全面解析損傷容限設計方法及結(jié)構(gòu)剩余強度分析

2017-02-27  by:CAE仿真在線  來源:互聯(lián)網(wǎng)

背景

從60年代末期起的幾年當中。原按疲勞安全壽命設計的多種美國空軍飛機出現(xiàn)了某些斷裂事故,因此,按安全壽命設計并不能確保飛機的安全,因為它沒有考慮到實際結(jié)構(gòu)在使用之前,由于材料、生產(chǎn)制造和裝配過程中已存在不可避免的漏檢的初始缺陷和損傷;加之當時使用的高強度或超高強度合金的斷裂韌性降低等原因,這些缺陷、損傷于使用過程中在重復載荷作用下將不斷擴展,直至擴展失控造成結(jié)構(gòu)破壞和災難性事故。

因此美國于1974-1975年頒布了第一部損傷容限設計規(guī)范。

損傷容限設計思想

1. 基本概念

損傷容限是指結(jié)構(gòu)在規(guī)定的未修使用周期內(nèi),抵抗由缺陷、裂紋或其他損傷而導致破壞的能力。簡單地說,就是指飛機結(jié)構(gòu)中初始缺陷及其在使用中缺陷發(fā)展的允許程度。因此,損傷容限設計概念是承認結(jié)構(gòu)在使用前就帶有初始缺陷,但必須通過設計的方法把這些缺陷或損傷在規(guī)定的維修使用期內(nèi)的增長控制在一定的范圍內(nèi),在此期間,結(jié)構(gòu)應滿足規(guī)定的剩余強度要求(含缺陷或含裂紋結(jié)構(gòu)的承載能力),以保證飛機結(jié)構(gòu)的安全性和可靠性。

因此,損傷容限設計思想研究的對象是那些影響飛行安全的結(jié)構(gòu)部件在使用壽命期內(nèi)的安全裕度問題。

從損傷容限設計的基本內(nèi)容上看,就是通過設計、分析和試驗驗證,對可檢結(jié)構(gòu)給出檢修周期,對不可檢結(jié)構(gòu)提出嚴格的剩余強度要求和裂紋增長限制,以保證結(jié)構(gòu)在給定的使用壽命期內(nèi),不至因未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷擴展失控而造成飛機的災難性事故。

因此損傷容限設計所追求的目標就是通過設計、分析、試驗與監(jiān)測維修的各種手段,保證飛機在使用壽命期內(nèi)其剩余結(jié)構(gòu)(帶損傷結(jié)構(gòu))仍然能夠承受使用載荷的作用,不發(fā)生結(jié)構(gòu)的破壞或過分變形,并提供保證安全性所要求的檢查水平。

結(jié)構(gòu)損傷容限設計的基本概念

損傷容限設計、分析、試驗以及使用維修四大方面的技術(shù)內(nèi)容:

(1) 設計

• 制定設計規(guī)范與設計要求;

• 結(jié)構(gòu)分類劃分及其設計選擇原則;

• 結(jié)構(gòu)材料的選擇;

• 結(jié)構(gòu)布局、結(jié)構(gòu)細節(jié)設計;

• 制造裝配中的質(zhì)量控制設計。

(2) 分析

• 危險部位的選擇與分析;

• 載荷和應力譜的分析;

• 初始損傷品質(zhì)的評定;

• 裂紋擴展分析;

• 剩余強度分析。

(3) 試驗

重要結(jié)構(gòu)部件與全機損傷容限試驗。

(4) 使用與維修

• 結(jié)構(gòu)損傷的無損檢測;

• 檢查能力評估與檢查間隔制定。

2. 損傷容限設計與安全壽命設計方法的區(qū)別

總結(jié)安全壽命設計思想可以看出,安全壽命設計概念在于認為飛機在使用前結(jié)構(gòu)是完好無損的,在使用壽命期內(nèi)也不應出現(xiàn)可檢裂紋。一旦在疲勞關(guān)鍵部位出現(xiàn)宏觀可檢裂紋就認為結(jié)構(gòu)已經(jīng)破壞。這就是說安全壽命設計只考慮裂紋形成壽命,不考慮裂紋擴展壽命,并規(guī)定安全壽命的給出必須通過全尺寸疲勞試驗進行驗證,對疲勞破壞固有的分散性及一些不確定的因素用分散系數(shù)來考慮。

