形铆钉孔半径分别为7mm、9mm、10mm、11mm、12mm，以观察孔径对裂纹扩展的影响，结果如图7所示。不同铆钉孔径下的裂纹应力强度因子及能量释放率见表4。

由图7可知，随着孔径的增加，裂纹的应力强度因子和能量释放率是不断增加的。根据应力强度因子断裂判据，即当KⅠ>KIC时，裂纹会发生失稳扩展，所以随着孔径的增加，裂纹越来越容易发生失稳扩展，这也说明结构抵抗裂纹扩展的能力随着孔径的增加而降低。

3.2 共线多裂纹模型分析

对含4条共线裂纹的模型进行有限元分析，得到了裂纹主应力云图和裂纹连通位移路径图，如图8、图9所示。由图8可知，中心孔的两条孔边裂纹比两边半圆孔的孔边裂尖处的应力略大，因此中心孔边的两条裂纹最先扩展。由图9可知，4条裂纹沿各自初始开裂角的方向扩展，整个过程几乎为直线，最终与共线的裂纹连通。以上2条结论均与参考文献[6]中模型分析所得的结论相吻合，这也验证了多裂纹扩展特性的结论正确性。

4 结论

(1）初始裂纹与载荷方向夹角的不同会影响裂纹端部的应力强度因子和能量释放率值。裂纹与和载荷方向垂直的X轴有一个夹角，随着这个夹角的增加，KⅠ不断减小，KⅡ先增大后减小，G不断减小。因此夹角越大的裂纹在同样载荷情况下越不容易发生扩展，这也与复合型断裂判据所得结论相一致。

(2）椭圆形铆钉孔孔边裂纹的应力强度因子和能量释放率在数值上低于圆形铆钉孔，考虑到铆钉对铆钉孔的挤压变形作用，可以推测，在飞机使用过程中，铆钉孔挤压变形会使铆钉孔周围某时存在局部增强效应。

(3）紧固件孔径大的板件其裂纹的应力强度因子和能量释放率较大，裂纹更易扩展。因此在飞机维修检查时，应当更加关注孔径大的紧固件孔周围裂纹扩展情况。

(4）裂纹数量的增加使得裂纹的应力强度因子和能量释放率增加。同样会使构件裂纹扩展的临界载荷减小，因此裂纹数量的增加会使得结构更加不安全。这也反映了飞机广布疲劳损伤的危险性。

参考文献

[1] 李嘉骞,沈海军.老龄飞机广布疲劳问题研究综述[J].飞机设计,2014,34(1):28-30.

[2] 郁大照,陈跃良,郁章艳,等.含MSD共线多孔平板应力强度因子有限元分析[J].海军航空工程学院学报,2006,21(5):561-565.

[3] 王传胜,张建宇,鲍蕊,等.含MSD铝合金平板的剩余强度试验研究[J].航空材料学报,2007,27(2):13-17.

[4] Jones R,Molent L,Pitt S.Understanding crack growth in fuselage lap joints[J].Theoretical and Applied Fracture Mechanics,2008,49(1):38-50.

[5] 李录贤,王铁军.扩展有限元法(XFEM)及其应用[J].力学进展,2005(1):5-20.

疲劳损伤评估 第6篇

关键词：损伤力学,沥青混合料,疲劳寿命,损伤变量,耗散能

确定疲劳寿命的分析方法是依据材料的疲劳性能,对照结构(或材料)所受到的荷载历程,按分析模型来确定结构(或材料)的疲劳寿命。研究人员不断地探索着能更好地预测结构(或材料)疲劳寿命的疲劳寿命分析方法。任何一个疲劳寿命分析方法都包含有三部分的内容:1)材料疲劳行为的描述;2)循环荷载下结构(或材料)的响应;3)疲劳累积损伤法则。

研究疲劳分析方法所追求的目标之一是降低疲劳分析对于大量试验(特别是有关结构形状、尺寸、荷载等的统计试验)的依赖性,减少分析处理方法中的经验性成分。

1 损伤变量的定义

由于在疲劳过程中材料与外界的能量交换使内部组织结构发生变化,循环耗散能是疲劳过程中材料在每一循环过程中所吸收的应变能,通过疲劳试验时的应力应变曲线比较容易测定,它综合反映了循环应力(强度)和循环应变(延性)两个方面的影响,因此,用它作为损伤变量定义损伤函数不仅具有明确的物理意义,而且能反映循环变形过程中材料的非线性效应对疲劳损伤演化规律的影响,从而减少了Miner线性疲劳损伤理论的不足。

用塑性应变能即耗散能定义损伤变量:

$D{}_n=\frac{W{}_n}{W{}_f}$ (1)

