局部应力应变法

传统的局部应力应变法以Manson一Coffin公式为材料疲劳性能曲线.以应力集中处的局部点应力作为衡量结构受载严重程度的参数.这一方法在大应变低寿命时与实际情况符合很好.但进人高周疲劳，由于Manson一Coffin公式与实验结果的差距逐渐增大，由于缺口根部塑性的消失而使应力梯度变大，致使传统的局部应力应变法过低地估计了结构的疲劳寿命.就实际工程结构而育，通常受到随机载荷的作用，在大多数情况下，载荷谱中的高载处于低周疲劳阶段，大多数的中低级载荷处于高周疲劳阶段，所以寻找一个同时适用于高周和低周疲劳寿命估算的方法是其有很大实际意义的。(ε-Nf​)曲线是是重要的材料疲劳性能曲线，在局部应力应变法中，它是结构疲劳寿命估算的基本性能数据。传统的局部应力应变法采用Manson-Coffin公式来描述εa​=Eσf′​​(2Nf​)bεf′​(2Nf​)c(1)Manson-Coffin公式虽然在工程上得到了广泛的应用，但也存在着一些严重的不足：大多数金属材料按Manson-Coffin分解后的塑性线不能很好地用直线来拟合，而是向下弯曲的曲线；Manson-Coffin公式仅适用于解决低周疲劳寿命的计算，而在高周疲劳时计算出的寿命与实验结果相差较大；当（1）式中的Nf​趋于无穷时，ε趋于零，即Manson-Coffin公式没有反映出的疲劳极限，这与实际情况不符。文献[1]针对传统的局部应力应变法存在的这两个缺陷，提出解决这一问题的方法:用等效应变一寿命曲线或四参数应变一寿命曲线替换Manson一Coffin公式，用更合适的缺口疲劳系数或缺口场强度来描述缺口受载的严重程度，希望将传统的局部应力应变法推广到高周疲劳寿命的估算。四参数（ε-Nf​）曲线：在中高疲劳区（1）式已不太适用，文献[2]提出了一个四参数的（ε-Nf​）曲线拟合公式 lgNf​=A0​A1​∗ln{lg(Δεt​/A3​)lg(A2​/Δεt​)​}(2)   式中：为四个回归参数。（2）式具有以下特点：它适用于中高周疲劳阶段（ε-Nf​），克服了Manson-Coffin公式在高周疲劳段误差较大的缺点；当Nf​趋于无穷时，ε趋近于A3，可反映出材料的疲劳极限；与当量应变-寿命曲线公式（1）相比，不需由实验给出参数同时比（ε-Nf​）曲线的拟合度高。    文献[3]指出现行方法在计算中低周疲劳有较好的寿命预测精度，但对高周疲劳寿命预测精度不高。它认为主要是因为没有考虑到应力集中、表面加工状况、尺寸和环境介质的影响。在充分考虑四者之后，对应变寿命曲线的弹性分量进行了修正，并推导出了高周疲劳下的局部应力应变法修正公式。其方法计算简单，精度高。通过实例对传统局部应力应变法和文中提出的方法进行比较，得出的方法不仅适用低周疲劳寿命分析，也可用于高周疲劳寿命计算。其修正公式ε_{a}=\frac{σ_{f}^{'}}{E}(2N_{f})^{b}^{*}ε_{f}^{'}(2N_{f})^{c}（3)局部应力应变法的研究对象是构件局部疲劳危险区域小块材料。利用等应变(应力)等损伤的假设使得小块材料在疲劳载荷作用下的变形与损伤历程与 标准 excel标准偏差excel标准偏差函数exl标准差函数国标检验抽样标准表免费下载红头文件格式标准下载 光滑小试件的疲劳性能曲线对应起来。其数学物理基础是直观的,合理的。从理论上来说,局部应力应变法不仅可适用于中低周疲劳,也应适用于高周疲劳。