機加工缺陷對于壽命的影響分析

楊波

【摘 要】結構材料和零部件生產過程中也不可避免的會存在未被發現的缺陷和損傷，由于上述原因，致使結構過早的產生裂紋，如果這些裂紋擴展失控就會導致結構提前疲勞斷裂破壞。F-111飛機機翼樞軸就是因帶有未被發現的初始缺陷擴展失控而發生災難性事故。經驗表明，無論采用什么樣的質量控制手段，在材料內部，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，這些損傷對于產品的壽命會產生一定的影響。

【關鍵詞】損傷；疲勞壽命；斷裂破壞；S-N曲線

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

1 試驗內容及過程

對于機加工缺陷產生的對于產品壽命的影響，通過試驗和理論計算分析來說明機加工缺陷對于產品壽命的影響。試驗分析過程如下：

1）彈簧材料45 SiCrMo6（45SCD6）的疲勞特性數據

使用23個試驗樣本進行疲勞試驗，確定應力比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

確定耐久性試驗周期（交變應力、平均應力、循環次數等），計算彈簧的使用壽命限制。

2 試驗結果及分析

2.1 理論計算分析

通過有限元計算A模塊和B模塊的彈簧的最大范式等效應力，相關計算結果如下：

2.2 材料疲勞試驗：

制作材料45SiCrMo6（45SCD6）的鋼材樣本（與彈簧材料一致）用于疲勞試驗，試驗樣本數23個，拉伸應力比R=Fmin/Fmax=0.2；通過試驗室結果擬合計算出三條交變應力-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

2.3.1 A 模塊和B模塊等效壽命計算

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

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

2.3.2 機加工缺陷試驗樣件的耐久性試驗：

機加工缺陷試驗件的耐久性試驗，A模塊采用了一個樣本，B模塊采用了三個樣本，其中樣本二試驗過程中未破裂。

對于A模塊，88181/662116=13%，由于只做了一個樣本試驗，將壽命限制降級到8%。對于評價平均試驗循環使用的是幾何算法，而不是算術算法，得出的壽命限制384939/771433=50%，具體數據如下：

3 結論

綜合上述分析，由于機加工缺陷，對于A模塊和B模塊的壽命都產生了一定的影響，飛機設計使用壽命是60000個循環，那么A模塊限制壽命為60000*8%=4800，B模塊限制壽命為60000*50%=30000。

所以生產過程中對于零部件產生的缺陷對于產品的壽命有一定的影響。

【參考文獻】

[1]姚衛星.結構疲勞壽命分析[M].國防工業出版社，2003.

[2]Thang Bui-Quoc.Cumulative damage with interaction effect due to fatigue under torsion loading[J].Experimental Mechanics，1982（5）：180-187.

[3]王正，王增全，何洪.隨機載荷循環作用下的機械結構疲勞壽命預測模型[J].中國機械工程，2012（1）.

[4]趙永祥.應變疲勞可靠性分析的現狀與展望[J].機械工程學報，2001，17（11）：1-6.

[責任編輯：田吉捷]