安全壽命設計的目標是通過對疲勞關(guān)鍵部位進行合理的選材,開展抗疲勞結(jié)構(gòu)細節(jié)設計,適當控制應力水平,改善結(jié)構(gòu)細節(jié)的抗疲勞品質(zhì),注意降低幾何、材料和載荷不連續(xù)造成的應力集中,以及在生產(chǎn)過程中貫徹良好的質(zhì)量控制,使飛機結(jié)構(gòu)在譜載荷作用下,保證飛機在安全使用壽命期內(nèi)疲勞破壞概率最小。通過設計、分析和試驗所給出的安全壽命應滿足訂貨方提出的設計使用壽命要求。

對比前面所講的損傷容限設計思想。我們可知這兩種不同的設計原理在對結(jié)構(gòu)初始缺陷狀態(tài)的認識出發(fā)點上就存在著差異,這樣,在結(jié)構(gòu)設計方法、分析評估體系以及試驗驗證的關(guān)心焦點等諸方面也就存在著差異。因此,安全壽命設計與損傷容限設計在概念內(nèi)容、方法等方面有著實質(zhì)的不同。但應當說是在不同意義上解決結(jié)構(gòu)的使用壽命設計及飛機安全問題,總的目標是一致的,而且在結(jié)構(gòu)件抗疲勞細節(jié)設計的原理上仍有許多共同之處。

損傷尺寸與載荷循環(huán)數(shù)的關(guān)系

上圖以工程上直觀的形式給出了這兩種設計所關(guān)心的裂紋或損傷不同階段的示意曲線.圖中所列的幾個特征性損傷尺寸意義如下:

ai——對應疲勞起裂點(對應主導裂紋的形成點);

a1——對應安全壽命(又稱疲勞壽命)終結(jié)點的宏觀可檢裂紋;

a2——對應外場使用中檢測儀器手段所能測定的裂紋尺寸;

a0——對應損傷容限設計起點的按規(guī)范規(guī)定的初始裂紋尺寸;

acr——對應裂紋不穩(wěn)定擴展的臨界裂紋尺寸。

由上圖可見,由疲勞源引發(fā)的疲勞裂紋總壽命應是由裂紋形成壽命N1和裂紋擴展壽命N2兩部分組成。即

在按損傷容限設計的壽命估算中,因首先承認存在初始缺陷a0,故N1=0,裂紋擴展壽命即為總壽命,即

事實上,在實踐中形成了一種安全壽命/損傷容限設計思想,即用抗疲勞設計方法確定飛機的安全壽命,用損傷容限設計確定結(jié)構(gòu)損傷的檢查間隔,以進一步保證飛機的飛行安全。目前已較多采用了這種組合設計方案。

3. 損傷容限設計與斷裂力學的關(guān)系

結(jié)構(gòu)中存在的缺陷、損傷或裂紋實際上都是指結(jié)構(gòu)內(nèi)部的受損狀態(tài),只不過是這些術(shù)語所描述的受損幾何形態(tài)不同而已。損傷容限設計方法中對這些受損的幾何形態(tài)都等效成簡單幾何形態(tài)的裂紋來處理,這是因為斷裂力學在含裂體方面的眾多研究成果為損傷容限的設計分析方法提供了強有力的理論基礎。損傷容限設計關(guān)心的問題包括:

(1) 剩余強度與裂紋尺寸的關(guān)系如何?

(2) 在預期的工作載荷下,能夠容許多大的裂紋?即臨界裂紋尺寸是多少?

(3) 裂紋從一定長度的初始尺寸,擴展到臨界尺寸需要多長時間?

(4) 在結(jié)構(gòu)工作壽命開始時,允許存在多大的初始缺陷?

(5) 每隔多長時間,應該對結(jié)構(gòu)進行一次裂紋檢查(即裂紋檢查周期的確定)?

