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      40CrNi2Si2MoVA鋼機(jī)械加工與噴丸試樣旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞壽命的預(yù)測(cè)方法

      2020-02-10 07:33:16徐明波柳鴻飛高玉魁
      航空材料學(xué)報(bào) 2020年1期
      關(guān)鍵詞:噴丸機(jī)械加工壽命

      徐明波,柳鴻飛,高玉魁

      (1.中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院,上海 200232;2.同濟(jì)大學(xué) 航空航天與力學(xué)學(xué)院,上海 200092)

      40CrNi2Si2MoVA鋼是在4340鋼的基礎(chǔ)上,添加1.5%左右的硅研制而成的低合金高強(qiáng)度結(jié)構(gòu)鋼,憑借超高的強(qiáng)度、良好的韌性以及優(yōu)異的抗疲勞性能被廣泛應(yīng)用于航空制造領(lǐng)域,目前國(guó)內(nèi)外90%以上的軍、民用飛機(jī)起落架均由該材料制成[1-2]。起落架作為飛機(jī)的四大關(guān)鍵部件之一,關(guān)乎飛機(jī)整體的安全性、可靠性以及使用壽命,因此針對(duì)起落架在服役過程中易發(fā)生疲勞破壞的特點(diǎn),對(duì)其制造材料及整體結(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞壽命預(yù)測(cè)具有重要的現(xiàn)實(shí)意義[3-5]。與此同時(shí),為充分發(fā)揮40CrNi2Si2MoVA鋼的強(qiáng)度潛力,已有研究表明[6]可以通過表面改性技術(shù)如噴丸強(qiáng)化,來減小其應(yīng)力集中敏感性并改善表面完整性,因此噴丸強(qiáng)化后的增益效果也是40CrNi2Si2MoVA鋼疲勞性能研究的重要內(nèi)容之一。

      得益于計(jì)算機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展,借助有限元分析軟件可以對(duì)各類復(fù)雜問題進(jìn)行深入研究,ABAQUS已被用于各類斷裂力學(xué)問題的求解,如:Westergaard裂紋問題、準(zhǔn)靜態(tài)條件下的混合模式裂紋擴(kuò)展問題[7];用于解釋缺口遠(yuǎn)端平面應(yīng)力到缺口尖端平面應(yīng)變的過渡問題[8];飛機(jī)結(jié)構(gòu)的鳥撞破壞分析[9]等等。FE-SAFE、MSC.FATIGUE、NSOFT等疲勞分析軟件已經(jīng)成為疲勞問題研究與驗(yàn)證中的重要手段,樊榮等[10]利用FE-SAFE對(duì)TC4鈦合金板材的拉壓疲勞壽命進(jìn)行了預(yù)測(cè)分析;Zhao等[11]借助MSC.FATIGUE建立了激光沖擊后6061-T6鋁合金的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型;董達(dá)善等[12]使用NSOFT對(duì)起重機(jī)主梁管節(jié)點(diǎn)進(jìn)行了疲勞壽命分析與驗(yàn)證。

      40CrNi2Si2MoVA鋼疲勞問題的實(shí)驗(yàn)研究較多,但相關(guān)的疲勞壽命數(shù)值分析卻很少,尤其是噴丸強(qiáng)化試樣的壽命預(yù)測(cè)更是鮮有報(bào)道。本工作基于文獻(xiàn)[13]中40CrNi2Si2MoVA鋼機(jī)械加工和噴丸強(qiáng)化的旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞實(shí)驗(yàn)結(jié)果,利用ABAQUS與FE-SAFE進(jìn)行疲勞壽命預(yù)測(cè)分析,并對(duì)其中所涉及的不同疲勞算法的適用性及準(zhǔn)確性進(jìn)行比較,得出有效的預(yù)測(cè)方法。

