楊波

【摘 要】結(jié)構(gòu)材料和零部件生產(chǎn)過程中也不可避免的會(huì)存在未被發(fā)現(xiàn)的缺陷和損傷，由于上述原因，致使結(jié)構(gòu)過早的產(chǎn)生裂紋，如果這些裂紋擴(kuò)展失控就會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)提前疲勞斷裂破壞。F-111飛機(jī)機(jī)翼樞軸就是因帶有未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷擴(kuò)展失控而發(fā)生災(zāi)難性事故。經(jīng)驗(yàn)表明，無論采用什么樣的質(zhì)量控制手段，在材料內(nèi)部，加工制造過程和裝配過程，以及使用過程中都難免存在或引入損傷，這些損傷對(duì)于產(chǎn)品的壽命會(huì)產(chǎn)生一定的影響。

【關(guān)鍵詞】損傷；疲勞壽命；斷裂破壞；S-N曲線

某零件A模塊和B模塊由于機(jī)加工中心失誤，導(dǎo)致彈簧產(chǎn)生0.1mm厚度的階差（如圖1所示），使得此位置可能由于應(yīng)力集中導(dǎo)致疲勞強(qiáng)度降低，產(chǎn)生影響，使得零部件的使用壽命受到影響。

1 試驗(yàn)內(nèi)容及過程

對(duì)于機(jī)加工缺陷產(chǎn)生的對(duì)于產(chǎn)品壽命的影響，通過試驗(yàn)和理論計(jì)算分析來說明機(jī)加工缺陷對(duì)于產(chǎn)品壽命的影響。試驗(yàn)分析過程如下：

1）彈簧材料45 SiCrMo6（45SCD6）的疲勞特性數(shù)據(jù)

使用23個(gè)試驗(yàn)樣本進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，確定應(yīng)力比R=Fmin/Fmax=0.2的S-N曲線；

2）零件A和零件B模塊彈簧耐久試驗(yàn)

確定耐久性試驗(yàn)周期（交變應(yīng)力、平均應(yīng)力、循環(huán)次數(shù)等），計(jì)算彈簧的使用壽命限制。

2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

2.1 理論計(jì)算分析

通過有限元計(jì)算A模塊和B模塊的彈簧的最大范式等效應(yīng)力，相關(guān)計(jì)算結(jié)果如下：

2.2 材料疲勞試驗(yàn)：

制作材料45SiCrMo6（45SCD6）的鋼材樣本（與彈簧材料一致）用于疲勞試驗(yàn)，試驗(yàn)樣本數(shù)23個(gè)，拉伸應(yīng)力比R=Fmin/Fmax=0.2；通過試驗(yàn)室結(jié)果擬合計(jì)算出三條交變應(yīng)力-壽命分析曲線（簡稱S-N曲線），如圖2所示：

2.3 A模塊和B模塊耐久試驗(yàn)

2.3.1 A 模塊和B模塊等效壽命計(jì)算

已知A模塊和B模塊的耐久性載荷譜。為了簡化疲勞試驗(yàn)壽命譜，使用線性累計(jì)損失準(zhǔn)則（Palmgren-Miner法則）建立等效試驗(yàn)壽命，平均應(yīng)力校核使用了Goodman方法，該方法允許不同的應(yīng)力范圍進(jìn)行調(diào)節(jié)。等效疲勞壽命計(jì)算方法示意如下圖：

綜上所述，得出的A模塊和B模塊的等效壽命結(jié)果如表2所示：表2 A模塊和B模塊等效壽命結(jié)果表

2.3.2 機(jī)加工缺陷試驗(yàn)樣件的耐久性試驗(yàn)：

機(jī)加工缺陷試驗(yàn)件的耐久性試驗(yàn)，A模塊采用了一個(gè)樣本，B模塊采用了三個(gè)樣本，其中樣本二試驗(yàn)過程中未破裂。

對(duì)于A模塊，88181/662116=13%，由于只做了一個(gè)樣本試驗(yàn)，將壽命限制降級(jí)到8%。對(duì)于評(píng)價(jià)平均試驗(yàn)循環(huán)使用的是幾何算法，而不是算術(shù)算法，得出的壽命限制384939/771433=50%，具體數(shù)據(jù)如下：

3 結(jié)論

綜合上述分析，由于機(jī)加工缺陷，對(duì)于A模塊和B模塊的壽命都產(chǎn)生了一定的影響，飛機(jī)設(shè)計(jì)使用壽命是60000個(gè)循環(huán)，那么A模塊限制壽命為60000*8%=4800，B模塊限制壽命為60000*50%=30000。

所以生產(chǎn)過程中對(duì)于零部件產(chǎn)生的缺陷對(duì)于產(chǎn)品的壽命有一定的影響。

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[責(zé)任編輯：田吉捷]