其中,Dn为荷载作用到第n次时沥青混合料的损伤值;Wn为荷载作用到第n次时的耗散能,$W{}_n={\displaystyle \sum _{i=1}^n\text{Δ}}W{}_i$;Wf为破坏时的总耗散能,即累计耗散能$W{}_f={\displaystyle \sum _{i=1}^{{\rm N}{}_f}\text{Δ}}W{}_i$。

2 试验结果及分析

由疲劳试验的应力应变曲线可计算出每个荷载循环的耗散能ΔWi。下面举例说明0 ℃的计算过程:0 ℃条件下沥青混合料的疲劳循环次数N及对应的耗散能ΔWi关系如表1所示。

由表1可看出,每个循环耗散能ΔWi不但与荷载循环次数N有关,而且还与应力(或应力水平、荷载)有关,并非是个定值,且在相同的荷载循环次数条件下,荷载越大,循环耗散能ΔWi也越大,可看出试验数据在开始和结束时跳跃比较大,这是由于沥青混合料疲劳破坏的三个阶段即迁移阶段、稳定阶段、加速阶段所决定的;处理后的试验曲线如表2所示。

由表2可看出,ΔWi随N的变化而变化,呈幂函数变化的趋势,即存在加载历史相关性,拟合时采用三次多项式拟合,即:

ΔWi=a1Ni+a2N${}_i^2$+a3N${}_i^3$ (2)

其中,a1,a2,a3均为拟合参数,与温度和荷载s大小有关,a1,a3随荷载s的增大而增大,a2随荷载s的增大而减小,a1,a2,a3与荷载s成极好的线性关系,a1,a2,a3随s的变化关系拟合后,结果如下式所示:

3 疲劳损伤函数的定义

选择循环耗散能ΔWi作为损伤变量,定义某一循环变形中材料产生的损伤等于该循环的循环耗散能与该应力幅下材料的总失效吸收能之比,即:

$D{}_i=\frac{\text{Δ}W{}_i}{W{}_f}=\frac{a{}_1{\rm N}{}_i+a{}_2{\rm N}{}_i^2+a{}_3{\rm N}{}_i^3}{A{\rm N}{}_f^B}$ (6)

其中,Di为第i个循环产生的疲劳损伤;ΔWi为第i个循环材料吸收的耗散能,由式(2)确定;Wf为某一应力幅下材料的总失效吸收能,由疲劳方程Wf=AN${}_f^B$可求得。

材料经N次循环变形后产生的损伤为每次损伤的累积,即:

DN=∫${}_0^{{\rm N}}$DidNi (7)

把式(6)代入式(7)得:

$D{}_{{\rm N}}=\frac{6a{}_1{\rm N}{}^2+4a{}_2{\rm N}{}^3+3a{}_3{\rm N}{}^4}{12A{\rm N}{}_f^B}$ (8)

令循环比mk=N/Nf,则式(8)变为:

$D{}_{{\rm N}}=\frac{6a{}_{1}m{}_k^2{\rm N}{}_f^2+4a{}_{2}m{}_k^3{\rm N}{}_f^3+3a{}_{3}m{}_k^4{\rm N}{}_f^4}{12A{\rm N}{}_f^B}$ (9)

式(8),式(9)即为疲劳损伤函数D的数学表达式。

把a1(s),a2(s),a3(s)代入式(9)则可得到任意荷载s条件下疲劳损伤函数D的数学表达式:

$D{}_{{\rm N}}(s)=\frac{6a{}_1(s)m{}_k^2{\rm N}{}_f^2+4a{}_2(s)m{}_k^3{\rm N}{}_f^3+3a{}_3(s)m{}_k^4{\rm N}{}_f^4}{12A{\rm N}{}_f^B}$ (10)

4 疲劳损伤函数的分析

4.1 该损伤函数的初始条件与失效条件

当N=0时,$m{}_k=0,D{}_0(s)=\underset{m{}_k\to 0}{{\displaystyle \lim }}[D{}_{{\rm N}}(s)]=0$;

当N=Nf时,mk=1,此时须使:

$D{}_f(s)=\underset{m{}_k\to 1}{{\displaystyle \lim }}[D{}_{{\rm N}}(s)]=\frac{6a{}_1(s){\rm N}{}_f^2+4a{}_2(s){\rm N}{}_f^3+3a{}_3(s){\rm N}{}_f^4}{12A{\rm N}{}_f^B}=1$ (11)

由式(11)就可以进行疲劳寿命的预估。从上面可以看出,该损伤函数可以满足损伤函数的初始条件与失效条件。

4.2 该损伤函数与经典理论的关系

作为该损伤函数的一个特殊情况,假定每一循环的耗散能ΔWi为一常数ΔW=ΔWi,i=1,2,…,Nf,即不考虑其加载历史的相关性,则在式(2)ΔWi=a1Ni+a2N${}_i^2$+a3N${}_i^3$中,每一循环的耗散能ΔWi仅是循环应力幅s的函数,定义此函数为:

ΔW=ΔWi=a(s) (12)

用耗散能表示的疲劳方程为[2]:

Wf=AN${}_f^B$ (13)

如果不考虑加载历史的相关性,每一个循环造成的损伤为:

$D{}_i=\frac{\text{Δ}W}{W{}_f}=\frac{a(s)}{A{\rm N}{}_f^B}$ (14)

荷载作用N次后的损伤为:

$D{}_{{\rm N}}={\displaystyle {\int }_0^{{\rm N}}D}{}_i\text{d}{\rm N}{}_i={\displaystyle {\int }_0^{{\rm N}}\frac{a(s)}{A{\rm N}{}_f^B}}\text{d}{\rm N}{}_i=\frac{{\rm N}a(s)}{A{\rm N}{}_f^B}=\frac{{\rm N}}{{\rm N}{}_f}$ (15)

即材料在一定循环荷载作用下经N次循环产生的损伤DN等于循环比N/Nf,这便是经典的Miner线性损伤理论[4],它只是本损伤函数不考虑加载历史相关性的一个特例。

4.3 疲劳失效准则

把疲劳损伤过程看成是不可逆的能量耗散过程,当每一循环的耗散能累积达到临界值——总失效吸收能时,疲劳失效发生。

此时有:

Wf=∫${}_0^{{\rm N}{}_f}$ΔWidNi (16)

由式(1)得Df=1。则由式(11)可得:

$\frac{6a{}_1(s){\rm N}{}_f^2+4a{}_2(s){\rm N}{}_f^3+3a{}_3(s){\rm N}{}_f^4}{12A{\rm N}{}_f^B}=1$。

可简化为:

b1(s)N${}_f^{2-B}$+b2(s)N${}_f^{3-B}$+b3(s)N${}_f^{4-B}$-1=0 (17)

$b{}_1(s)=\frac{a{}_1(s)}{2A}‚b{}_2(s)=\frac{a{}_2(s)}{3A}‚b{}_3(s)=\frac{a{}_3(s)}{4A}$ (18)

其中,A,B均为疲劳方程中的参数。

经疲劳试验得出用耗散能表示的疲劳方程[4],即:

lgWf=-3.767+0.751g(Nf) (N=10,R=0.947)。

即: Wf=1.71×10-4N${}_f^{0.751}$ (19)

5 对0 ℃条件下所做疲劳试验的分析

把s=0.46,0.59,0.66分别代入式(3)～式(5)得a1(s),a2(s),a3(s),如表3所示。

疲劳寿命试验值:

把表3中的a1(s),a2(s),a3(s)代入式(18)中的b1(s),b2(s),b3(s),求得b1(s),b2(s),b3(s)如表4所示。

把b1(s),b2(s),b3(s)代入式(17)可计算出疲劳寿命Nf。

结果表明,利用式(17)计算的疲劳寿命较好地符合试验结果,这说明该方法是可行的。比较试验值和计算值发现,疲劳寿命的计算值普遍稍低于试验值,该方法预测的疲劳寿命偏于保守。这主要是因为每一循环的耗散能(也叫塑性应变能)不可能全部用来产生疲劳损伤,必然有一部分能量要以热辐射、声发射及振动的形式耗散掉,也有一部分会被材料内部的一些不扩展裂纹及内部缺陷所吸收。

6 结语

用循环耗散能定义沥青混合料的损伤变量能够反映疲劳破坏过程的实质,同时验证了经典Miner线性损伤模型是本文提出的损伤模型的一种不考虑加载历史的特例,并说明了该模型的非线性事实,通过该模型对沥青混合料的疲劳寿命进行预估分析,计算结果与试验值比较接近,说明了该模型的可行性。

参考文献

[1]叶笃毅,王德俊,童小燕,等.一种基于材料韧性耗散分析的疲劳损伤定量新方法[J].实验力学,1999,14(1):80-88.

[2]田小革,郑健龙,许志鸿.沥青混合料的低频疲劳效应研究[J].力学与实践,2002,24(2):34-36.

[3]成资文.沥青混合料室内疲劳试验中非破坏数据的处理[J].山西建筑,2007,33(24):172-173.