      1 實(shí)驗(yàn)材料與方法

      1.1 實(shí)驗(yàn)部分

      實(shí)驗(yàn)材料為40CrNi2Si2MoVA鋼,其化學(xué)組成為:Fe-0.39C-1.82Ni-0.91Cr-1.61Si-0.69Mn-0.07V-0.06Cu。實(shí)驗(yàn)材料經(jīng)過熱處理(淬火:870 ℃保溫1 h,油冷;回火:300 ℃保溫2 h)后,σ0.2為1642 MPa,σb為1950 MPa,伸長(zhǎng)率為12.3%,截面收縮率為52.9%。噴丸試樣所采用的噴丸強(qiáng)度為0.35 mmA,表面覆蓋率為200%。利用配備CrKα 靶的AST X3000型X射線衍射儀并結(jié)合電解拋光法逐層測(cè)定試樣的殘余應(yīng)力,得到表面殘余應(yīng)力值σsrs以及最大殘余應(yīng)力值σmrs,詳見表1[13]。疲勞實(shí)驗(yàn)在室溫下的HY-10四點(diǎn)旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行,所用頻率為50 Hz。

      表1 40CrNi2Si2MoVA鋼試樣的最終表面狀態(tài)及殘余應(yīng)力數(shù)值Table 1 Final surface conditions and residual stress values of40CrNi2Si2MoVA specimens

      1.2 模擬部分

      模擬部分的主要步驟如圖1所示。首先,根據(jù)疲勞試樣的幾何尺寸進(jìn)行物理建模,然后利用ABAQUS對(duì)其進(jìn)行靜力學(xué)分析,設(shè)置材料參數(shù)為:彈性模量E=200 GPa、泊松比ν=0.32,將彎曲載荷簡(jiǎn)化成作用在試樣端部的彎矩,同時(shí)為保證節(jié)點(diǎn)應(yīng)力的求解精度,模型采用了C3D8I六面體單元。最后,將ABAQUS的應(yīng)力結(jié)果導(dǎo)入FE-SAFE進(jìn)行疲勞壽命預(yù)測(cè),在該步驟中需要輸入材料的極限抗拉強(qiáng)度、泊松比等信息,同時(shí)還需設(shè)置載荷譜、疲勞算法、表面粗糙度、殘余應(yīng)力等。

      圖1 模擬部分的主要流程(a)試樣幾何尺寸;(b)應(yīng)力云圖;(c)疲勞壽命云圖Fig.1 Main process of simulation(a)configurations and dimensions of specimens;(b)stress nephogram;(c)fatigue life nephogram

      在疲勞壽命預(yù)測(cè)之前,須確保ABAQUS模擬結(jié)果的可靠性,為此首先進(jìn)行相關(guān)驗(yàn)證。在彎矩M=10000 N·mm的情況下,試樣的最大正應(yīng)力σmax的模擬結(jié)果為482.7 MPa,其應(yīng)力云圖如圖1(b)所示,而利用公式(1)計(jì)算所得的理論結(jié)果為471.6 MPa,兩者之間的誤差僅為2.3%,因此ABAQUS模擬結(jié)果比較可靠,可用于疲勞壽命預(yù)測(cè)。此外需要注意的是,由于軟件間數(shù)據(jù)傳遞的誤差,F(xiàn)E-SAFE實(shí)際讀取到的σmax=486 MPa與ABAQUS的結(jié)果存在略微差異,但這對(duì)疲勞壽命預(yù)測(cè)的影響可忽略不計(jì),在后續(xù)的應(yīng)力結(jié)果縮放過程中,以讀取到的486 MPa為基準(zhǔn)值,并記為σ0。

      式中:M為試樣所受彎矩;wZ為試樣實(shí)驗(yàn)段的抗彎截面系數(shù);d為試樣實(shí)驗(yàn)段的截面直徑。

      2 模擬結(jié)果與分析討論

      2.1 機(jī)械加工試樣疲勞壽命預(yù)測(cè)分析

      利用FE-SAFE進(jìn)行疲勞壽命預(yù)測(cè)時(shí),疲勞算法的選擇將影響壽命預(yù)測(cè)結(jié)果?;?0CrNi2 Si2MoVA鋼屬于塑性較好的材料,其疲勞裂紋的產(chǎn)生與所經(jīng)受剪應(yīng)變、剪應(yīng)力的平面有關(guān)。因此,初步選用“Brown-Miller”算法對(duì)機(jī)械加工試樣進(jìn)行疲勞壽命分析,該算法是基于Brown Miller準(zhǔn)則的臨界平面方法,核心思想為:使用θ=90°的平面和θ=45°的平面,每個(gè)平面以10°為間隔從φ=0°旋轉(zhuǎn)到φ=180°,如圖2[14]所示,計(jì)算每個(gè)平面上的疲勞損傷并以承受最大剪應(yīng)變幅的平面為最大疲勞損傷發(fā)生位置,理論公式如下:

