鲍蕊 航空航天论坛 飞机结构金属疲劳问题的近场动力学仿真方法.docxVIP

一种疲劳裂纹萌生及扩展的

近场动力学仿真方法

一．研究背景

二．近场动力学疲劳模型

三．应用：铝合金广布疲劳损伤预测

四．应用：增材TC18断裂疲劳性能预测

五．小结与未来工作

实验手段模拟手段

传统上主要基于试验定性/半定量研

究疲劳，而数值模拟方法的发展为

定量研究疲劳提供了新思路，二者

相结合将是未来研究的趋势！

未来新一代的航空航天器将在更极端的服役条件下工作更长的时间、承担更加个性

化的任务，对于结构材料的要求将会更加严苛，现阶段的评估方法难以满足需求。

---ThedigitaltwinparadigmforfutureNASAandUSAirForcevehicles

新一代设计理念将依赖于数字化虚拟平台，数字双生理念（DigitalTwin）则

是其中的典型代表——对模拟仿真手段提出了需求和要求！

p近场动力学弹塑性材料本构：Mises屈服准则线性硬化

?由于计算效率方面的考虑，模型暂采用稳定循环本构；对于目标问题和目标

材料来说，这种简化的误差是能够接受的。同时，替换为Chaboche循环本

构等考虑循环软/硬化的模型也是比较方便的。

E.Madenci,S.Oterkus.J.Mech.Phys.Solids.2016

p近场动力学疲劳模型：疲劳元损伤累积模型

载荷与边

界条件

静力分析

峰谷值载

荷位移场

提取

PD键变形

的峰谷值

平均应力等效

R=-1下键变形-寿PD键上的疲劳损伤作用于键变形历程最大值

变形历程命曲线疲劳损伤临界键伸长率s0大于s0时该键断裂

B.Liu,R.Bao,F.Sui.ChineseJ.Aeronaut.2020

p近场动力学疲劳模型：高周疲劳寿命

??R0.02:lgN7.95431.3297lg119.5

?????

??R0.6:lgN14.0643.7745lg173.2

?????

试验数据摘自《飞机结构金属材料力学性能手册·第一卷》

p近场动力学疲劳模型：疲劳裂纹扩展速率

?没有输入速率相关参数，速率由模型

预测出来而非验算出来！

上图：近场动力学疲劳损模型对2024-T3铝合

金、Ti-6Al-4V钛合金及300M钢在不同应力比

恒幅载荷下的疲劳裂纹扩展速率，与材料手册

数据符合良好。

左图：近场动力学疲劳损伤模型对2024-T3铝

合金在简单二级块谱下的裂纹长度随循环数的

变化，与NASGRO预测数据符合良好。

p近场动力学疲劳模型：疲劳裂纹路径

?定性再现出试验中观察

到的随圆孔位置些许不

同而出现的疲劳裂纹路

径偏折现象。

试验图片摘自A.O.C.Miranda,etal,Eng.Fract.Mechan.2003

p铝合金的WFD：三细节薄板MSD疲劳试验的PD模拟

由于各方面导致的分散性，三细节

薄板MSD试验展现出明显的随机性

特征。为此，将上述确定性PD疲劳

模型扩展为考虑随机性，在选取变

形-寿命曲线时可采用P-S-N曲线。

B.Liu,R.Bao,F.Sui.ChineseJ.Aeronaut.2020

p铝合金的WFD：确定性PD疲劳模型模拟结果

(f)是错误的模式

p铝合金的WFD：考虑随机性的PD疲劳模型模拟结果（萌生）

?共模拟了50个算例。

?对于裂纹萌生阶段，再现了多种

实验中观察到的裂纹萌生位置的

随机性情况。

?与此前针对MSD问题的随机性处

理方法的区别在于：此前的处理

方法一般以细节为基本单位，即

某个孔两侧同时萌生裂纹且裂纹

长度也相同；本工作所得模拟结

果更贴合试验观察情况。

p铝合金的WFD：考虑随机性的PD疲劳模型模拟结果（扩展）

p铝合金的WFD：考虑随机性的PD疲劳模型模拟结果（断裂）

?由于裂纹连通和最终断裂更多的

是断裂行为而非疲劳行为，因此

进入快速裂纹扩展阶段后模型实

际上已经不再适用，所预测出来

的结果（大片的损伤与裂纹）不

完全符合实际；但仍能够从其中

获得一些信息。

?对于最终断裂模式，能够再现试

验中观察到的整个截面断裂及部

分截面断裂两种模式。

?未来工作涉及到：①加入对疲劳

行为和断裂行为的判据；②实现

剩余强度的计算；③实现在裂纹

扩展时实时计算剩余强度。

p铝合金的WFD：考虑随机性的PD疲劳模型模拟结果（典型）

萌生

扩展

断裂

pAMTC18断裂性能预测：组织对静力性能的影响（试验）

?LMDTC18单个等轴晶内a片层排列方向

较为一致，但各个等轴晶a片层随机排

列，宏观呈准各向同性；柱状晶内a片

层有序排列，宏观呈各向异性。

?激光熔化沉积TC18展现出明显的各向异