疲劳损伤评估 第7篇

关键词：排气歧管,有限元,流固耦合,开裂

排气歧管直接与汽缸体相连接, 其排气口与排气总管连接, 是排气系统中最重要的环节, 是发动机缸体和排气系统其他部件的连接中枢, 其结构以及性能直接影响着整个排气系统的性能[1]。随着发动机技术的发展, 排气温度越来越高, 造成排气歧管的热负荷越来越接近其承受极限[2]。一般情况下, 排气歧管的疲劳损伤有多种因素 (如热负荷、振动负荷、气流冲击、材料性能变化等) 相互影响、耦合导致。

本文通过运用AVL-Fire和ABAQUS软件建立发动机的排气歧管模型进行有限元分析流固耦合计算模型, 分析排气歧管温度场及应力与应变场。分析试验中发动机的排气歧管疲劳断裂的原因。

1 排气歧管开裂问题

本次研究的某六缸在可靠性试验中全负荷工况试验950h出现裂纹, 裂纹位置位于与四缸、五缸相连接的歧管的连接处, 如图1中箭头位置所示。

2 耦合温度场分析

为获得排气歧管流固耦合温度场与对流换热系数, 通过建立CFD模型仿真获取管内流场, 并通过平均一个发动机循环管壁温度和对流换热系数, 获取歧管的对流换热系数场。

排气歧管模型如图2所示, 通过获取歧管内表面并划分网格如图3所示。进出口边界发动机工作过程分析软件BOOST计算出额定工况2 500r/min下的排气歧管进出口边界温度、质量流量。三维流场计算湍流模型选择k-ε模型, 边界选择Thin Wall边界。对第四个工作循环的温度场和对流换热系数场进行时间平均, 如图3、4所示。

3 排气歧管热应力分析

3.1 排气歧管热分析理论[4]

温度场控制方程等效的积分形式[3]:

其中, vol为单元体积;为单位体积的热生成;hf为表面对流系数;T5为流体温度;δT为温度虚变量;S2为热通量的面积;S3为对流面积;。

3.2 模型建立

将排气歧管模型导入ABAQUS中并选取C3D4T四结点热耦合四面体单元。将模型离散化为热耦合单元, 划分69 519个节点, 29 5686个四面体网格。研究对象材料为Si Mo45铸铁。

对排气歧管添加边界条件, 利用笛卡尔连接表示固定螺栓对法兰的固定, 边界约束的位置约束各点的全部自由度。

应用FIRE中仿真获得的温度场合对流换热系数场作为热边界, 进行时长600s的流固耦合分析可以获得排气歧管稳定的温度场及应力、应变分布。

3.3 温度场和热应力计算结果分析

经过流固耦合分析, 排气歧管稳定状态下的温度场如图5所示, 温度场分布受管内壁温度场影响, 管壁存在内部热传导, 对排气歧管温度场存在明显影响。

在发动机额定工况下, 排气歧管温度稳定后的平均有效应力场如图6所示。排气歧管各管管壁存在温度梯度, 且存在内外表面的温度梯度产生热膨胀及热应力, 应力分布和受热有一定关联, 同时受边界约束条件影响也较为明显。排气歧管受到应力最大处为歧管4与歧管5的连接处, 肋部有两个最大应力点, 标注为点A与点B, 与发生开裂故障的位置一致, 其大小约为472MPa。

4 排气歧管热疲劳分析

4.1 低周期热疲劳理论[5,6]

热疲劳属于高应变低周期疲劳, 确定了材料所受的应变和温度循环, 知道应变增加的影响时, 可以计算出材料的寿命 (M-C公式) 。对于热疲劳试验来说, 每一循环的塑性应变△εр。直接影响断裂循环数的Nf, 其关系式可以表达为:△εp·N=C

其中:Nf为材料到达疲劳断裂时的循环次, 或成为疲劳寿命;△εр为循环塑性应变范围;α为材料的塑性指数;c这为常数, 其数值温度影响较大, 随平均温度的升高而减小。

4.2 排气歧管疲劳分析

为研究开裂故障发生原因, 考察A、B两点的等效塑性应变模型中的等效塑性应变如图7所示, 由于只有A、B两点处发生等效塑性应变, 所以具体考察发生断裂处的等效塑性应变。其中A点等效塑性应变大小为0.001 2mm, B点等效塑性应变大小为0.000 87mm。

本文研究硅锰铸铁铸造的排气歧管, 参考相关文献α取0.6, C取0.19[6]。所以A点疲劳寿命循环次数Nf=4 634;B点疲劳寿命循环次数Nf=7 920。

5 结论

a.通过发动机排气歧管进行流固耦合分析, 获得发动机排气歧管温度分布, 由管内流场对流换热决定, 并受排气歧管壁面导热作用共同影响。

b.排气歧管平均有效应力大小与分布受排气歧管温度分布影响, 同时取决于排气歧管结构和边界约束条件。在集中应力的作用下导致排气歧管开裂故障。

c.应用低周期热疲劳理论, 通过获取排气歧管的等效塑性应变, 利用M-C公式可以计算出排气歧管发生开裂故障位置的集中等效塑性应变点的疲劳寿命分别为循环数4 634和7 920。

参考文献

[1]杨勇.基于呼吸系统的排气歧管设计及有限元分析[D].西安:西安理工大学, 2010.

