含腐蚀坑结构损伤演化评估过程

含腐蚀坑结构损伤演化评估过程（精选2篇）

含腐蚀坑结构损伤演化评估过程 篇1

含腐蚀坑结构损伤演化评估过程

基于有限元理论并结合局部应力应变法,得到了确定尺寸腐蚀坑底部在疲劳载荷作用下产生非扩展裂纹的萌生寿命值;采用断裂力学模型通过求解数值积分和非线性方程,得到了微裂纹扩展到极限尺寸的寿命值和等效裂纹的.尺寸;采用神经网络技术建立了腐蚀坑尺寸与等效裂纹尺寸之间的非线性映射关系.

作 者：任克亮 吕国志 Ren Keliang Lü Guozhi 作者单位：任克亮,Ren Keliang(宁夏大学物理与电气信息学院,银川,750021;西北工业大学航空学院,西安,710072)

吕国志,Lü Guozhi(西北工业大学航空学院,西安,710072)

刊 名：中国工程科学 ISTIC英文刊名：ENGINEERING SCIENCES年，卷(期)：9(9)分类号：V215.2 O346.2+3关键词：腐蚀坑 有限元方法 局部应力应变 蒙特卡罗方法 神经网络

含腐蚀坑结构损伤演化评估过程 篇2

飞机等重大工程结构腐蚀损伤及定量评估方法的研究,是保证结构安全运转并充分发挥军机战斗力的关键,同时为研制长寿命、高可靠性、低维修成本飞机以及老龄机的延寿提供理论和技术支撑。腐蚀环境中飞机结构表面,由于环境介质和材料元素间的化学与电化学反应会形成大量随机、貌似半球或半椭球的广布蚀坑,这些腐蚀坑在外界载荷作用下容易形成应力集中并伴有微裂纹产生,相邻微裂纹在疲劳载荷作用下会出现强烈的相互作用并发生贯通,从而形成一个主裂纹,主裂纹继续扩展将引起结构破坏.对于这一复杂的损伤演化过程,至今还没有建立具有短裂纹扩展特性的裂纹长度上限和恢复常规的长裂纹扩展特性之间的关系.针对含腐蚀坑的结构在寿命分析中,无法采用宏观裂纹扩展规律来描述结构在短裂纹阶段的发展,文献[1,2,3]中提出将蚀坑沿垂直于最大主应力方向投影,使其成为对应尺寸的表面裂纹,从而为定量评估含腐蚀坑结构的强度开辟了一条途径。然而,这些工作主要集中在单点腐蚀损伤引起结构破坏分析中,而对于多点损伤造成结构性能降低的研究较少.为了定量评估含广布腐蚀坑的结构强度,本文在前人工作的基础上,采用等效裂纹方法将腐蚀坑沿垂直外界载荷方向进行投影处理,使其转化为具有相同寿命的表面初始裂纹,然后采用参数化有限元方法,求解等效裂纹前沿的应力强度因子、裂纹扩展方向和裂纹扩展增量,建立并应用应力强度因子变化历程,采用循环接循环损伤累积方法,对含广布等效表面裂纹结构在疲劳载荷作用下的寿命进行预测.预测结果为复杂环境中含有广布腐蚀损伤的飞机结构的寿命预测提供了参考.

1 广布腐蚀损伤评估理论

1.1 腐蚀坑等效处理

等效裂纹技术是通过将结构表面的腐蚀坑沿垂直外界载荷方向进行投影处理,使其转化为具有相同寿命的表面裂纹(如图1),该裂纹会通过沿表面长度2c和沿厚度方向长度a唯一地确定下来,其中2c和a已利用合适的断裂力学模型得到了相应的解[4]从而使含腐蚀坑老龄结构的分析转化成对含表面裂纹结构的分析.

1.2 等效表面裂纹的应力强度因子

采用等效裂纹方法,使含广布腐蚀坑的损伤结构转化为含广布疲劳裂纹的结构。在含广布等效裂纹结构分析中,应力强度因子的求解是结构疲劳寿命预测的关键。在三维表面裂纹的应力强度因子求解中,通常采用有限元法、边界元法、混合法、解析变分法、权函数法和局部整体法等.在这些方法中,由于有限元法不受解析方法常遇到的因裂纹体几何或载荷复杂性限制,所以在断裂分析中得到了广泛应用.在用有限元法求解裂纹问题时,除了某些特殊单元外,一般不能直接解出应力强度因子,需要由有限元计算输出结果做一步推导才能最终确定应力强度因子.在用有限元结果推导应力强度因子时,采用的主要方法有:裂纹张开位移方法、力法、虚裂纹扩展法、虚裂纹闭合法和等效区域积分法,而Henshell与Shaw[5]以及Barsoum[6]构造的奇异单元1/4位移处的应力强度因子,由于其形式简单,并便于在程序中实现而被广泛应用。

式中,E为弹性模量;v为泊松比;r为1/4中间节点到裂纹前沿的距离.

1.3 等效广布裂纹扩展分析

用有限元方法并结合1/4节点位移法得到裂纹前缘的应力强度因子后,求解裂纹前缘点的扩展增量和裂纹扩展方向,就可得到裂纹前缘点的新位置,然后采用样条曲线对新裂纹前缘进行拟合,如图2.