可以說,損傷容限設計的分析評估體系完全有賴于斷裂力學的研究與發(fā)展。

飛機損傷容限設計的內(nèi)容和方法

1. 損傷容限設計的要點

損傷容限設計時應注意以下幾點:

(1) 盡量將結(jié)構(gòu)設計成破損安全結(jié)構(gòu),例如采用多傳力途徑的結(jié)構(gòu)布局,靜不定結(jié)構(gòu)型式及組合承力結(jié)構(gòu)等,并且使結(jié)構(gòu)具有緩慢裂紋擴展特性。

(2) 保證結(jié)構(gòu)破損安全的關(guān)鍵是定期地對結(jié)構(gòu)進行檢查或考驗性試驗。因此對于易產(chǎn)生裂紋的重要構(gòu)件,要盡量設計成可檢結(jié)構(gòu)。有開敞的檢查道路,以便日常維護檢查、修理和更換。

(3) 正確合理的確定檢查周期是保證結(jié)構(gòu)破損安全的關(guān)鍵。要確定檢查周期必須確定最小可檢裂紋尺寸和破損安全載荷下臨界裂紋尺寸。這就要求比較準確地計算對應于每一個裂紋的剩余強度和裂紋擴展速率。從而使裂紋擴展壽命計算更符合實際情況。

(4) 采用斷裂韌度高、抗裂紋擴展性能好的材料,以保證結(jié)構(gòu)具有較高的剩余強度和緩慢裂紋擴展特性,如下圖所示。當材料的斷裂韌度提高,而使臨界裂紋尺寸由提高ac到2ac,能用于檢查的總間隔由BC增加到BD。同樣緩慢裂紋擴展速率降低,不但可增加不可檢查裂紋以前裂紋擴展壽命,并且用于檢查周期的裂紋擴展壽命增加(如下圖)。

由于斷裂韌度提高使檢查間隔增加

由于裂紋擴展速率降低使檢查間隔增加

(5) 最小可檢裂紋尺寸的確定取決于所選用的檢測手段和監(jiān)測人員技術(shù)水平。提高檢測靈敏度對提高結(jié)構(gòu)的安全性起非常重要的作用。從增加檢查周期上看,它甚至比提高材料的斷裂韌度更明顯。由于小裂紋階段裂紋擴展率很低,當最小可檢裂紋尺寸由降到時,可用于檢查的時間間隔幾乎增加一倍

(6) 對于那些較長、較大的零件應考慮止裂措施,如采用止裂孔、止裂帶和結(jié)構(gòu)分段等,以防止裂紋快速擴展。

(7) 合理的控制結(jié)構(gòu)的設計應力水平。應當綜合強度、剛度、損傷容限、耐久性和可靠性幾方面的要求,減輕結(jié)構(gòu)重量情況下合理確定應力水平和設計指標。

損傷容限設計是一項十分復雜而又重要的工作,需要一系列的分析、計算和試驗。特別對于采用高強度材料的承力結(jié)構(gòu),承受多次重復載荷的構(gòu)件,尤其是有較大應力集中部位,反復受高溫作用或受到劇烈振動及氣流擾動部位;以及環(huán)境條件惡劣、抗應力腐蝕較差的部位。要認真、細致地執(zhí)行損傷容限設計要求,采用一些抗斷裂的工藝措施。對重要的危險部位必須在加工和使用中提出特殊的工藝及檢查要求。同時有相應措施以保證危險構(gòu)件的可跟蹤性。

2. 損傷容限設計步驟

損傷容限設計目的是保證飛機的安全性,為此損傷容限設計工作必須從飛機總體設計階段開始。

損傷容限設計步驟如下:

(1) 確定設計使用載荷譜

(2) 確定飛機安全結(jié)構(gòu)和斷裂關(guān)鍵結(jié)構(gòu)

(3) 合理選擇材料

兼顧靜強度、剛度和疲勞設計要求,選擇抗斷裂性能好的材料。對選定的結(jié)構(gòu)材料,如材料手冊中缺乏材料的斷裂韌度和裂紋擴展計算所需的材料常數(shù)時,則需通過材料實驗確定上述材料常數(shù)。

(4) 進行結(jié)構(gòu)分類

根據(jù)破損安全結(jié)構(gòu)各類型的特點、局部應力場分析、結(jié)構(gòu)的可檢查性和規(guī)范規(guī)定的6種可檢查度,以及設計使用經(jīng)驗,初步確定結(jié)構(gòu)類型和檢查級別。在損傷容限設計過程中不斷修改,使其達到損傷容限設計要求。