[2]王虎.内燃机零部件热负荷研究的现状讨论与展望[J].内燃机, 2005, (06) :4-5.

[3]平修二.热应力与热疲劳:基础理论与设计〔M].北京:国防工业出版社, 1984.

[4]刘展, 祖景平, 钱英莉.ABAQUS6.6基础教程与实例详解[M].中国水利水电出版社, 2008.

[5]王立新, 刘斐, 潘雪伟.发动机排气歧管断裂分析及其设计改进[J].上海汽车, 2007, (12) :87-88.

疲劳损伤评估 第8篇

连续油管(Coiled Tubing,简称CT)又称挠性油管、盘管或柔管。相对于用螺纹连接的常规油管而言,连续油管是卷绕在卷筒上拉直后直接下井的长油管。从油管滚筒放出,经导向架、注入头,进入油井,历经3次拉伸——弯曲交替变形[1,2]。因此,它在一次起、下作业过程就要经受6次拉伸—弯曲交替变形。连续油管工作时呈大位移塑性变形。属于低周疲劳问题。在内压、弯曲及轴向拉伸等载荷的共同作用下,易发生疲劳破坏,造成生产事故。由于现有的塑性理论的不成熟,缺乏连续油管工作寿命及损伤程度的评判标准。在我国连续油管属于新兴项目,连续油管作业机及连续油管多为进口,缺乏专业的技术人员,受到上述的限制,连续油管作业在我国的应用刚刚开始。国内的研究多偏于连续油管力学行为的有限元模拟分析,抗内压及外挤能力的研究、失效原因的分析及应用[3,4,5]。因此开展连续油管无损检测预测其剩余寿命具有重要的意义。

传统的无损检测方法仅能发现已有的宏观缺陷,金属磁记忆技术能够对铁磁金属构件应力集中、早期损伤、构件失效等进行诊断,“防止突发性的构件失效”是迄今为止对金属构件进行早期诊断唯一行之有效的无损检测新方法[6,7]。目前,国内外专家学者对磁记忆检测技术理论分析、宏观实验研究、工程应用等方面进行了一定的研究。其中采用金属磁记忆法对预制缺陷的构件的疲劳损伤过程研究的居多[8,9,10]。大位移塑性变形方面研究较少。本文针对连续油管的工作原理,进行基于磁记忆方法的连续油管疲劳的全尺寸试验研究,根据磁记忆信号特征值的变化规律,判断连续油管在大位移塑性变形下的损伤程度。

1试验

1.1试验装置

图1为研制的磁记忆检测装置由直线导轨、磁记忆传感器探头、计算机及控制箱(采集卡)组成,如图所示。

根据试验检测的需要,先进行连续油管的疲劳试验,因为连续油管试验机设计的限制,为了保证每次试验条件相同,每循环100次后,拿下来进行管体表面的磁记忆检测试验。采用实验室自制的巨磁阻探头对加载循环一定次数的试件进行扫描检测,由PLC装置来控制巨磁阻 探头的扫描路径和速度,由DATAQ数据采集器将巨磁阻探头采集到的磁场分布状态转化为电压信号,然后传递到计算机,整个试验检测系统原理框图如图2所示。

1.2试样

试验所用材料为CT80,试样机械性能及尺寸如表1及表2所示。

1.3试验方案

本试验条件如表3,即设置行程为300mm,内充25MPa水压,每循环100次后取下试样进行管体几何尺寸的测量,直至断裂。沿着图2的检测路径进行管体损伤的磁记忆检测试验。图3为检测路径及加载方式简图。

先在连续油管疲劳试验机上进行疲劳试验,由于检测空间的限制,每循环100次后,停机取下连续油管试样,在检测装置上进行管体检测。疲劳试验机按照简支梁方式设计,夹持块固定连续油管一端,另一端在压头的带动下向下运动,位移为300mm,然后向上回到初始位置,为一次循环。连续油管两端密封,打入25MPa水压。夹持块终点为检测的起点,传感器的巨磁阻模块距离夹持端终点为60mm,检测距离为320mm。具体尺寸如图3所示,图中单位为mm。

