段佳桐,隋福成,劉漢海,解放,歐陽(yáng)天,鮑蕊,*

1.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100083

2.沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所,沈陽(yáng) 110035

在飛機(jī)承載結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中,薄壁結(jié)構(gòu)通常用于承受面內(nèi)載荷,例如單向拉伸、雙向拉伸和拉剪聯(lián)合作用,而不適用于承受彎曲載荷,尤其是面外方向上的集中力。這是因?yàn)楸”诮Y(jié)構(gòu)在面外方向上的剛度遠(yuǎn)小于面內(nèi)方向,在承受彎曲載荷時(shí),會(huì)產(chǎn)生很大的變形和彎曲應(yīng)力,從而發(fā)生斷裂。但是,在一些特定情況下,薄壁結(jié)構(gòu)仍然不可避免地要承受彎曲載荷。例如,飛機(jī)座艙蓋側(cè)型材與鎖環(huán)的連接部位,主要載荷是鎖鉤作用在其上的面外集中載荷[1]。由于服役中循環(huán)載荷的作用,在服役一段時(shí)間后側(cè)型材產(chǎn)生裂紋。隨著裂紋擴(kuò)展至貫通,鎖環(huán)與結(jié)構(gòu)完全脫離,給飛行帶來(lái)安全隱患。因此,這種問(wèn)題是值得關(guān)注的。

現(xiàn)有的針對(duì)薄壁結(jié)構(gòu)的疲勞和裂紋擴(kuò)展分析方法,往往只適用于面內(nèi)載荷作用的情況。在最為簡(jiǎn)單的循環(huán)拉伸載荷作用下,薄板的疲勞裂紋前沿是一條垂直于板面的直線,因此裂紋擴(kuò)展可以簡(jiǎn)化為二維問(wèn)題,易于分析和計(jì)算。但是,薄板受到彎曲載荷時(shí),裂紋擴(kuò)展會(huì)展現(xiàn)出與拉伸載荷不同的特征,裂紋前沿為曲線,相同裂紋長(zhǎng)度和名義應(yīng)力下的裂紋擴(kuò)展速率與拉伸載荷下不同,給問(wèn)題的分析帶來(lái)了困難。

早期的研究人員將受彎曲載荷板的裂紋簡(jiǎn)化為直線前沿,即與循環(huán)拉伸載荷下的裂紋形狀相同,主要進(jìn)行理論和數(shù)值計(jì)算方面的研究[2-7]。這種簡(jiǎn)化雖然與實(shí)際相差較大,使得計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)有較大差異,但是在定性分析上是具有意義的。

20世紀(jì)70年代以后,研究人員考慮了真實(shí)裂紋形狀。平板試件受到彎曲載荷時(shí),裂紋會(huì)先以半橢圓的形狀擴(kuò)展[8-13]。在拉伸和彎曲載荷共同作用下,裂紋貫穿厚度后,仍然保持部分橢圓形狀[14-19]。這些研究一方面是理論和數(shù)值計(jì)算,另一方面是試驗(yàn)研究,二者進(jìn)行對(duì)比,可以定量地預(yù)測(cè)裂紋擴(kuò)展。這些方法對(duì)于拉伸占主導(dǎo)地位的情況是適用的,但是能否用于彎曲載荷占主導(dǎo)地位,或者彎曲載荷單獨(dú)作用的情況,仍然是未知的。所以,有必要對(duì)這一問(wèn)題進(jìn)行深入研究。

本文設(shè)計(jì)了帶孔板和側(cè)型材2種試驗(yàn)件的疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)。帶孔板試件用于獲得循環(huán)彎曲載荷下薄板的裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)；側(cè)型材試驗(yàn)件根據(jù)座艙蓋真實(shí)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化而來(lái),用于校驗(yàn)結(jié)構(gòu)疲勞性能。對(duì)2種試驗(yàn)件的裂紋擴(kuò)展進(jìn)行了有限元仿真分析。帶孔板試件用于找出彎曲載荷下應(yīng)力強(qiáng)度因子公式的修正方法,以進(jìn)行側(cè)型材試驗(yàn)件的裂紋擴(kuò)展分析；側(cè)型材試件用于驗(yàn)證本文的修正方法,探究結(jié)構(gòu)形式對(duì)裂紋擴(kuò)展控制參量的影響,為該類型結(jié)構(gòu)的損傷容限評(píng)定提供技術(shù)支撐。