(5) 進行結(jié)構(gòu)細節(jié)設計

(6) 確定初始缺陷尺寸

(7) 對關(guān)鍵部位進行裂紋擴展和剩余強度分析,確定臨界裂紋長度、剩余強度水平和裂紋擴展壽命。修改結(jié)構(gòu)設計直到滿足設計要求。

(8) 進行結(jié)構(gòu)損傷容限實驗

(9) 制定維修計劃,并給出使用維修大綱

針對飛機達到使用壽命前需要修理的全部部位,根據(jù)分析與試驗結(jié)果給出的檢查方法、檢修周期和允許的最大初始損傷尺寸等,制定維修計劃并給出使用維修大綱。

(10) 使用期間進行跟蹤

同一批生產(chǎn)飛機由于使用過程不同,實際的損傷度并不相同。為此需要測出并記錄實際的載荷譜,以便和設計載荷譜相比較。通過數(shù)據(jù)處理,定出實際損傷度和實際可用壽命。根據(jù)實際壽命的差別調(diào)整飛機的檢修周期和部件的更換計劃,直到經(jīng)濟上不值得再修理為止。這種用經(jīng)濟價值來決定的飛機壽命稱經(jīng)濟壽命。故跟蹤也是損傷容限設計中的一個重要環(huán)節(jié)。

3. 損傷容限設計內(nèi)容

損傷容限設計步驟中所涉及工作均屬于損傷容限設計內(nèi)容,本節(jié)僅重點介紹損傷容限設計中部分內(nèi)容,讀者可參考相應手冊。

(1) 確定飛行安全結(jié)構(gòu)和斷裂關(guān)鍵結(jié)構(gòu)

飛機結(jié)構(gòu)損傷容限設計規(guī)范要求飛行安全結(jié)構(gòu)必須進行損傷容限設計,滿足損傷容限設計規(guī)范要求。損傷容限設計規(guī)范并不要求全部飛機結(jié)構(gòu)滿足損傷容限設計要求,僅僅對飛行安全結(jié)構(gòu)而言。因此在飛機結(jié)構(gòu)設計時首先要確定飛行安全結(jié)構(gòu)。有的設計部門還規(guī)定飛機受力結(jié)構(gòu)中鋼結(jié)構(gòu)必須進行損傷容限設計,如不按損傷容限設計的鋼結(jié)構(gòu)必須通過總設計師批準。飛行安全結(jié)構(gòu)確定后,根據(jù)結(jié)構(gòu)型式、應力分析、制造工藝和材料特性確定斷裂關(guān)鍵結(jié)構(gòu)和危險部位。

(2) 載荷譜和應力譜確定

載荷譜的確定是損傷容限設計的關(guān)鍵,直接關(guān)系到結(jié)構(gòu)的安全可靠性。載荷譜的確定工作可以和疲勞設計以及耐久性設計工作中載荷譜確定工作相結(jié)合。載荷譜編制一般是應用疲勞累積損傷統(tǒng)計理論,將實際飛機使用中作用于飛機上的復雜的譜載荷,按一定程序編制成設計和實驗中應用的疲勞載荷譜。損傷容限設計中所采用的載荷譜應注意下列問題:

① 高低載荷的排列順序問題

在飛機所經(jīng)歷的載荷時間歷程中,高低載荷排列順序?qū)α鸭y擴展速率影響較大。在損傷容限設計中一般要求使用反映載荷順序的飛-續(xù)-飛譜。飛-續(xù)-飛載荷/環(huán)境譜中包含飛機所經(jīng)歷的重復載荷和環(huán)境。如機動載荷、陣風載荷、地面載荷、內(nèi)部增壓和沖擊振動等其它載荷。環(huán)境條件主要考慮溫度、濕度和腐蝕環(huán)境。飛-續(xù)-飛譜是以一次飛行接一次飛行地排列飛機所經(jīng)歷的載荷-時間歷程,每次飛行代表飛機一種特定的典型使用任務。該譜一般以一定的時間作為循環(huán)周期,在一個循環(huán)周期內(nèi),各次飛行之間的載荷時間歷程有差別,但其總和代表飛機所有典型使用任務。