赵少汴、张小慧等人首先在这方面进行了有益的尝试,提出了应变-疲劳寿命公式的b值修正方法,以适应于高周疲劳寿命计算;b值修正中主要考虑表面加工和尺寸因素的影响,并且修正的结果使得计算疲劳寿命趋于减小。文献四也通过计算实例指出b值修正法对疲劳预测具有很好的精度。文献[4]认为除了应考虑表面加工和尺寸因素的影响外,更重要的还应考虑应力梯度的影响;并且修正的结果应使得计算疲劳寿命趋于增加。认为应力梯度是影响局部应力应变法估算疲劳寿命精度的主要因素,要使局部应力应变法不仅对于低周疲劳寿命,而且对于中高周疲劳寿命都有较好的精度,可以有两种思路:(1)在局部应力应变分析中,所求出的局部应力和局部应变是考虑了应力梯度影响的具有局部平均意义的应力和应变;然后再由光滑小试件(没有考虑应力梯度等因素影响的)得到的应变-寿命曲线计算损伤和寿命。(2)在局部应力应变分析中尽可能准确地求出局部峰值点的应力应变,然后再由考虑了应力梯度影响的修正应变-寿命曲线计算损伤和寿命。文献[5]推导出了第四强度理论和第三强度理论的多轴疲劳应变-寿命曲线,并给出了对称循环和非对称循环下的多轴疲劳局部应力应变寿命估算方法和计算公式。还推导出了高周疲劳下的疲劳强度指数计算公式,提出了高周疲劳的应变-寿命曲线,用它们进行高周疲劳寿命估算,可以大大提高其寿命估算精度。其给出的车架模拟试样的寿命估算精度对比,充分证明了这一点。文献[6]把局部应力应变法引入弯扭复合疲劳寿命计算中，建立一个基于局部应力应变法的弯扭复合疲劳损伤谁则。该损伤准则避免了试验拟合弯曲疲劳强度减缩系数，可以节省大量的试验费用。因而具有一定的理论意义和工程实用价值。文章同时认为局部应力应变法弯扭复合疲劳损伤准则，在中、低周弯扭复合疲劳载荷和非对称循环弯扭复合疲劳载荷作用下的适用性还有待于进一步检验。文献[7]讨论了在疲劳寿命估计的局部应力一应变法中使用的三条曲线，即应变一寿命曲线、循环应力一应变曲线和循环应力一应变滞后环曲线。为了改进有关计算方法，用最小二乘法对这三条曲线进行了拟合，得出了以应变为参数的表达式。还介绍了“峰值暂存法”，并给出了以它为核心的沽算疲劳裂纹形成寿命的FORTRA瓦Iv程序。计算的结果和试验数据相符很好。最后，用它提出的程序对某型农用挂车后轴在垂直载荷下的疲劳寿命进行了预测。其结果与实验结果符合较好。通过分析得出了如下初步结论:1.其得出的反演式精度较高，而且可以较好地包括平均应力的影响。2.提出的拟合公式具有很好的外推性。即使在选样点范围以外的区间，拟合公式仍然可靠。3.根据这些公式编写计算程序不仅可以加快运算速度、简化过程、节省机时和费用，而且还特别适宜用在微型机和专用机上。4.使用峰值暂存法，可以不必事先构造一条载荷一应变曲线，这样可节省内存。还可以.直接使用Neuber公式进行应力一应变模拟而不必担心违反记忆特性。5.应用其研究成果编制的寿命计算程序采用全应变作为损伤参数，计算结果精度较高。文献[8]分析研究叶片所承受的低周载荷和高周载荷的基础上建立了叶片的疲劳载荷谱。研究了影响叶片疲劳寿命的主要因素，对局部应力应变法进行了改进，并建立了计算叶片低周和高周疲劳裂纹萌生寿命的模型、方法和软件。其模型和方法可以计及叶片表面状况、腐蚀疲劳、材料晶粒度等因素的影响。对665叶片、680叶片、851叶片的低周和高周疲劳裂纹萌生寿命等工程实际问题进行了计算考核和分析。作出的结论为:汽轮机的启停循环在叶片中产生的离心力和热应力是叶片的低周疲劳载荷，叶片的振动应力是叶片的高周疲劳载荷。叶片的疲劳寿命并不取决于其名义应力，而是由应力集中(或应变集中)处的最大局部真应力和真应变所决定。