2试验磁记忆原始信号结果与分析

疲劳试验过程中,实时检测到的磁记忆信号切向分量值如图4所示。磁记忆信号的强弱是以试件表面电压信号的形式反映出来的,单位是V。

因为传感器输出的电压值与磁场强度是正相关,电压值大则磁场强度就强。由图可以看出,每次循环后,管体上各点的磁记忆信号特征值呈现“V”形变化,即随着循环次数的增加,管体上各点的磁记忆特征信号是逐渐增加,但是每100次循环后,管体各点的磁记忆特征信号值呈现先下降逐渐接近0后再增加的趋势。磁记忆特征信号在0-500次循环下,比较平滑的先下降后上升,但从500-700次时在0-100mm处有信号跃变,由实验管体拍摄的照片可以看出是由于疲劳加载所形成的麻坑和麻点,循环800次的以后在112mm处有明显的信号跃变,直至断裂此处的信号急剧跃变。112mm处恰为断裂处。

3区域积分面积-寿命变化规律

由疲劳加载过程中连续油管管体磁记忆特征信号的关系图可以看出,每100次循环,管体各点的磁记忆特征信号值都比前一个100次循环的要大,这表示随着疲劳循环次数的增加,管体应力集中程度越来越大,并在应力集中最大处产生微裂纹,随着疲劳循环次数的增加,微裂纹扩展至断裂后,磁记忆信号激增。所以本文提出了一种新的方法来表征磁记忆信号的特征值,即区域积分面积法。通过对被检测试样的磁感应强度积分求得该区域的面积,区域积分面积与寿命成正相关[11,12]。连续油管在内压、弯曲等交变载荷作用下的磁记忆特征值-区域积分面积与寿命曲线定义如式(1)。

undefined (1)

式中,B为试样表面磁感应强度,mT;L1为扫描路径的起点坐标,mm;L2为扫描路径的终点坐标,mm;A为表面磁感应强度的绝对值在扫描路径上的积分。

图5为区域积分面积与寿命关系图,由图可以看出,区域积分面积曲线呈现初始阶段(0-100次)信号变化明显,略有下降,是因为内部磁场在外力作用下的重新分布排列,消耗一定的能量;第二阶段(100-700次)是疲劳损伤缓慢发展阶段,这一阶段的信号逐渐稳步增加;第三阶段(700-800次)是微裂纹萌生阶段,此时由于微裂纹的萌生,内部能量释放,所以特征值信号小幅下降;第四阶段(800-907次)是裂纹失稳迅速扩展与失稳断裂阶段,尤其最后断裂时,漏磁量最大,特征信号激增。根据面积A所划分的四个阶段, 与动态疲劳过程的演化规律是一致的: 初期阶段、损伤发展及裂纹产生、裂纹扩展、失稳断裂。所以局域积分面积可以作为大位移塑性变形下连续油管疲劳损伤程度的判定标准之一。

4结论

(1)分析了在大位移塑性变形条件下,连续油管管体疲劳损伤的磁记忆检测室内试验,获得了在内压、轴向拉伸、弯曲等交变载荷作用下的连续油管疲劳损伤过程的磁记忆特征信号变化规律。

(2)内压、弯曲等交变载荷作用下的磁记忆信号在局部应力集中区会产生磁场畸变,畸变幅度大小可以用局域积分面积A来表征,它反映了应力集中部位的危险程度。

(3)在整个疲劳过程中,分析了局域积分面积的四阶段特征,即初始波动阶段,稳步增长阶段,波动增长阶段,迅速变大到激增等四个阶段,不同阶段反映了材料疲劳损伤程度;

(4)疲劳断裂具有特征性,可以通过特征值与损伤程度的关系,临界值的判定对在线监测连续油管工作寿命的预判具有重要的意义。

参考文献

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关于精神疲劳评估的研究 第9篇

精神疲劳是一种主观非特异性表现, 精神疲劳的发生机制至今仍未研究清楚, 学术界对于精神疲劳的定义也仍有争议。目前认为, 精神疲劳指人们一定时间内进行需持续精神注意力的认知活动时体验到的一种生理心理上的不适。精神疲劳往往是多因素共同作用的结果, 工作超负荷、心理压力、应激及昼夜节律打破等都是精神疲劳的诱发原因。目前尚没有方法能够安全有效地快速缓解精神疲劳, 非特异性的预防手段也比较少。因此, 如何快速有效地进行评估和界定精神疲劳状态, 及时实施预警, 避免工作人员在精神疲劳状态下作业, 对于预防因作业人员疲劳而引发的人为事故具有重要的意义。

精神疲劳的评估手段多种多样, 可以分为主观评定法和客观评定法。因为精神疲劳的主观非特异性, 主观评定法一直在研究领域占有重要的地位。主观评定法分为主观他评法和主观自评法[3]。主观他评法指评定者观察被评定者一些外在表现, 如表情麻木、睁眼无力、打哈欠等, 并根据相应标准进行评分, 对疲劳状态做出评估。主观自评法分为主观感觉评定法以及主观量表评定法, 主观量表评定法应用最广泛, 常用的疲劳量表有NASA-TLX量表、SWAT量表等[4]。研究发现主观评定量表具有较好的信度和效度, 但是主观评定方法由于易受个人动机、自身因素、经历等影响, 并不能客观地反应疲劳人员的真实状态。因此要准确反应脑力疲劳时人机体变化, 须有客观的评价方法。