由于飛機在每次飛行中所經(jīng)歷的載荷及其順序的隨機性很大,目前排列每次飛行中載荷順序的方法有兩種。一種是在每次飛行中,首先按實際情況排列一些可預計的載荷因素、順序或條件,然后用隨機抽樣的辦法排列那些不可預測的載荷因素、順序或條件。該方法能夠較好地反映載荷譜的隨機性。另一種方法是在每次飛行中按低-高-低的順序排列所有的載荷循環(huán),此方法目前應用較少。

飛-續(xù)-飛譜可分為三種:典型任務剖面譜,任務段-任務段譜和基本機動飛行譜。典型任務剖面譜是以典型任務剖面為基礎,每次飛行代表一個典型任務剖面,每個任務剖面內(nèi)載荷循環(huán)隨機排列。任務段-任務段譜是強調(diào)每次飛行中很明顯的任務段順序,即起飛、爬升、各種機動、下降、著陸等。以任務段為基礎,首先按照可以預測的任務段順序排列,然后,隨機地從各任務段對應的載荷譜統(tǒng)計資料中提取和排列可能經(jīng)受的各種載荷循環(huán)?；緳C動飛行譜是以許多最基本的機動飛行為基礎的飛-續(xù)-飛譜。這種譜能夠充分反映在每個基本機動飛行中,結(jié)構(gòu)各個疲勞關(guān)鍵部位在不同時間點上經(jīng)歷的最大和最小載荷循環(huán),適用于高機動過載為主的戰(zhàn)斗機。

② 高載的截取問題

高載荷是造成構(gòu)件破壞的主要原因,高載循環(huán)也是造成疲勞損傷的重要組成部分,如何防止超載引起的破壞,如何處理載荷譜中最高級(或稱截取級)載荷的峰值與最低級載荷谷值的獲取,多半與超載引起的遲滯和負載抵消遲滯或加速擴展的現(xiàn)象相關(guān)聯(lián),他們對裂紋擴展的準確預計是至關(guān)重要的。過高的截取級,使裂紋擴展延緩而延長使用壽命,這種有利影響的過高估計會造成安全性問題;但過低的估計則會造成保守的設計或采用昂貴的維修計劃。

③ 低載截除問題

低應力幅對裂紋擴展的貢獻很小,尤其是在遲滯效應作用下顯得更突出,為了加快裂紋擴展實驗和模擬計算的速度,以節(jié)省經(jīng)費和周期,降低于某一應力幅值的載荷截除(即截除級)稱低載截除。一般地說,在短裂紋階段,疲勞極限可作為截除的極限應力,但長裂紋階段,裂紋擴展的門檻值以下裂紋不擴展,而低于疲勞極限應力仍可能造成裂紋擴展。在運輸機中應力比R較大的小循環(huán)在疲勞裂紋擴展中將引起較大的損傷。因此低載截除不能簡單的從應力上規(guī)定,而是采用等損傷辦法將循環(huán)數(shù)減少,即截除低應力幅,將次低應力幅的循環(huán)數(shù)增加。

飛機的載荷譜一般都以飛機重心處載荷譜給出,針對損傷容限設計部位,需確定應力譜,應力譜可通過重心譜轉(zhuǎn)換得到。

(3) 初步確定損傷容限設計結(jié)構(gòu)類型

對于飛行安全結(jié)構(gòu),規(guī)范中定義了6種可檢查度:

① 飛行明顯可檢:飛行中結(jié)構(gòu)出現(xiàn)損傷的性質(zhì)和程度使空勤人員立即無誤的意識到結(jié)構(gòu)已經(jīng)產(chǎn)生重要的損傷,并應終止飛行任務。

② 地面明顯可檢:結(jié)構(gòu)損傷的性質(zhì)和程度使地勤人員不需對結(jié)構(gòu)進行專門檢查即可迅速無誤的查出。

③ 巡回目視可檢:結(jié)構(gòu)損傷的性質(zhì)和程度使檢查人員不必開啟艙蓋和使用特殊工具,從地面對結(jié)構(gòu)表面進行目視檢查即可查出。