1 試驗(yàn)材料與方案

1.1 材 料

本文所使用的材料是某2系鋁合金。按照國(guó)標(biāo)[20],采用該材料的標(biāo)準(zhǔn)中心裂紋拉伸M(T)試件(L-T取向),進(jìn)行了疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn),測(cè)得其裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展端應(yīng)力比R=0.1下的Paris公式為

da/dN=2.136×10-7(ΔK)3.133

(1)

式中：da/dN為裂紋擴(kuò)展速率,mm/cycle；ΔK為應(yīng)力強(qiáng)度因子變程,MPa·m1/2。

1.2 試驗(yàn)件

帶孔板試驗(yàn)件尺寸如圖1所示,厚度為3 mm。中心有一直徑為6.1 mm的圓孔,兩側(cè)用線切割制造出切口,作為裂紋的起始位置。試件兩側(cè)與夾具之間通過(guò)16個(gè)M6螺栓進(jìn)行連接。

圖1 帶孔板試驗(yàn)件尺寸

側(cè)型材試件如圖2所示,整體呈U字型,長(zhǎng)度為300 mm,寬度為94 mm,厚度為3 mm。中心兩孔為鎖環(huán)連接孔,孔徑為6 mm。試件兩側(cè)與夾具的連接孔沒(méi)有畫(huà)出。

圖2 側(cè)型材試驗(yàn)件

1.3 試驗(yàn)方案

帶孔板和側(cè)型材試驗(yàn)均在INSTRON8801電液伺服試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行,環(huán)境為室溫大氣。

1.3.1 帶孔板試驗(yàn)方案

帶孔板試驗(yàn)裝置如圖3所示。在帶孔板試件中心孔處插入一帶有螺紋的圓棒,螺紋上擰有M6螺母。試驗(yàn)機(jī)對(duì)圓棒施加軸向拉力,試件即受到由螺母施加的恒幅循環(huán)彎曲載荷,大小如表1 所示,應(yīng)力比R均為0.1,頻率為1～2 Hz。正式試驗(yàn)前先進(jìn)行裂紋預(yù)制,使裂紋總長(zhǎng)2a達(dá)到約12 mm。

表1 帶孔板試件施加載荷

圖3 帶孔板試驗(yàn)裝置

試驗(yàn)開(kāi)始后,使用帶有轉(zhuǎn)角的高分辨率鏡頭進(jìn)行裂紋觀測(cè)。鏡頭觀測(cè)的均為帶孔板試件靠近夾具的一面。對(duì)圓棒施加拉力,靠近夾具的一面即為受到壓縮的一面；對(duì)圓棒施加壓力,靠近夾具的一面即為受到拉伸的一面。改變施加的載荷循環(huán)數(shù),使2次讀數(shù)之間單側(cè)裂紋擴(kuò)展長(zhǎng)度約為0.5 mm。除了HP-2.0-2外,其他試件均用鏡頭觀察受拉面。HP-2.0-2在用鏡頭觀察受壓面的同時(shí),在受拉面裂紋路徑附近粘貼透明標(biāo)尺,以觀測(cè)薄板兩面裂紋長(zhǎng)度的差異。

1.3.2 側(cè)型材試驗(yàn)方案

側(cè)型材試驗(yàn)裝置如圖4所示。側(cè)型材試件的夾具包含鎖環(huán)、鎖鉤和夾持鋼板。試件兩側(cè)與夾持鋼板之間通過(guò)16個(gè)M6螺栓進(jìn)行連接；試件和鎖環(huán)之間通過(guò)2個(gè)M6螺栓進(jìn)行連接；鎖鉤則直接掛于鎖環(huán)上。試件與夾具裝配完成后,通過(guò)夾持鋼板和鎖鉤連接在疲勞試驗(yàn)機(jī)上。試驗(yàn)機(jī)對(duì)鎖鉤施加軸向拉力,拉力經(jīng)由鎖環(huán)傳給側(cè)型材試件,使其最終受到循環(huán)彎曲載荷。

