含划痕缺陷TB6钛合金单轴疲劳寿命研究

倪阳 周储伟

摘 要：采用连续力学方法结合有限元模拟研究了含划痕缺陷TB6钛合金板的疲劳寿命。首先建立带缺陷的TB6试验件有限元模型，随后施加疲劳载荷，最后根据Chaboche疲劳损伤模型计算試验件的疲劳寿命。

关键词：疲劳寿命；划痕；有限元模拟；损伤力学

中图分类号：V215.5 文献标志码：A 文章编号：2095-2945（2019）02-0111-03

Abstract： The fatigue life of TB6 titanium alloy plate with scratch defect was studied by means of continuous mechanics method combined with finite element simulation. Firstly， the finite element model of the TB6 specimen with defects is established， and then the fatigue load is applied. Finally， the fatigue life of the specimen is calculated according to the Chaboche fatigue damage model.

Keywords： fatigue life； scratch； finite element simulation； damage mechanics

引言

直升机的金属结构在生产、使用过程中难免会受到外物的磕碰，造成一些微小缺陷（凹坑、划痕），这些小缺陷对结构的静强度影响可以忽略，但是对于承受交变载荷的动部件来说，缺陷会大大减少其疲劳寿命。传统的安全寿命法评估寿命时缺少对实际存在缺陷的针对性分析[1]，基于具体缺陷的疲劳寿命分析是发展更合理的疲劳寿命评估方法的前提。

划痕是实际工程中常见的一类缺陷，由于划痕局部的应力集中，使得构件的寿命大大减少。损伤力学通过引入损伤变量来研究材料在载荷作用下的损伤演化过程，具有比较完备的物理、力学体系，损伤变量通常具有相对明确的物理意义，逐渐成为预测构件疲劳寿命的有效方法之一。

本文以连续损伤力学为基础，结合有限元分析对含划痕缺陷的TB6钛合金试样高周疲劳寿命进行了分析。

1 理论模型

Chaboche和Lesen[2]提出一个非线性单轴应力疲劳损伤模型：

2 含划痕缺陷钛合金的疲劳寿命预估

2.1 含划痕缺陷TB6试件疲劳加载有限元模拟

利用ABAQUS软件建立TB6钛合金板状试验件的有限元模型，如图1所示。划痕缺陷位于试验件中部，划痕尺寸为底部半径r=0.2mm，深度d=0.2mm。在划痕附近对网格进行局部加密，模型共有单元数50000个，单元类型为8节点减缩积分实体单元（C3D8R）。钛合金板为弹性材料，材料参数由拉伸试验获得，见表1。

对有限元模型施加两组应力比R=-1的疲劳载荷，名义应力幅分别为300Mpa和350Mpa。名义应力幅为300MPa时最大、最小应力下的应力分布如图2所示，名义应力幅为350MPa时最大、最小应力下的应力分布如图3所示。从图中可以看出最大应力均出现在划痕底部。

2.2 疲劳寿命预测

选择划痕底部任一点（沿划痕方向应力基本相同）作为危险点，提取单轴疲劳损伤模型中所需的相关应力数据，疲劳损伤模型中的材料参数参考詹志新等人的相关工作[4]，参数取值见表2。将该点的相关应力数据及材料参数代入式（4），分别计算出试样在最大名义应力幅为300MPa和350MPa疲劳载荷下的寿命值，列于表3。

3 结束语

基于连续损伤力学理论，对含划痕缺陷TB6钛合金的疲劳寿命进行了评估。利用有限元模拟获得缺陷局部的应力状态，考虑了应力集中效应对疲劳寿命的影响，提供了一种损伤力学理论结合有限元模拟预测含缺陷金属材料疲劳寿命的方法。

研究发现划痕缺陷的疲劳断裂危险点在划痕底部，该处的应力集中效应最明显，疲劳加载过程中承受的应力幅最大。

参考文献：

[1]顾文标，喻溅鉴，邹静，等.直升机金属结构缺陷容限验证技术研究[J].直升机技术，2013（1）：20-25.

[2]CHABOCHE J， LESNE P. A non-linear continuous fatigue damage model [J]. Fatigue Fracture Engineering Materials Structures， 1988，11（1）：1-17.

[3]DATTOMA V， GIANCANE S， NOBILE R， et al. Fatigue life prediction under variable loading based on a new non-linear continuum damage mechanics model [J]. International Journal of Fatigue， 2006，28（2）：89-95.

[4]詹志新，佟阳，李彬凯，等.考虑冲击缺陷的钛合金板的疲劳寿命预估[J].航空学报，2015，37（7）：2200-2207.