④ 特殊目視可檢:結(jié)構(gòu)損傷的性質(zhì)和程度使檢查人員必須拆下艙蓋等,使用助視工具對結(jié)構(gòu)進行詳細目視檢測才可查出。

⑤ 場站或基地級可檢:結(jié)構(gòu)損傷的性質(zhì)和程度要求監(jiān)測人員采用一種或多種選定的無損檢測技術(shù)對結(jié)構(gòu)進行檢查,并允許卸下設備和可拆卸部位。

⑥ 使用中不可檢:受結(jié)構(gòu)損傷尺寸或可達性限制,檢查人員無法用上述方法查處結(jié)構(gòu)中的損傷。

設計初期選擇結(jié)構(gòu)類別后,如損傷容限評定不能滿足設計要求,可更改結(jié)構(gòu)類型達到最佳結(jié)構(gòu)。

可檢查度與檢查間隔

(4) 確定初始缺陷尺寸

初始缺陷尺寸a0與保證結(jié)構(gòu)安全性和維修性的經(jīng)濟性密切相關(guān)。在損傷容限設計中作為裂紋擴展計算起點的初始裂紋(缺陷)尺寸a0,應是新機開始使用時或服役中的飛機經(jīng)過檢修后再次投入使用時,結(jié)構(gòu)危險部位處最小可能被超過的裂紋尺寸。初始裂紋長短很大程度上影響計算壽命的長短。而精確地估計初始裂紋尺寸又是一個比較困難的問題。

通用的無損檢測裂紋的方法有:液體著色、超聲波、渦流、磁粉、X光探傷。各種無損檢測裂紋技術(shù)所能發(fā)現(xiàn)的最小裂紋尺寸不同。同一種檢測手段檢測同一尺寸的裂紋,其檢出概率也不同。它與操作人員的技術(shù)水平和工作態(tài)度,結(jié)構(gòu)的幾何尺寸和材料,檢測操作的環(huán)境,裂紋位置、方向和尺寸都有影響。因此采用定常裂紋檢出概率(POD)來描述。POD的定義為:具有代表性的操作人員在某一定的環(huán)境下對結(jié)構(gòu)元件總體用無損檢測技術(shù)可檢測到裂紋的概率。因此損傷容限設計時,要針對所設計部位給出一定檢測概率和一定置信度的初始裂紋尺寸a0。

對不同的結(jié)構(gòu)類別可采用不同的檢測概率和置信度。由于破損安全結(jié)構(gòu)具有較強的抗斷裂能力和要求使用中可檢測,因此在確定a0時置信度較低。這意味著破損安全結(jié)構(gòu)具有比緩慢裂紋擴展結(jié)構(gòu)更小的初始裂紋尺寸假設。在損傷容限設計規(guī)范中,針對不同的結(jié)構(gòu)類型、裂紋型式和可檢查度,給出不同的初始裂紋尺寸a0。

結(jié)構(gòu)剩余強度分析

含裂紋結(jié)構(gòu)在使用期中任一時刻所能達到的靜強度值稱為結(jié)構(gòu)的剩余強度。

結(jié)構(gòu)剩余強度在使用過程中隨裂紋增長而遞減,要求在整個使用壽命期間給出最低限度的剩余強度隨時間變化曲線,即大于最小剩余強度要求的最低值。結(jié)構(gòu)剩余強度最低要求值是結(jié)構(gòu)類型和可檢查度的函數(shù)。

因此各種可檢查度的破損安全結(jié)構(gòu)類型其剩余強度最低要求值不同,可以根據(jù)特定飛機任務分析所得到的載荷譜數(shù)據(jù)來確定。

剩余強度的最低要求值可以由內(nèi)部元件載荷Psyu確定,Psyu表示飛機在規(guī)定檢查間隔內(nèi)可能遇到的最大載荷,Psyu根據(jù)載荷譜確定,飛機載荷譜制定是以代表飛機平均使用情況的基本載荷系數(shù)的超越數(shù)為基礎?？紤]到個別飛機在壽命期內(nèi)可能遇到的載荷超越數(shù)大于平均值,而剩余強度必須大于在規(guī)定檢查間隔內(nèi)預期的最大載荷,因此采用放大檢查間隔的方法,下表給出不同檢查度在確定剩余強度時檢查間隔的放大倍數(shù)M。M值的規(guī)定根據(jù)使用經(jīng)驗,如運輸機,當M=100時,載荷約增至1.5倍。如下圖所示。