圖4 側(cè)型材試驗(yàn)裝置

實(shí)際結(jié)構(gòu)中存在多個(gè)結(jié)構(gòu)形式一致的部位,其差別在于承受的載荷水平不同。本研究選取其中2個(gè)部位開(kāi)展研究。以部位1的疲勞載荷譜為基準(zhǔn)(下文稱為100%載荷部位),部位2的載荷譜形式與部位1完全相同,只是所有載荷值均為基準(zhǔn)載荷譜的85%(下文稱為85%載荷部位)。施加這2個(gè)部位的載荷譜進(jìn)行試驗(yàn),試驗(yàn)內(nèi)容如表2所示。其中,試件UP-85C在2個(gè)鎖環(huán)連接孔之間各預(yù)制長(zhǎng)1 mm的貫穿切口。

表2 側(cè)型材試件的試驗(yàn)內(nèi)容

疲勞及裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)的載荷譜如表3所示,載荷譜分為4個(gè)剖面共812個(gè)循環(huán),每一個(gè)剖面對(duì)應(yīng)飛機(jī)的一種飛行狀態(tài)。表中載荷以剖面4載荷大小為單位,進(jìn)行了歸一化處理。100%載荷部位疲勞試驗(yàn)施加100%表3所示的載荷譜,85%載荷部位疲勞和裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)均施加85%表3所示的載荷譜。試驗(yàn)時(shí)按照表中順序施加載荷,剖面1～剖面3頻率為0.5 Hz,剖面4頻率為1～2 Hz。

表3 疲勞及裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)載荷譜

側(cè)型材試件裂紋萌生后,繼續(xù)按載荷譜施加載荷,直到2個(gè)鎖環(huán)連接孔之間裂紋會(huì)合。使用工具顯微鏡進(jìn)行斷口判讀,根據(jù)沙灘狀條紋得到不同譜塊數(shù)下的裂紋長(zhǎng)度。

2 試驗(yàn)結(jié)果

2.1 帶孔板試驗(yàn)結(jié)果

帶孔板試件受載后,裂紋基本按照切口方向向外擴(kuò)展。最終,隨著裂紋擴(kuò)展,試驗(yàn)件中心產(chǎn)生較大面外變形,螺母陷入中心孔中,無(wú)法繼續(xù)承載。

HP-1.6、HP-1.8-1、HP-1.8-2和HP-2.0-1試件的a-N曲線如圖5(a)所示,其中縱坐標(biāo)為單邊裂紋長(zhǎng)度a,為孔心到受拉面裂尖的距離；橫坐標(biāo)為循環(huán)數(shù)N。裂紋擴(kuò)展速率與裂紋長(zhǎng)度的關(guān)系如圖5(b)所示,其中縱坐標(biāo)為裂紋擴(kuò)展速率da/dN,使用七點(diǎn)法[20]計(jì)算；橫坐標(biāo)為單邊裂紋長(zhǎng)度a。可以看出,4件試件試驗(yàn)數(shù)據(jù)的總體趨勢(shì)相似,隨著裂紋長(zhǎng)度增加,裂紋擴(kuò)展速率先增加,在裂紋長(zhǎng)度為35 mm左右時(shí)達(dá)到峰值,然后減小。在同一裂紋長(zhǎng)度下,載荷越大,裂紋擴(kuò)展速率越大。

圖5 帶孔板試件試驗(yàn)結(jié)果

HP-2.0-2兩面裂紋差與受拉面裂紋長(zhǎng)度的關(guān)系如圖6所示,縱坐標(biāo)為受拉面裂紋長(zhǎng)度atens與受壓面裂紋長(zhǎng)度acomp的差值,橫坐標(biāo)為受拉面裂紋長(zhǎng)度atens。選取了受拉面裂紋長(zhǎng)度大于20 mm的部分,因?yàn)檫@時(shí)受壓面裂紋更為清晰,讀數(shù)誤差更小。不過(guò),由于受拉面標(biāo)尺的精度較低,所以讀數(shù)仍有一定誤差。可以看出,裂紋較短時(shí)兩面裂紋長(zhǎng)度差異顯著,隨著裂紋擴(kuò)展,兩面裂紋差的總體趨勢(shì)為逐漸減小。