因此，可采用局部应力应变法计算其裂纹萌生寿命。在建立了叶片的低周载荷谱和高周载荷谱及研究影响叶片疲劳寿命诸因素的基础上，建立了计算叶片低周疲劳寿命和高周疲劳寿命的改进的局部应力应变法，并编制了计算软件。这种方法可以计及叶片表面状况、腐蚀疲劳、材料晶粒度等因素的影响，并把计算高周疲劳寿命与低周疲劳寿命的方法统一起来.文献[9]认为实际工程中的结构件往往具有多个不确定因素，包括材料、几何、载荷等。这些不确定因素导致构件的局部应力应变响应和疲劳寿命响应具有随机性。因此对低周疲劳分析中的局部应力应变法进行了概率分析。通过基本随机变量将诺伯法中的循环应力应变曲线(迟滞回线)和诺伯公式表示为概率曲线，基本随机变量反映了构件的不确定因素。通过建立近似拟合多项式的方法，求得局部应力应变的随机响应。将应变寿命曲线视为概率曲线，采用随机累积损伤理论，通过同样方法得到疲劳寿命的随机响应。其算例表明结果与蒙特卡罗模拟的结果十分接近，证明其该方法是一个简单有效的疲劳寿命概率分析方法。文献[10]认为，起落架是飞机结构中的重要组成部分,是飞机的主要承力构件,其工作性能直接影响飞机的起飞性能、着陆性能和安全。首次翻修寿命是一个非常重要的安全参数,而飞机起落架车架是决定起落架翻修寿命的关键构件。文中首次应用局部应力-应变法的原理,研究在循环载荷条件下某起落架的疲劳(裂纹形成)寿命,并对其裂纹形成寿命和出现裂纹后的剩余强度进行了估算,进而从疲劳断裂方面提出了延长该主起落架首次翻修寿命的理论依据。由计算分析知,该车架前轮叉根部的裂纹是由于在多次起落过程中,受交变的冲击载荷作用而致的疲劳裂纹,但其疲劳安全寿命是足够的(在疲劳分散系数SF取4的情况下其疲劳安全寿命为2394次起落)。可见,其寿命值远大于制造厂给定的该起落架首次翻修寿命1200±100次起落。所以,从用户飞机大修经费比较紧张的实际出发,由本文计算结果可知,将该起落架首次翻修寿命由工厂定的1200±100次起落延长2200±100次起落是可行的。由起落架寿命研究资料可知,若发现车架出现裂纹,经过锉修、打磨、喷丸强化处理后大部分可以继续使用,有的主起落架已累计飞行2500次起落。而由本文计算可知,当车架前叉根部的裂纹深度达15mm时,仍有足够的剩余强度。所以起落架的维修工作,对主起落架的首次翻修寿命的影响是不容忽视的。文献[11]介绍了一种以局部应力应变法为理论基础,以磁带记录仪、A/D转换器、386计算机为硬件配置的机械构件疲劳寿命预测系统.该系统能对机械产品进行实时应力信号采集,以采集的信号作为依据,对产品进行寿命估算.应用这套系统,对ZKX1848振动筛进行了寿命计算,结果与实际相符.通过在ZK1848振动筛的使用,发现该系统具有能快速、准确地处理大量数据,精确地进行寿命计算的特点.同时指出,使用该系统时,需保证测试到的应力信号能够代表构件的名义应力,而且缺口处的kf​值应尽可能准确,只有这样,算出的寿命才能反映真实情况.因此,该系统的使用者应有较扎实的疲劳理论基础.文献[12]提出了修正的局部应力应变法的应用验证：飞机机体结构疲劳裂纹的萌生几乎都发生在紧固件连接处，预测结构连接件的疲劳寿命具有重要意义。为了准确计算连接件疲劳寿命，提出了一种修正的局部应力应变法，该方法首先采用应力严重系数法和修正Neuber法分析连接件高应力区的应力、应变，然后利用Manson一Coffin方程计算疲劳寿命，此外考虑到在中、高周疲劳里表面加工和尺寸因素的影响是不能忽略的，对应变一寿命曲线的弹性段作了修正以使其同时适用于高、低周疲劳寿命的估算。