当拟合得到新裂纹前缘后,进行有限元分析,重新计算应力强度因子和裂纹扩展增量.最后一直重复裂纹扩展到极限尺寸bc,整个分析过程按如下步骤完成:

(1)设定每条裂纹的初始尺寸和位置坐标;

(2)采用有限元方法求解各裂纹前缘设定点处应力强度因子[7];

(3)根据式(2)确定各点处裂纹的扩展方向

(4)以尺寸较大的裂纹为对象,设定其前缘点I型应力强度因子Kimax最大点的裂纹扩展增量△bmax,然后结合式(3)求解其他点处的裂纹扩展增量[8]

(5)根据式(4)判断相邻裂纹间是否连通[9]其中,s表示裂纹临近表面点距离;d表示两个裂纹面之间的距离,如果相邻裂纹满足条件,则对其进行合并处理,用一个新裂纹代替原来两个裂纹,新裂纹的尺寸大小由式(5)和式(6)确定。如果不满足合并条件,继续步骤(6)

(6)累积各条裂纹长度bi=b0+,并判断结构是否破坏(比较裂纹的尺寸是否达到极限尺寸bc,其中bc由极限应力强度因子Kcrit确定)

式中,KIC为平面应变断裂韧性(模型I),AK和BK是参数,(在NASA材料库中,通常取AK=5,BK=1),t是结构厚度,t0是平面应变状态下的参考厚度;

(7)重复步骤(2)～(6),一直达到结构极限破坏尺寸。

在每一步扩展分析后,将计算结果(包括每条裂纹前缘设定点的位置坐标,应力强度因子和裂纹扩展增量)记录在一个结果文件中。整个扩展完成后,选择一个参考点处的应力强度因子值和裂纹尺寸的变化,来绘制应力强度因子的变化历程.

1.4 寿命预测

通过参数化过程得到裂纹前缘的应力强度因子变化历程后,就可采用循环接循环损伤累积方法来求解结构的疲劳扩展寿命。分析中设裂纹初始长度为b0,断裂时的临界损伤用临界裂纹长度bc表示,而每次载荷循环产生的损伤增量则用该次载荷循环(第i次)产生的裂纹扩展增量△bi表示。因此,损伤累积公式可写成

而△bi即为第i次载荷循环的(db/dN)i,于是

按照循环接循环的损伤累积方法计算疲劳裂纹扩展寿命的过程,以b0为起点,当裂纹长度b达到bc时,所经历的载荷循环次数就是疲劳裂纹扩展寿命(循环数)Nc.

2 飞机下缘条疲劳寿命的预测

对一服役了24年,飞行了700余小时,1246次起落的某型飞机进行了分解检测,结果发现机翼前梁腐蚀情况尤为严重,如图3所示。其中有5个蚀坑(分别为6,8,9,10,11号)处在下缘条与腹板相连接的部位,它们的尺寸大小和位置坐标见表1.利用腐蚀坑与等效裂纹间的当量关系[4]得到这5个蚀坑所对应等效裂纹的尺寸和位置坐标,见表2.

得到每个等效裂纹尺寸之后,就可采用有限元方法对含等效裂纹的下缘条进行网格划分,如图4所示。然后采用参数化有限元方法求解裂纹前沿的应力强度因子和对应的应力强度因子变化历程,如图5所示.由于下缘条上等效裂纹之间的距离较大,所以,每条裂纹的扩展都是相互独立的,没有发生裂纹合并,首先是裂纹1达到极限尺寸。建立应力强度因子变化历程后,按照循环接循环的损伤累积的方法对前梁下缘条的寿命进行了评估,如图6所示。

3 结论

针对含腐蚀坑、以及由腐蚀坑引起含广布损伤结构破坏机理的复杂性和实际问题的多样性.本文采用等效裂纹方法将腐蚀坑沿垂直外界载荷方向进行投影处理,使其转化为具有相同寿命的等效表面初始裂纹,从而使含广布腐蚀坑的损伤结构转化为含宏观广布疲劳裂纹的结构,然后采用参数化有限元方法,通过求解等效裂纹前沿的应力强度因子、裂纹扩展方向和裂纹扩展增量,建立了预测结构寿命的应力强度因子变化历程,应用该应力强度因子变化历程并结合循环接循环损伤累积方法,对一服役了24年,飞行了700余小时,1246次起落的某型飞机腐蚀损伤进行了定量评估分析,评估结果为高温、高湿等腐蚀环境中老龄化飞机维修和管理提供了参考.

摘要：为了定量评估含广布腐蚀损伤老龄化飞机结构的剩余强度,采用等效裂纹方法将腐蚀坑沿垂直于外界最大主应力方向进行投影处理,使其转化为具有相同寿命的等效初始表面裂纹,然后采用参数化有限元方法,求解等效裂纹前沿的应力强度因子、裂纹扩展方向和裂纹扩展增量,建立并应用应力强度因子变化历程,采用循环接循环的损伤累积方法对含广布等效表面裂纹在疲劳载荷作用下的寿命进行了预测.预测结果为复杂环境中含广布腐蚀坑的飞机结构寿命预测提供了参考.

关键词：广布腐蚀坑,等效裂纹,有限元方法,应力强度因子,疲劳寿命

参考文献

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