【摘要】：金屬構(gòu)件是航空器薄壁結(jié)構(gòu)中的關(guān)鍵承力件,其主要失效模式是在復(fù)雜變幅載荷及復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)下危險點的疲勞損傷與破壞,通常典型耐久性設(shè)計細節(jié)的疲勞裂紋萌生壽命占其總壽命的80%左右。目前,工程上的疲勞壽命估算方法簡單方便,但精度不足,這極大地影響了航空器的飛行可靠性和安全性。因此,迫切需要從本構(gòu)理論出發(fā),研究金屬疲勞損傷累積規(guī)律及可靠性壽命評估方法。本文基于金屬材料彈塑性力學(xué)及循環(huán)本構(gòu)模型,借助夾雜理論模型,在完善宏細觀雙尺度彈塑性循環(huán)應(yīng)力應(yīng)變數(shù)值計算方法的基礎(chǔ)上,針對工程中的變幅載荷譜,發(fā)展了可考慮載荷順序效應(yīng)的雙尺度疲勞損傷一致估算方法。本文主要研究內(nèi)容及成果如下:1)宏觀非線性彈塑性循環(huán)本構(gòu)模型。為了提高譜載疲勞壽命預(yù)測精度,揭示不同幅值載荷順序效應(yīng),本文通過分析金屬材料循環(huán)加載變形規(guī)律,基于彈塑性本構(gòu)關(guān)系理論,綜合考慮隨動及等向強化耦合作用,采用多項指數(shù)函數(shù)構(gòu)造了非線性混合強化本構(gòu)模。通過非線性函數(shù)建立了混合強化系數(shù)隨等效塑性應(yīng)變變化的描述理論及方程,設(shè)計完成了2A12-T4鋁合金棒材單軸拉伸-卸載-壓縮試驗,擬合得到該函數(shù)關(guān)系,與常數(shù)假設(shè)相比更加符合材料的循環(huán)硬化特性。基于邊界協(xié)調(diào)過渡原則,采用與正向拉伸彈塑性本構(gòu)模型一致的構(gòu)造方法,設(shè)計了隨動強化占比較大時的反向過渡曲線。該本構(gòu)模型可量化表征循環(huán)硬化及載荷順序效應(yīng),反映彈塑性段曲線的非線性,與2A12-T4鋁合金載荷控制及應(yīng)變控制低周疲勞試驗循環(huán)變形曲線吻合良好,說明了該模型的合理性和準(zhǔn)確性。2)宏觀彈塑性循環(huán)本構(gòu)模型的數(shù)值計算方法。鑒于現(xiàn)有有限元軟件本構(gòu)關(guān)系模塊較為簡單,為實現(xiàn)復(fù)雜彈塑性本構(gòu)模型及非線性混合比例系數(shù)的數(shù)值計算,通過編寫UMAT子程序Hardmacro.for完成了材料非線性的定義及雅克比矩陣的更新算法,與ABAQUS主程序結(jié)合實現(xiàn)了非線性循環(huán)彈塑性應(yīng)力應(yīng)變數(shù)值求解;為與ABAQUS比較,設(shè)計了單項指數(shù)函數(shù)強化及固定混合比例系數(shù)的本構(gòu)模型算例,結(jié)果說明了多加載模式下子程序的正確性及魯棒性;試驗研究了2A12-T4鋁合金棒材試件在載荷控制和應(yīng)變控制條件下循環(huán)應(yīng)力應(yīng)變特性,驗證了子程序的正確性、多項指數(shù)函數(shù)混合強化本構(gòu)模型及相關(guān)計算參數(shù)取值的精確性;利用子程序分析給出了2A12-T4鋁合金恒幅加載、不同應(yīng)力比加載及高-低加載次序下宏觀循環(huán)應(yīng)力應(yīng)變曲線的變化規(guī)律。3)基于雙尺度理論的細觀非線性彈塑性循環(huán)本構(gòu)模型。針對高周疲勞無塑性難以進行損傷驅(qū)動及累積問題,借助Eshelby等效夾雜理論引入宏細觀雙尺度彈塑性耦合分析概念,建立了宏細觀彈塑性應(yīng)力應(yīng)變本構(gòu)關(guān)系,提出了細觀隨動及等向混合強化循環(huán)非線性彈塑性本構(gòu)模型的構(gòu)造方法。為滿足工程分析的效率要求,細觀隨動及等向強化項均采用單項指數(shù)函數(shù)擬合,混合比例系數(shù)在單個循環(huán)內(nèi)簡化為常數(shù),并隨循環(huán)數(shù)累加而線性趨零。通過細觀初始屈服面的弱化設(shè)計,融合混合比例系數(shù)實現(xiàn)了可計及R0的細觀循環(huán)彈塑性應(yīng)力應(yīng)變曲線模擬,為研究高周疲勞材料處于彈性狀態(tài)時其損傷失效提供了量化表征方法。給出了細觀初始屈服強度模型參數(shù)的確定方法,形成了考慮載荷順序效應(yīng)的細觀應(yīng)力應(yīng)變分析模型。4)細觀彈塑性循環(huán)本構(gòu)模型的數(shù)值計算方法。針對缺乏自動化高周循環(huán)彈塑性曲線分析手段的問題,推導(dǎo)了細觀循環(huán)彈塑性應(yīng)力應(yīng)變計算方程,基于增量法與迭代法理論完成了數(shù)值計算子程序NonMiHard.for開發(fā),實現(xiàn)了平面應(yīng)力狀態(tài)下及三維應(yīng)力狀態(tài)下循環(huán)彈塑性細觀應(yīng)力應(yīng)變的精確、高效分析,算例表明在反映高周疲勞載荷順序效應(yīng)的同時,具有較強的工程適用性。聯(lián)合子程序Hardmacro.for及NonMiHard.for分析給出了2A12-T4鋁合金恒幅加載、不同應(yīng)力比加載、高-低加載及塊譜加載下細觀循環(huán)應(yīng)力應(yīng)變曲線的變化規(guī)律。5)譜載荷下疲勞損傷演化及壽命估算模型。總結(jié)分析了損傷變量定義、有效應(yīng)力及應(yīng)變等效等損傷力學(xué)基本理論,基于熱力學(xué)第一、第二定律原理,推導(dǎo)了含損傷介質(zhì)的本構(gòu)關(guān)系,從耗散勢出發(fā)推導(dǎo)得到損傷演化的率形式,使得損傷演化模型滿足熱力學(xué)自洽性,并給出了以損傷為標(biāo)準(zhǔn)的破壞判據(jù)及取值范圍;修正Lemaitre損傷演化方程中塑性應(yīng)變損傷門檻值等不合理項,針對高低周交替加載問題,建立了高低周統(tǒng)一形式的損傷演化模型,分別對高低周交替加載產(chǎn)生的宏細觀塑性損傷進行分析及累加,該模型可同時計及材料非線性運動強化、等向強化、載荷順序效應(yīng)及壓縮載荷效應(yīng),大大提高了疲勞分析精度。通過多應(yīng)力水平下恒幅疲勞壽命誤差最小優(yōu)化算法,給出了模型參數(shù)確定方法。6)非線性彈塑性本構(gòu)模型及譜載疲勞壽命估算方法試驗驗證。設(shè)計完成了2A12-T4鋁合金光滑棒材及帶孔板恒幅、高-低加載、塊譜加載疲勞試驗及分析;基于有限元方法、雙尺度模型、宏細觀循環(huán)本構(gòu)模型、高低周統(tǒng)一損傷及壽命估算模型,完成了帶孔板宏細觀彈塑性應(yīng)力應(yīng)變分析、疲勞損傷累積及壽命預(yù)測。對10~2~10~6范圍棒材及帶孔板恒幅疲勞壽命估算結(jié)果與試驗相比,最大誤差23.92%,最小誤差-5.81%,驗證了本文所提本構(gòu)關(guān)系模型、疲勞損傷累積及壽命估算模型及相關(guān)計算參數(shù)取值的正確性。通過與帶孔板高-低順序加載及五級塊譜加載疲勞試驗對比,最大計算誤差為-34%,證明了本文疲勞損傷累積及壽命估算方法能精確反映載荷順序效應(yīng),對塊譜加載及復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)情況的適用性與可行性,滿足航空工程結(jié)構(gòu)譜載疲勞壽命預(yù)測的需要。
【圖文】：