圖6 HP-2.0-2受拉面與受壓面裂紋長(zhǎng)度差異

2.2 側(cè)型材試驗(yàn)結(jié)果

如圖7所示,側(cè)型材試件受循環(huán)載荷后,裂紋最先萌生于一個(gè)鎖環(huán)孔的外側(cè)?？淄鈧?cè)裂紋萌生后,內(nèi)側(cè)裂紋隨后迅速萌生,在內(nèi)側(cè)裂紋擴(kuò)展至長(zhǎng)度約10 mm時(shí)兩孔之間區(qū)域發(fā)生瞬斷,裂紋與另一鎖環(huán)孔貫通；而孔外側(cè)的裂紋擴(kuò)展相對(duì)較慢,孔內(nèi)側(cè)的裂紋成為對(duì)結(jié)構(gòu)最為危險(xiǎn)的裂紋。因此,斷口判讀均針對(duì)2個(gè)鎖環(huán)孔之間的裂紋。

圖7 側(cè)型材試件裂紋示意圖

由于裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)結(jié)果具有分散性,為了便于與計(jì)算結(jié)果進(jìn)行比較,將試件的a-N曲線處理成中值a-N曲線[21],其中試件的a-N曲線由a-譜 塊數(shù)數(shù)據(jù)使用指數(shù)函數(shù)擬合得到,85%載荷部位處試件的a-N曲線取疲勞試驗(yàn)和裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)中裂紋長(zhǎng)度重合的部分。

100%載荷部位、85%載荷部位處側(cè)型材試件的試驗(yàn)中值a-N曲線如圖8所示,其中縱坐標(biāo)為裂紋長(zhǎng)度a,為孔邊到受拉面裂尖的距離；橫坐標(biāo)為循環(huán)數(shù)N。可以看出,由于85%載荷部位處側(cè)型材的載荷水平較低,其疲勞裂紋擴(kuò)展壽命高于100%載荷部位處的側(cè)型材,與裂紋擴(kuò)展的一般規(guī)律相符。

During normal operation, the DC motor load is connected to the DC(28V) port. Figure 9 shows the voltage of the DC(28V) port with load. The outputs of the motor are shown in Figures 10～Figure12.

圖8 側(cè)型材試件中值a-N曲線

3 仿真分析與討論

使用ABAQUS軟件,將試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行適當(dāng)簡(jiǎn)化,計(jì)算帶孔板試件和側(cè)型材試件受載時(shí),裂紋的應(yīng)力強(qiáng)度因子。探究應(yīng)力強(qiáng)度因子的修正方法,以模擬彎曲載荷下薄板的疲勞裂紋擴(kuò)展。

3.1 有限元建模方法

帶孔板試件的有限元(FEM)模型如圖9所示。帶孔板模型按照真實(shí)尺寸建立,由于對(duì)稱性,取一半模型進(jìn)行計(jì)算。在對(duì)稱面設(shè)置對(duì)稱邊界條件,即U1=0,UR2=UR3=0(U為位移；UR為轉(zhuǎn)角；下標(biāo)1、2、3表示X、Y、Z方向)。為了減少計(jì)算量,忽略了試件與夾具的連接孔,在連接孔位置設(shè)立固支邊界條件,即U1=U2=U3=0,UR1=UR2=UR3=0。在中心孔處設(shè)置均勻壓強(qiáng),以模擬帶孔板與螺母的接觸,壓強(qiáng)大小等于1.6 kN除以接觸區(qū)域的面積。采用擴(kuò)展有限元方法(XFEM)計(jì)算應(yīng)力強(qiáng)度因子,裂紋位于切口所在的直線上,前沿為垂直于板面的直線。

圖9 帶孔板試件有限元模型

側(cè)型材試件有限元模型如圖10所示。側(cè)型材模型按照真實(shí)尺寸建立。為了減少計(jì)算量,忽略了試件與夾具的連接孔,在連接孔位置設(shè)立固支邊界條件,即U1=U2=U3=0,UR1=UR2=UR3=0。在鎖環(huán)孔處設(shè)置均勻壓強(qiáng),以模擬側(cè)型材與螺母的接觸,壓強(qiáng)大小等于載荷譜中剖面3對(duì)應(yīng)載荷除以接觸區(qū)域的面積。采用擴(kuò)展有限元方法計(jì)算應(yīng)力強(qiáng)度因子,裂紋位于兩孔圓心的連線上,其中一孔的內(nèi)側(cè),前沿為垂直于板面的直線。

圖10 側(cè)型材試件有限元模型(包含裂紋)

