焊接結構本征疲勞裂紋擴展速率研究

采用先進的焊接工藝制造大型金屬整體結構是近年來大型飛機結構減重設計和節(jié)約成本的重要途徑。損傷容限設計理念是保證結構安全性的重要途徑，裂紋擴展分析又是損傷容限評定的內容之一。焊接結構的裂紋擴展分析的困難在于殘余應力和微觀組織改變對焊接結構疲勞裂紋擴展速率的影響是耦合在一起的，殘余應力分布受幾何構型影響，使得傳統(tǒng)的用實驗室標準試件測量的裂紋擴展速率來分析焊接結構件的裂紋擴展壽命的思路面臨挑戰(zhàn)。 針對上述問題，本項目提出了焊接本征裂紋擴展速率的概念。在符合工程實踐假定的條件下，（1）分離殘余應力和微觀組織對裂紋擴展的影響，建立焊接結構本征裂紋擴展速率提取方法；（2）準確評估焊接件的殘余應力分布并分析其對裂尖場參量的影響；（3）研究微觀結構對裂紋擴展行為及裂紋尖端場參量的影響。 在研究過程中，重點對分離殘余應力和微觀組織對裂紋擴展影響、評價焊接整體結構殘余應力分布描述方法等方面取得突破：（1）提出了一種數字圖像相關技術輔助下的逐步切割、多步反推的焊接件殘余應力測量方法；（2）在殘余應力得以準確評估的基礎上，提出了以試驗手段提取焊接件本征裂紋擴展速率的方法——恒有效應力強度因子變程和有效應力比方法，采用該方法對攪拌摩擦焊接件焊縫及附近不同區(qū)域的本征疲勞裂紋擴展速率進行了研究；（3）研究了該系列鋁合金晶粒分布對疲勞裂紋擴展速率的影響，進而分析焊接微觀結構改變對裂紋擴展速率的影響規(guī)律。隨著近年來對新型金屬整體結構研究關注點的變化，本項目對焊接微觀結構改變對裂紋擴展影響的研究部分，增加了材料組織對裂紋擴展行為和裂尖場變化的影響的研究，調整了部分原申請書研究內容。 本項目的研究成果將為焊接結構的損傷容限分析提供技術支撐，從而為先進連接技術在大型飛機結構中的應用奠定分析評定基礎。

先進焊接工藝在飛機中的應用是實現(xiàn)結構減重和低成本的重要途徑之一，這對焊接結構完整性評價提出了更高的要求，給損傷容限設計評定提出了新挑戰(zhàn)。由于焊接殘余應力（RS）和微觀結構改變對裂紋擴展的影響相耦合，RS與結構構型和尺寸相關，現(xiàn)有利用母材裂紋擴展速率疊加RS影響的評定方法在精度和適用性上都受到限制。本研究創(chuàng)造性地提出了本征裂紋擴展速率（Intrinsic crack growth rate，ICGR）的概念，分離RS與微觀結構改變對裂紋擴展的影響，提取出僅反映微觀結構改變的本征參量，建立基于ICGR的焊接結構裂紋擴展分析方法；在此基礎上，研究RS分布與結構構型及尺寸的關系，給出焊接整體結構的裂紋擴展評定方法。與現(xiàn)有方法相比，由于ICGR考慮了微觀結構改變的影響，將顯著提高預測精度；ICGR與結構構型和尺寸無關，將顯著提高方法的適用性。本研究成果將為焊接在飛機結構中的應用奠定分析評定技術基礎。

疲勞裂紋擴展速率1區(qū)

是低速率區(qū)。該區(qū)域內，隨著應力強度因子幅度

若

當

研究疲勞裂紋門檻值在理論上和實際工程應用上都是有意義的。十分明顯，一般的機械零件和工程構件是不會以來作為設計指標的。因為數值很低，如以來作為設計標準，這無疑是要求工作應力很低或者容許的裂紋尺寸很小。疲勞門檻值除了因應力比R的增加而減小外，還和組織有關。

疲勞裂紋擴展速率2區(qū)

是中速率裂紋擴展區(qū)。此時，裂紋擴展速率一般在

疲勞裂紋擴展速率3區(qū)

為高速率區(qū)，在這一區(qū)域內，da/dN大，裂紋擴展快，壽命短。其對裂紋擴展壽命的貢獻，通?？梢圆豢紤]。此區(qū)域的上限為

S-N曲線以R=-1（對稱循環(huán)）時的曲線作為基本曲線。

疲勞裂紋擴展速率da/dN，是在疲勞載荷作用下，裂紋長度a隨循環(huán)周次N的變化率，反映裂紋擴展的快慢。

疲勞載荷：在工程上引起的疲勞破壞的應力或應變有時呈周期性變化，有時是隨機的。

疲勞裂紋：某些材料在連續(xù)交變應力作用下，會在其表面逐漸生成裂紋，并隨著作用時間而逐漸向縱深發(fā)展。使裂紋打一展，試件的力學性能下降，最終導致完全斷裂。應該指出，有些材料耐初始裂紋生長的性能很好，但一旦生成卻發(fā)展很快。而另一些材料就正好相反。