所谓的客观评定方法即借助于仪器、设备等辅助工具对录脑力疲劳时机体的生理、心理、生化、行为等方面的变化进行疲劳程度评定的方法。在实际应用中, 客观评定法可分为以下几种。

1 生理学指标

精神疲劳的影响涉及人体的多个系统, 精神疲劳发生时, 各个系统和器官的生理学指标都会有不同程度变化, 可以利用生理学方法对这些变化进行测量, 根据不同生理学指标的变化对精神疲劳进行评定。

1.1 脑电图 (EEG)

脑电图是脑内电活动的直接反应, 早期研究发现脑电图可以用来评估脑力疲劳的程度, 目前脑电图也是用来判断疲劳的最可靠指标之一。此类研究中, 大多数是通过监测正常状态和脑力疲劳状态下的EEG, 对比并寻找其规律。BORGHINI发现, 脑电图等神经心理学指标在正常驾驶、高度精神负荷及精神疲劳状态时发生了相应的变化, 高度精神负荷状态向精神疲劳状态转换时, theta波、delta波和alpha波发生变化, 并且检测这些精神疲劳状态的准确率在90%左右[5]。有学者研究发现, 在模拟精神疲劳时, 被试者alpha波和beta波发生了相应的变化[6]。但这些变化规律都是在觉醒水平的基础之上, 也就是说EEG只反映疲劳状态下觉醒程度的变化, 只能粗略反映疲劳程度, 不是敏感的指标。虽然EGG已经被广泛采用, 针对EGG的研究也颇多, 但结果多种多样, 目前在很多问题上也都没有达成共识, 很难具有说服力。另外, EEG是按照频率来对波形分类, 对于波形更深层的含义, 我们至今仍知之甚少, 这也阻碍了EEG作为疲劳评价指标的进一步发展。

1.2 心率变异性 (HRV)

心率变异性 (HRV) 是指窦性心率在一定时间内周期性改变的现象, 正常情况下HRV受自主神经系统调节。研究发现, 自主神经系统的活动对于精神疲劳是十分敏感的, 因此能够反映自主神经功能短时间变化的心率变异性 (HRV) 可以用来对精神疲劳进行评价[7]。

心率变异性 (HRV) 的分析方法主要有时域分析法、频域分析法和非线性分析法。TAELMAN通过时域分析法发现, HRV在精神疲劳前后变化很敏感[8]。后有学者使用心率变异性 (HRV) 对驾驶疲劳进行分析, 通过频域分析法发现, 0.1 Hz的频谱段和疲劳程度具有良好的相关度[9]。国内学者也证实了心率变异性在清醒状态和精神疲劳状态具有显著性差异[10]。SUZUKI等发明了一种非接触式红外雷达远程测量HRV的方法, 可以更方便地实时测量和分析HRV。鉴于其准确性及其发展趋势, 心率变异性将会是评价精神疲劳的一项重要指标[11]。

1.3 静态姿势图

静态姿势图是通过静态平衡功能检测仪, 将站立人员的重心轨迹实时描记, 并产生相应的参数和指标, 用来反映人体立位平衡功能的曲线[12]。立位平衡功能是人体一项重要的功能, 人体站立姿势平衡依赖于中枢神经系统对视觉、本体感觉和前庭觉三种信息的协调和控制。很多研究表明, 精神疲劳状态下立位平衡功能会受到损害。Parel.M等研究发现, 睡眠剥夺模拟精神疲劳对人体姿势稳定性影响显著, 36 h睡眠剥夺较24 h睡眠剥夺在姿势控制上的影响更为显著[13]。而国内的一些学者也发现了24 h睡眠剥夺以及任务负荷后, 静态姿势图的某些指标发生了变化[14]。静态姿势图因其方便快捷易于操作等特点, 在精神疲劳领域的应用研究正在快速发展。

1.4 近红外光谱技术 (NIRS)

近红外光谱技术是近年来新兴的无创监测技术, 应用于组织血氧参数的检测, 反应组织的血氧代谢情况[15]。近红外光谱技术因为其方便无创等优点, 在认知科学领域发挥着越来越重要的作用。日本学者研究发现, 主观疲劳的被试者通过功能性近红外光谱技术, 能够监测到脑组织额叶血氧参数明显的降低[16]。后有学者在模拟精神疲劳状态下, 对精神疲劳者不同行为状态下的脑部血氧参数进行监测, 开创了近红外光谱技术在脑力疲劳领域的研究[17]。香港理工大学研究人员将该技术应用于驾驶疲劳的研究[18], 为该技术进一步应用于脑力疲劳领域研究奠定了基础。