破損安全結(jié)構(gòu)中當多途徑傳力結(jié)構(gòu)中某一元件破壞后,該元件上載荷應由其它未破壞結(jié)構(gòu)承受,由于結(jié)構(gòu)破壞均是使用過程中突然破壞,因此應考慮突然加載的動荷系數(shù),規(guī)范規(guī)定取1.15。

1. 應力強度因子判據(jù)

① 脆性斷裂

采用線彈性斷裂力學的應力強度因子判據(jù),即構(gòu)件的裂紋尖端應力強度因子K值達到該結(jié)構(gòu)材料的斷裂韌度KIC時,裂紋便發(fā)生不穩(wěn)定快速擴展,造成結(jié)構(gòu)突然斷裂。其斷裂判據(jù)為

當平面應力狀態(tài)時,采用平面應力斷裂韌度KC。上述斷裂判據(jù)也可表示為

在給定σ時

在給定σ時

式中α為裂紋長度;αc臨界裂紋長度;σ為遠離裂紋尖端應力場的應力;σc為臨界應力,β為應力強度因子修正系數(shù)。

② 表觀斷裂韌度

最下面曲線Ki表示緩慢裂紋擴展起始,最上面曲線Kc示快速擴展開始。

平面應力狀態(tài)斷裂剩余強度特性變化曲線

由于裂紋起始擴展的載荷σi和失穩(wěn)開始時裂紋長度ac很難測得,工程上以一組容易實測的初始裂紋長度ai和臨界應力σc組成一曲線(上圖中的中間曲線Kapp),稱為表觀臨界應力強度曲線。其相應的破壞判據(jù)為

式中Kapp稱為表觀斷裂韌度。

2. 彈塑性斷裂準則

當裂紋尖端塑性區(qū)已大到不能忽略時,采用上述線彈性斷裂判據(jù)已不合適,必須采用彈塑性斷裂力學方法。其斷裂判據(jù)為:

① 積分斷裂準則

結(jié)構(gòu)在外載荷作用下裂紋尖端J積分大于或等于材料的J積分臨界值Jc(一般取開裂點的J積分值)時,其裂紋長度為臨界裂紋長度ac,或其載荷達到臨界應力值,斷裂判據(jù)為

② 能量釋放率準則

外力作用下結(jié)構(gòu)的能量釋放率G大于或等于材料的能量釋放率的臨界值GIC。能量釋放率準則也適用于線彈性斷裂力學。能量釋放率臨界值一般取開裂點時臨界值。

③ 裂紋張開位移COD準則

結(jié)構(gòu)在外載荷作用下裂紋尖端張開位移δ大于或等于裂紋尖端張開位移的臨界值δc。即

④ 阻力曲線法

該準則認為在破壞時用于擴展裂紋的能量等于或超過材料的裂紋擴展阻力。即能量釋放率G等于裂紋擴展阻力R,同時能量釋放率G隨裂紋長度a變化曲線的斜率等于裂紋擴展阻力R和裂紋擴展增量△a變化曲線的斜率,則斷裂準則可表示為

3. 凈截面屈服判據(jù)

對于高韌性材料,構(gòu)件上應力會高到使整個凈截面在斷裂發(fā)生前先產(chǎn)生屈服,最后導致構(gòu)件破壞。即

式中σ靜為凈截面應力,Kc為材料屈服應力。

4. Feddersen法

薄板剩余強度

該方法為一種工程計算方法,主要適用于有限寬度薄板。上圖表示剩余強度和裂紋長度關(guān)系曲線,結(jié)構(gòu)破壞可分成三個區(qū)域,當應力大于和等于三分之二材料屈服應力σys或裂紋長度a大于或等于三分之二板寬W時,采用凈截面破壞準則,否則采用K判據(jù)。即:

式中σ靜為凈截面應力,σ為遠離裂紋尖端處應力,Kc為材料平面應力狀態(tài)時斷裂韌度。

文章來源于聲振之家

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