由于應(yīng)力強(qiáng)度因子由線彈性理論得到,有限元模型的材料屬性均為彈性。本文所用2系鋁合金的彈性模量為70 GPa,泊松比為0.3。所有部件均采用C3D8R六面體單元進(jìn)行網(wǎng)格劃分。帶孔板模型的網(wǎng)格總數(shù)為428 508,側(cè)型材模型的網(wǎng)格總數(shù)為258 447。

將有限元計(jì)算得到的應(yīng)力強(qiáng)度因子乘(1-R),得到應(yīng)力強(qiáng)度因子變程ΔK,其與裂紋長(zhǎng)度a的關(guān)系如圖11所示。由于幾何、載荷和邊界條件的對(duì)稱性,帶孔板和側(cè)型材的裂紋均屬于純I型。將上述計(jì)算得到的2個(gè)試驗(yàn)件的應(yīng)力強(qiáng)度因子變程代入式(1)中,得到的裂紋擴(kuò)展速率遠(yuǎn)高于二者的試驗(yàn)數(shù)據(jù),其原因?qū)⒃谙旅孢M(jìn)行分析。

圖11 有限元計(jì)算得到的應(yīng)力強(qiáng)度因子變程

3.2 裂紋前沿形狀對(duì)應(yīng)力強(qiáng)度因子的影響

在有限元模型中,裂紋前沿形狀為直線,而真實(shí)的裂紋前沿形狀為部分橢圓形,如圖12所示[16]。在相同的名義應(yīng)力和裂紋長(zhǎng)度下,2種形狀裂紋的應(yīng)力強(qiáng)度因子是不同的。

圖12 部分橢圓前沿裂紋[16]

根據(jù)文獻(xiàn)[2],在無(wú)限大板受到彎曲時(shí),直線前沿裂紋的應(yīng)力強(qiáng)度因子可以表示為

(2)

根據(jù)文獻(xiàn)[14],在有限寬度的帶孔板受到彎曲時(shí),部分橢圓前沿裂紋的應(yīng)力強(qiáng)度因子可以表示為

(3)

式中：fw為有限寬度修正系數(shù)；β為裂紋前沿形狀修正系數(shù),是試件和裂紋幾何參數(shù)的函數(shù)。ABAQUS的計(jì)算結(jié)果考慮了有限寬度修正fw和彎曲修正Φ(1)。但是,β既包含彎曲修正,也包含裂紋前沿形狀修正,因此需要將ABAQUS的計(jì)算結(jié)果KABAQUS除以Φ(1)后乘以β,即取當(dāng)量應(yīng)力強(qiáng)度因子變程:

(4)

根據(jù)帶孔板試件以及觀察到裂紋的幾何參數(shù),文獻(xiàn)[14]推薦的β在0.26～0.37之間。為了易于工程應(yīng)用,β取0.3。將當(dāng)量應(yīng)力強(qiáng)度因子變程代入式(1)中計(jì)算裂紋擴(kuò)展速率,結(jié)果如圖13所示。

圖13 帶孔板試件試驗(yàn)與有限元對(duì)比

式(4)所述的當(dāng)量應(yīng)力強(qiáng)度因子變程與帶孔板試件的裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)吻合良好,但是用于側(cè)型材試件的裂紋擴(kuò)展速率計(jì)算時(shí),計(jì)算結(jié)果仍然遠(yuǎn)大于試驗(yàn)數(shù)據(jù),其原因在于忽略了鎖環(huán)的影響。

3.3 鎖環(huán)對(duì)裂紋擴(kuò)展的抑制

帶孔板試件受到的載荷是由一側(cè)的螺母施加的,試件的另一側(cè)并沒(méi)有其他結(jié)構(gòu)限制其變形。而側(cè)型材試件受載時(shí),變形會(huì)受到鎖環(huán)限制,這在計(jì)算應(yīng)力強(qiáng)度因子時(shí)是沒(méi)有考慮的。鎖環(huán)是否會(huì)改變2個(gè)連接孔之間的應(yīng)力分布,仍然是未知的。因此,使用有限元計(jì)算兩孔之間的應(yīng)力(考慮鎖環(huán)與忽略鎖環(huán)2種情況)。