以搭接件为算例进行计算，并使用MTSLandmark试验机进行疲劳试验。结果表明，采用此方法估算的连接件疲劳寿命与试验结果相比误差为6.5%，证明了此方法的有效性。文献[13]分别利用Neuber法和有限元法求解典型孔板的局部应力应变历程,并进行了对比,阐明有限元法用于疲劳寿命局部应力应变估算的有效性。Neuber解是否精确,主要取决于疲劳缺口系数的取值是否合适,而它是一个经验公式。存在着资源少,人为误差大等缺点。与Neuber法相比,用弹塑性有限元求解缺口根部的弹塑性应力应变有很多优势。有限元法限制少,不受材料、结构形状等条件的限制,适用于各种边界条件。还可分析多轴载荷作用下的局部应力应变分布。重要的是有限元法避免了确定疲劳缺口系数,减少了局部应力应变法的经验和近似成分。相对Neuber法而言,该文认为有限元法疲劳估算省时省力,且较为精确,是一种非常值得推广的数值分析方法。文献[14]通过2G35和40cr两种钢韵应变疲劳试骏，对莫罗，兰德格拉夫损伤式以及道林还塑性应变分量和弹性应变分量为损伤参量的4个损伤公式进衡研究，为局部应力应变分析法推荐了最佳的损伤公式，得到一些重要结论，并将其应用于EQ140车架，获得了满意的精度。提出局部应力应变法的损伤式应分段选用。文献[15]认为局部应力应变法是在低周疲劳计算公式的基础上，提出的一种估算疲劳寿命的方法。局部应力应变法认为:零件的疲劳破坏都是从应变集中部位的最大局部应变处首先起始的,并且在裂纹萌生以前,都要产生一定的塑性变形,局部塑性变形是疲劳裂纹萌生和扩展的先决条件"因此,决定零件疲劳强度和寿命的是应变集中出的最大局部应力应变。局部应力应变法的研究对象是构件局部疲劳危险区域小块材料"利用等应变（应力）等损伤的假设使得小块材料在疲劳载荷作用下的变形与损伤历程,与标准光滑小试件的疲劳性能曲线对应起来.应力应变法能够广泛应用的原因有:(l)应变是可以测量的,而且是与低周疲劳相关的极好的参数;(2)只需知道应变集中部位的应力应变和基本的材料应变疲劳试验数据,就可以估算零件的裂纹形成寿命,避免了大量的结局部构疲劳试验(3)考虑了应力顺序的影响,适用于随机载荷下的疲劳寿命(4)易于与计数法结合起来,利用计算机进行复杂的计算。但由于局部应力应变法没有考虑表面加工和尺寸的影响(这些因素对低周疲劳影响较小,但对高周疲劳的影响则是不可忽视的),推广应用于高周疲劳的寿命计算时,就存在一些明显的不足,需要进一步的研究完善。  参考文献：文献【1】姚卫星。传统局部应力应变法在高周疲劳寿命估算中的应用。文献【2】郑立春，姚卫星。四参数ε-N曲线。第二届全国青年疲劳学术讨论会，西安，1994.9文献【3】钱桂安。基于单轴高周疲劳寿命预测的局部应力应变的研究。文献【4】聂宏。基于局部应力应变法估算高周疲劳寿命。文献【5】赵少汴。局部应力应变法的推广应用。文献【6】聂宏。局部应力应变法弯扭复合疲劳损伤准则。文献【7】孙蜀宗。疲劳分析中局部应力应变法的若干研究。文献【8】朱宝田。改进的局部应力应变法计算汽轮机叶片的低周和高周疲劳寿命。文献【9】王立彬。概率局部应力应变法。文献【10】张显余。基于局部应力应变法的飞机起落架车架寿命分析。文献【11】曾海泉。基于局部应力应变法的寿命预测系统。文献【12】祝青钰。基于修正的局部应力应变法估算连接件疲劳寿命。文献【13】舒陶。局部应力应变Neuber法与有限元法的比较。文献【14】韩连元。局部应力应变法的损伤式选取与高周疲劳应用。文献【15】李莉。机械零件疲劳强度若干问题的研究。