資源描述：
《疲勞裂紋尖端殘余應(yīng)力場的深度-傳感壓痕測試與有限元分析》由會員上傳分享，免費在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在學(xué)術(shù)論文-天天文庫。
1、航空學(xué)報ActaAeronauticaetAstronauticaSinicaDec．252012V01．33No．122211．2220ISSN1000．6893CN11．1929／Vhttp：Hhkxb．buaa．edu．CFIhkxb@buaaedu．crl文章編號：1000—6893(2012)12—2211-10疲勞裂紋尖端殘余應(yīng)力場的深度一傳感壓痕測試與有限元分析劉建中1’*，葉篤毅2，張麗娜1，肖磊21．中國航空工業(yè)集團(tuán)公司北京航空材料研究院，北京1000952．浙江大學(xué)化工機械研究所，浙江杭州310027摘要：飛機和發(fā)動機等重要裝備承力結(jié)構(gòu)在服役過程中通常承受變幅疲勞載
2、荷作用。直接測量和分析由于過載塑性變形而導(dǎo)致的裂紋尖端附近殘余應(yīng)力場，對于較好地理解變幅加載下疲勞裂紋擴展行為，從而改善和發(fā)展疲勞壽命預(yù)測模型具有重要價值。本文基于微細(xì)尺度的深度一傳感壓痕(DSI)殘余應(yīng)力測量技術(shù)，研究了材料疲勞裂紋尖端附近殘余應(yīng)力場的實用測試技術(shù)，獲得了鋁合金中心裂紋拉伸試樣在恒幅及單峰疲勞過載作用下裂紋尖端附近的殘余應(yīng)力場分布。同時，還采用彈塑性有限元方法模擬分析了相同疲勞載荷下裂紋尖端附近相應(yīng)的殘余應(yīng)力場分布。相互驗證表明：兩種方法獲得了基本吻合的結(jié)果。關(guān)鍵詞：疲勞裂紋擴展；單峰過載；裂紋尖湍殘余應(yīng)力；彈塑性有限元；深度一傳感壓痕技術(shù)中圖分類號：V215．5；0
3、346．1文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A飛機和發(fā)動機等重要裝備服役過程中，其關(guān)鍵承力結(jié)構(gòu)通常承受隨機或變幅載荷，而非恒幅載荷作用。因此，通過深入理解和分析單峰過載、拉壓過載、壓縮過載等典型簡單載荷譜下結(jié)構(gòu)材料疲勞裂紋擴展行為規(guī)律，對于發(fā)展和改善實際服役復(fù)雜變幅加載條件下材料與結(jié)構(gòu)的先進(jìn)損傷容限設(shè)計和壽命評估技術(shù)具有重要意義。裂紋尖端的殘余應(yīng)力場會明顯影響疲勞裂紋擴展行為。一般來說，壓縮殘余應(yīng)力會降低裂紋擴展速率，而拉伸殘余應(yīng)力則會增加裂紋擴展速率[1]。對于單峰拉伸過載后的疲勞裂紋擴展遲滯現(xiàn)象，許多研究口。31均認(rèn)為：單峰拉伸過載導(dǎo)致的壓縮殘余應(yīng)力增大是其主要原因。對于壓縮過載導(dǎo)致的裂紋擴展速率增大，
4、Makabe等n3指出壓縮過載引起的殘余拉應(yīng)力是其主要原因。雖然著名的Willenborg疲勞裂紋擴展預(yù)測模型等均以殘余應(yīng)力為基礎(chǔ)，然而由于裂紋擴展過程中裂紋尖端區(qū)域殘余應(yīng)力場在毫米級范圍內(nèi)呈較大梯度的變化，導(dǎo)致準(zhǔn)確測量裂紋尖端殘余應(yīng)力場分布十分困難。因此，這些模型中的殘余應(yīng)力分布仍然是假定或經(jīng)驗性的，并未得到測試或分析結(jié)果的證實凹]。很顯然，直接測量和分析由于過載塑性變形而導(dǎo)致的裂紋尖端附近殘余應(yīng)力場對于較好地理解變幅加載下疲勞裂紋擴展行為、改善和發(fā)展疲勞壽命預(yù)測模型具有重要價值。隨著有限元分析與先進(jìn)微細(xì)觀力學(xué)測試技術(shù)的發(fā)展，近年來該方面在國際上已開始有少量相關(guān)探索研究工作。Wang
5、等[61用彈塑性有限元方法分析了恒幅疲勞載荷作用下高強結(jié)構(gòu)鋼緊湊拉伸剪切(CTS)試樣疲勞裂紋擴展過程中裂紋尖端收穡日期：2012—02，17；退修日期：2012—04—10；錄用日期：2012—04—27；網(wǎng)絡(luò)出版時間：2012-05·2012：00網(wǎng)絡(luò)出版地址：WWW．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20120520．1200．009．htmI*通訊作者．Tel．：010-62496701E-mail：jianzhongliu09@sina．corn礅焉格武iL}uJz．YeDY．ZhangLN．etal．Depth-sensingindentatio
6、nmeasurementandfin．1eelementanalysisofresidualstressfieldnearfatiguecracktip．ActaAeronauticaetAstronauticaSinica·2012·33(12)：2211-2220．劫建中，葉篤毅·張麗褥，等．疲勞裂紋尖墻殘余應(yīng)力場的深度一傳感壓痙霸試與有限元分析．航空學(xué)報．2812．33(12)：2211-2220．航空學(xué)報Dec252012VoI33No12附近的殘余應(yīng)力場分布，并與通過X射線衍射技術(shù)獲得的實測結(jié)果進(jìn)行了比較。Lee等口一針對鎳基高溫合金緊湊拉伸(CT)試樣，采用中子衍射技術(shù)直接
7、測量了拉壓過載等典型簡單疲勞載荷譜下的疲勞裂紋尖端殘余應(yīng)力場分布。而在中國，迄今為止，還未見分析和測量疲勞裂紋尖端殘余應(yīng)力場的相關(guān)研究報道。本文將近年來國際上剛發(fā)展起來的、基于深度一傳感壓痕(DSI)的微細(xì)尺度殘余應(yīng)力測量技術(shù)舊。L推廣應(yīng)用于疲勞裂紋擴展過程中裂紋尖端附近殘余應(yīng)力場分布的直接測量，研究了基于深度一傳感壓痕的疲勞裂紋尖端場附近殘余應(yīng)力場的實用測試技術(shù)。針對航空高強鋁合金中心裂紋拉伸(M(T))試樣，采用該技術(shù)直接測量并獲得了恒幅及