1.5 其他生理学指标

有学者运用对瞳孔变化量的测量, 对精神疲劳程度进行评估[19], 目前已经在国外驾驶员疲劳监测领域开始应用。另有学者发现, 体温、脉搏、皮肤传导性、神经传导速度等在精神疲劳状态下也会发生变化[20,21,22], 其准确性及可操作性正在进一步研究。

2 心理学指标

精神疲劳发生后, 一些心理运动能力和认知能力会发生不同程度的下降, 经常表现为注意力和反应能力下降等。

2.1 反应时

反应时 (RT) 是指从刺激开始到机体做出相应反应所需要的时间, 根据刺激和反应数量的不同, 可以分为简单反应时和选择反应时。研究表明, 精神疲劳发生时, 人体认知能力会发生变化, 认知的反应时间会延长, 准确度会下降, 无论简单反应时还是选择反应时都会延长, 反应的正确率降低, 同时反应的失误率也增加[23]。由于其可操作性, 反应时 (RT) 已经成为精神疲劳评估的一项常用手段。

2.2 临界闪烁频率

视网膜在受到视觉刺激之后, 大脑中会出现刺激的视觉影像, 刺激消失后, 视觉影像会在大脑中出现暂留现象。由于暂留现象的存在, 用闪烁的光点对视网膜进行刺激时, 当闪烁的频率增加到一定程度后, 人眼无法再感到闪烁, 取而代之的是一个连续发光的点, 这个现象就是闪光融合, 开始出现融合的频率就是临界闪烁频率。研究表明, 高度任务负荷后, 工作的人员临界融合频率明显降低, 工作负荷前后相差很大[24]。有学者研究证实, 临界闪光融合频率是飞行员疲劳监测的一项敏感指标。

2.3 事件相关电位 (ERP)

事件相关电位 (ERP) 是受试者在进行某种认知活动时, 在头皮记录到的一种长潜时的电位。人们一致认为ERP是反映信息加工活动的敏感指标, ERP在认知科学领域得到了广泛的应用。有学者应用ERP技术对精神疲劳进行研究, 研究表明, P300的幅值和潜伏期都是评估脑力负荷的有效参数[25]。另外, Atsuo等通过一系列复杂的数学计算对ERP数据做处理, 从中提取特征参数, 用参数来评价疲劳也取得了一定的效果[26]。

另有学者通过注意力测验, 估计测验 (对时间间隔的估计) 以及功能性磁共振 (f MRI) 等心理学评估方法对精神疲劳进行研究[27,28]。

3 生化指标

精神疲劳发生后, 人体的多种生化指标也会发生变化, 可以通过检测生化指标的变化来对精神疲劳进行评估。

3.1 血液成份

Fernstrom研究发现, 精神疲劳者伴随着血清中色氨酸含量增加, 可能与大脑内色氨酸和5-羟色胺含量变化有关[29]。还有学者研究发现, 疲劳后激素水平和免疫蛋白水平发生了变化, 例如糖皮质激素和免疫蛋白Ig G的浓度都发生变化[30]。在精神疲劳的评定中, 前人还做过一些关于睡眠激素和多肽的研究, 但目前尚无一致的结论, 实验结果也各不相同[31]。由于血液生化参数的检测多涉及到侵入性技术, 因此在很多场合用血液生化方法来评估精神疲劳是不合适的, 因而其应用得到了限制。但随着科学技术的进步, 已经出现了无创的生化测量方法, 这一技术的出现很可能会使生化指标成为常规的精神疲劳评估方法。

3.2 唾液成份

唾液的分泌受到神经的调节, 会受味觉、视觉、嗅觉等外界信息刺激, 也会受机体状态和免疫功能影响。唾液的某些成分来自血液, 故唾液的情况在一定程度上反应了内环境的变化。有文献报道, 唾液中的免疫球蛋白Ig A、唾液淀粉酶和糖皮质激素与疲劳、应激状态有密切关系[32]。唾液由口腔腺体分泌, 分泌量大, 是人体最容易得到的体液, 作为生化指标对疲劳进行评估比其他的体液更具有优势。

4 作业绩效

精神疲劳发生时, 最重要的表现就是工作能力和作业绩效下降。因此可以通过工作绩效的改变来对精神疲劳进行评估。但是作业绩效的评价尚没有形成一个统一的评价指标, 人们常用的评价方法是将精神疲劳后的作业绩效水平与正常情况下作业绩效水平进行比较, 将作业绩效下降水平作为衡量疲劳程度的指标。目前常用的评价方法有单任务操作测试和多任务操作测试, 可以通过操作任务的正确率和失误率来评价精神疲劳状态[33]。