圖14所示為包含鎖環(huán)、螺栓和螺母的側(cè)型材試驗(yàn)件模型,不插入裂紋。由于鎖環(huán)結(jié)構(gòu)形式對(duì)結(jié)果影響不大,僅保留鎖環(huán)與側(cè)型材接觸的板部分。側(cè)型材模型、材料屬性和邊界條件與圖10相同。在螺栓上施加均勻壓強(qiáng),壓強(qiáng)大小等于100%載荷譜中剖面3對(duì)應(yīng)載荷除以2個(gè)螺栓的端面面積。

圖14 側(cè)型材試件有限元模型(包含鎖環(huán)、螺栓和螺母)

鎖環(huán)、螺栓和螺母采用鋼的材料屬性,彈性模量為210 GPa,泊松比為0.3。在螺母與側(cè)型材之間的平面、側(cè)型材與鎖環(huán)之間的平面、鎖環(huán)和螺栓之間的平面上設(shè)置接觸,接觸屬性均設(shè)置為法向“硬”接觸,切向取摩擦系數(shù)0.3。

所有部件均采用C3D8R六面體單元進(jìn)行網(wǎng)格劃分,網(wǎng)格總數(shù)為158 004。

有限元計(jì)算結(jié)果表明,鎖環(huán)對(duì)兩孔之間的應(yīng)力有抑制作用,如圖15所示,其中縱坐標(biāo)為垂直裂紋方向的應(yīng)力σyy,橫坐標(biāo)為該點(diǎn)到孔邊的距離x。因此,需要對(duì)應(yīng)力強(qiáng)度因子進(jìn)行鎖環(huán)修正。將圖15中各坐標(biāo)點(diǎn)的應(yīng)力值相除,發(fā)現(xiàn)忽略鎖環(huán)的情況下,應(yīng)力值是考慮鎖環(huán)情況下的1.29～2.09 倍,接近連接孔的位置應(yīng)力差異較大,遠(yuǎn)離連接孔的位置應(yīng)力差異較小。忽略鎖環(huán)的情況下,應(yīng)力值是考慮鎖環(huán)情況下的1.47倍(平均),故以1.47作為鎖環(huán)修正系數(shù)。

圖15 包含鎖環(huán)與忽略鎖環(huán)情況下兩孔之間的應(yīng)力

由于鎖環(huán)對(duì)2個(gè)連接孔之間的應(yīng)力起抑制作用,所以鎖環(huán)修正系數(shù)在分母的位置上。綜合考慮鎖環(huán)修正和裂紋前沿形狀修正,取當(dāng)量應(yīng)力強(qiáng)度因子變程為

(5)

100%載荷譜中剖面3對(duì)應(yīng)載荷的應(yīng)力強(qiáng)度因子變程按式(5)計(jì)算,其他載荷按比例折算,得到的a-N曲線結(jié)果如圖16所示?？梢钥闯?本節(jié)采用的方法與側(cè)型材試件的中值a-N曲線較為吻合。

圖16 側(cè)型材試件試驗(yàn)與有限元對(duì)比

4 結(jié) 論

1)在相同的名義應(yīng)力和裂紋長(zhǎng)度下,薄板受彎時(shí)裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子、裂紋擴(kuò)展速率遠(yuǎn)低于受拉的情況。因此,使用拉伸載荷下的應(yīng)力強(qiáng)度因子公式預(yù)測(cè)彎曲載荷下的裂紋擴(kuò)展是不合理的。對(duì)于本文所涉及到的3 mm厚帶孔板試件和側(cè)型材試件,可以將受彎曲載荷時(shí)裂紋前沿形狀修正系數(shù)β簡(jiǎn)化為取0.3,能夠較好地吻合其裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)數(shù)據(jù)。不過(guò),修正系數(shù)的選擇是根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合得到的,其取值可能與試件厚度、載荷形式等因素有關(guān)。因此在其他情況下,應(yīng)開(kāi)展適量的試驗(yàn)驗(yàn)證該系數(shù)。

2)結(jié)構(gòu)受到彎曲載荷時(shí),鎖環(huán)對(duì)接觸部位的應(yīng)力有顯著的抑制作用,可以減緩疲勞裂紋的擴(kuò)展。這一結(jié)果表明,合理的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)能夠增加關(guān)鍵部位受彎時(shí)的疲勞裂紋擴(kuò)展壽命?？紤]了裂紋前沿形狀修正和鎖環(huán)修正的方法,可以較好地評(píng)價(jià)側(cè)型材試件的裂紋擴(kuò)展壽命。