[发明专利]一种可进行疲劳裂纹扩展速率估算和寿命预测的方法

说明书

技术领域

本发明涉及疲劳裂纹扩展速率估算和寿命预测技术方法的研究，特别涉及考虑疲劳裂纹扩展模型中裂纹长度初始扰动量的摄动级数刻画表征以及基于摄动级数法的裂纹扩展速率估算和寿命预测，以提高裂纹扩展速率估算和寿命预测的计算精度，保证计算结果的正确性和有效性。

背景技术

疲劳与断裂是工程中最常见的构件失效原因，在力学、航空、船舶等领域引起了广泛关注。在高校及研究院所的研究者们大多关注含裂纹结构的特性，包括疲劳裂纹扩展、剩余强度和剩余寿命。结构出现疲劳裂纹后，其在交变载荷作用下剩余寿命主要由裂纹扩展速率所控制。因此，对带有初始裂纹构件的裂纹扩展速率和寿命预测的研究具有重要意义。

寿命预测的研究，归根结底就是对裂纹扩展速率的研究。断裂力学是研究具有初始缺陷的材料和结构在各种环境下裂纹的扩展、失稳和止裂的规律，以裂纹尺寸大小和裂纹的扩展速率为结构损伤的判据，并用来估算疲劳裂纹的扩展寿命。在已有的研究疲劳裂纹扩展速率的断裂力学的理论方法中，Paris疲劳裂纹扩展公式是研究裂纹扩展最基本的也是被人们多年来普遍采用的公式，它建立了应力强度因子和裂纹扩展速率之间的关系，是当今工程应用中预测疲劳裂纹扩展寿命理论的基础。然而需要指出的是，大量研究和实验结果表明，材料疲劳特性具有很大的分散性，而且对载荷及环境、材料及结构、加工工艺等多方面相当敏感。也就是说，针对具体工程问题，结构不可避免地存在一些初始缺陷或瑕疵，导致裂纹扩展公式中的参数存在扰动，特别针对航空航天结构，工作环境和载荷日益复杂严苛。因此，需要提出或发展一种全新的数值计算方法来考量这些因素或扰动量，进而给出更为合理精确的疲劳预估寿命。在这方面，相关研究已有一些。然而需要强调的是：与Paris疲劳裂纹扩展公式相比，这些修正的或发展的模型或方法形式过于复杂，且要求设计人员具备熟悉精准的疲劳断裂知识。因此，如何利用普遍使用的Paris公式，考量初始扰动参数的本质存在，在同时保证计算结果的精确有效性以及计算过程的方便适用性，对疲劳裂纹扩展寿命进行合理评估，是一个具有重要意义和价值的研究课题。

为了保留Paris公式的方便适用性，同时考虑疲劳裂纹参数扰动量的存在，利用摄动级数法对其进行刻画标征，进而提出基于Paris公式和摄动级数法的疲劳裂纹扩展速率评估和寿命预测公式，是一种实现结构疲劳裂纹寿命预测的一种即简便又有效的方法。

发明内容

本发明解决的技术问题是：保持普遍使用的Paris疲劳裂纹扩展公式计算方便可行的特点，同时考虑结构疲劳裂纹长度参数中不可避免的初始扰动量，将Paris公式和摄动级数法有效结合起来，针对航空航天工程结构的疲劳裂纹扩展及剩余寿命的精确预测问题，提供一种可有效评估结构疲劳裂纹扩展速率和预测疲劳寿命方法。

本发明充分考虑实际工程结构疲劳裂纹长度的初始扰动量，以断裂力学中广泛使用的Paris裂纹扩展评估公式为基础，引入摄动级数对初始扰动量进行刻画表征，推导出疲劳裂纹扩展的摄动级数公式，进而对疲劳寿命进行预估。所得到的评估结果不仅可以达到一定程度的精度，而且计算方便，便于研究人员理解和接受，且由于考虑了初始扰动的存在，结果更加合理可信。本发明采用的技术方案实现步骤如下：

第一步：按照金属材料疲劳裂纹扩展速率试验方法，采用INSTRON8803-250kN疲劳试验机，用标准试件在应力变化幅△σ＝const、应力比R、预制裂纹长度a₀的条件下进行疲劳裂纹扩展试验。标准试件裂纹每经历一定的时间或载荷循环数后，记录裂纹长度a_I、加载时间t_I以及循环次数N_I的试验数据，直到标准试件拉断或裂纹超出试验范围；其中a_I表示第I次记录的裂纹长度、t_I表示第I次记录的加载时间，N_I表示第I次记录的循环次数。读数装置是带精密光栅与步进电机的读数显微镜，通过显示器确定裂纹尖端的位置，并由坐标值计算裂纹长度。

第二步：基于第一步得到的试验数据，包括裂纹长度a_I、加载时间t_I及循环次数N_I，利用常用的疲劳裂纹扩展速率数据处理方法，对试验数据(a_I,t_I)进行处理，估计裂纹扩展速率(da/dt)_I。如用割线法，以二相邻数据点割线的斜率，作为二相邻数据点平均裂纹尺寸所对应的裂纹扩展速率，故有：