宏觀彈塑性應(yīng)力應(yīng)變理論與模型 11pM 為未知量，011 、11j 、11r 均為已知量，可由單向拉伸的試驗曲線11r 為一一對應(yīng)關(guān)系。式（2-37）就是利用單軸加載的試驗曲線來確定混性變形關(guān)系的方程。2A12-T4 鋁合金為研究對象（本文涉及材料均為此合金，恕不再贅述），，（集團）有限責(zé)任公司提供，其化學(xué)成分如表 2-1 所示，采用預(yù)拉伸-卸方法，參照《GBT 228-2002 金屬材料室溫拉伸試驗方法》及《GBT 731室溫壓縮試驗方法》進行，加載速率為 0.15mm/min，從而確定反向屈加載的變化規(guī)律。表 2-1 2A12-T4 鋁合金化學(xué)成分(%)Ni Zn Ti Si Fe Mn Mg Cu 0.01 0.02 0.03 0.08 0.2 0.54 1.55 4.75

表 2-1 2A12-T4 鋁合金化學(xué)成分(%)Ni Zn Ti Si Fe Mn Mg Cu 0.01 0.02 0.03 0.08 0.2 0.54 1.55 4.75 a)試驗件尺寸b)試驗件實物圖 2-6 2A12-T4 鋁合金試驗件尺寸及實物照片
【學(xué)位授予單位】：西北工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V214

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本文編號：2663311