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1、疲劳破坏概率分析中的细节疲劳额定值研6—o266&学>>增1:1998疲劳破坏概率分析中的细节疲劳额定值研究弓2卜厶,2董登科杨玉恭，薛景川主丧•_‘一‘一tE帆烈I盘研究厅i,盘71(3065)提要本文对小裂纹阶段疲劳寿命与裂纹长度之阐的关系进｝亍了探讨?给出了结构细节疲劳额定值.棚讯)与疲劳裂纹长度之问关系的教学模型，并通过试验进行了分析和验证，提供了基于概率疲劳的较小裂纹的疲劳破坏概率分析方法.关髓词z裂纹细节疲劳额定值(DFR)概率疲劳，引随着对飞机性能，寿命，完整性以及可靠性要求的提高，现代新型飞机结构设计的核心问题是如何实现长寿命，高可靠性与低维修成本，
2、并实现灾难性疲劳破坏控制而确保安全性.飞机结构能否实现灾难性疲劳破坏预测与控制•主要取决于结构细节耐久性设计，制造过程中结构细节原始疲劳质量的控制.并且具有控制漏检的韧始缺陷或损伤引发灾难性疲劳破坏概率的能力•在引发飞机结构发生灾难性疲劳破坏的损伤模式中，关键是疲劳开裂和疲劳裂纹扩展.而疲劳开裂问愿是耐久性设计和分析的关键问题.也是评价飞机结构设计的重要因素.目前，耐久性分析方法从大的方向看不外乎基于概率断裂力学的耐久性分析方法”和基于概率疲劳的耐久性分析方法J.而基于概率疲劳的耐久性分析方法冃前用的比较多的当属结构细节疲劳额定值(DFR)法,DFR法用起来简单，方便，但其并未
3、与裂纹长度明确的联系起来，从而给工程应用带来困难，为此，本文在这方面做些探讨.二，概率疲劳分析的数学模型所谓结构细节疲劳额定值是指应力比R为0.06时,结构能够承受2次循坏(95%置信皮,95%可靠度)时所对应的最大名义应力值.它是结构实际或所需的疲劳品质的一种度量，而手册中所给出的Q为形成可检裂纹的疲劳寿命，但由于采用检查手段的不同.其确定准则打”•从而造成了使用DFR浊进行耐久I!分析的不可靠tl,fl」足耐久性分析所关心的足扣t时小的裂毁Jt寸,可以把问堪看fl疲甜范畴的闷越，若能给山此段裂纹尺寸范围内DrJi值变化规于｝｝.就可以提高分析和设计的可靠性.2.1小裂纹阶段
4、a〜N曲线的统计特性够青<<工程力学>>增刊t998年267枫｛11=嘲内外［JH2113］的一些疲劳裂纹扩肢试验结年••统计处理.刘一般的I列种材骞:｝的结构•其a〜N曲线不外乎图1的三种形式.但在小裂纹阶段口W口0时，其a〜N曲线变化非常平缓.尽管从理论上讲.其裂纹扩展速率是变化的，但与其后续的工程裂纹扩展相比,其小裂纹阶段的n〜N曲线可近似处理成直线.这里口.为初贻疲劳裂纹尺寸，其至少在95%置信水1’下具有9嘲检出概率.一二Hl'-Nn^Ilia.W圈1三种八型a〜N曲线圈2小裂皱曲墟及特征其参量2.2小裂纹阶段的a〜N数学模型当假定小裂纹阶段a
5、〜N为直线时,依据图2的儿何关系可得毗:!(1)No口+Ao其中为表示原始疲劳质量好坏的相对裂纹尺寸•其随细节加工工艺不同而变化•一旦结构材料,细节和加工工艺状态给定后，其值为常数，详见文献[5]•由(1)式得：IV?=a+2h.(.》当试验时的应力比R为0.06时，由DFR值确定的点斜式公式【6]I:!墅D豫;10*4(3)有1]DFRo0=10A•册圳二】0IBDFRa畦嚣t眺二()'眠⑷268&工程力学>>增刊1998年将(1)式代入(4)式为DFRa:()?DFRao(5)对于某一裂纹长度a,可靠度为R(裂纹检岀概率为R),置信度为95%的细节疲劳额定位喊=
6、00513a+/lo■Z姚■*).其中:口一双参数威布尔分布的形状参数.对铝台金取4R等于常数的s〜N曲线的斜率，对铝台金材料取一3Rs一可靠度三，试验研究及分析⑹3.1和DFR..的确定试验件采用Lyl2-?cz普通钻孔(不倒角)试件，其几何尺寸见图3,试验机选用Instronl332疲劳试验机，采用20倍显微镜观察裂纹，试验方案选用两组载荷状态,试验结果见图4.扳厚：二4删R9oDFR807g74727035{55S6575a(i,OE.2ram)圈3L〜12・CZ曹竭钻孔试件儿何R寸圈{D计算结果与试蹩结果曲线3.2试验结果分析由文献［4】取初始疲劳裂纹尺寸口n=0.75
7、ram,
8、±试验结果得DFRa.■■80.OMPa.WiJ由公式(5)计算可得该结构细节的原始疲劳质量:”.为了验证方法的可行性，将=1.7,ao=O,75#mt代入公式(5),其计算结果与试验结果如图4.比较可知.其DFR值的晟大误差为I.51MPal因此，从工程上米说，足可以接受试验结果与理论分析--致性的结论.(<工程力学>>增刊1998年四，算例图3为实际结构的典型细节，其加工工艺为普通钻孔.材料为Lyl2-CZ.根据上面分析，其原始疲劳质量二1.7,试估算在表1中