      圖2 應(yīng)力平面示意圖Fig.2 Stress plane diagram

      式中:γmax為最大剪應(yīng)變,εn為法向正應(yīng)變,σf'為疲勞強(qiáng)度系數(shù),b為疲勞強(qiáng)度指數(shù),εf'為疲勞延展系數(shù),c為疲勞延展指數(shù),C1、C2為常數(shù),當(dāng)為單軸平面應(yīng)力狀態(tài)時(shí),C1=1.65,C2=1.75。

      FE-SAFE中的其他參數(shù)則按照表1中的實(shí)驗(yàn)實(shí)測(cè)值進(jìn)行設(shè)置:粗糙度Rz取為3 μm,殘余應(yīng)力按表面殘余應(yīng)力σsrs實(shí)測(cè)值取為-80 MPa。同時(shí)根據(jù)實(shí)際實(shí)驗(yàn)條件:應(yīng)力比R=-1、頻率f=50 Hz,設(shè)置載荷時(shí)間歷程,在“Loading Settings”模塊中調(diào)節(jié)SCALE值,將應(yīng)力結(jié)果進(jìn)行縮放。表2為機(jī)械加工試樣在不同應(yīng)力水平下的疲勞壽命模擬結(jié)果。

      表2 機(jī)械加工試樣疲勞壽命模擬結(jié)果Table 2 Fatigue life simulation results of machined specimens

      圖3 機(jī)械加工試樣模擬值與實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比Fig.3 Contrast between simulation results and experimental data of machined specimens

      將機(jī)械加工試樣的疲勞壽命模擬值與實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對(duì)比分析,結(jié)果如圖3所示,模擬選取的7個(gè)應(yīng)力點(diǎn)均分布在實(shí)驗(yàn)獲得的S-N曲線附近。圖1(c)為σmax=780 MPa下的疲勞壽命云圖,該圖顯示了試樣最薄弱的位置以及該位置所對(duì)應(yīng)的疲勞壽命。在同樣應(yīng)力水平下,疲勞實(shí)驗(yàn)的實(shí)測(cè)值為106次循環(huán),兩者誤差僅為1.2%。因此,對(duì)于40CrNi2Si2MoVA鋼機(jī)械加工試樣而言,利用本節(jié)所述方法能夠獲得較高準(zhǔn)確性的疲勞壽命預(yù)測(cè)結(jié)果。

      2.2 噴丸強(qiáng)化試樣疲勞壽命預(yù)測(cè)分析

      對(duì)于噴丸強(qiáng)化試樣,首先采用與機(jī)械加工試樣相同的“Brown-Miller”算法以及參數(shù)設(shè)置進(jìn)行試算,其中粗糙度Rz取為4.9 μm,殘余應(yīng)力則按表面殘余應(yīng)力σsrs實(shí)測(cè)值取為 -920 MPa,得到了表3中的模擬結(jié)果,并將其與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析,如圖4所示。從總體趨勢(shì)而言,噴丸強(qiáng)化試樣的模擬結(jié)果明顯遜于機(jī)械加工試樣的模擬結(jié)果,說明利用原有方法對(duì)噴丸強(qiáng)化試樣進(jìn)行疲勞壽命預(yù)測(cè)時(shí)存在較大局限性,可能原因如下:(1)FE-SAFE未能完全模擬出噴丸強(qiáng)化的真實(shí)增益效果,根據(jù)已有研究成果[15],噴丸強(qiáng)化會(huì)使40CrNi2Si2MoVA表層組織晶粒、亞晶粒產(chǎn)生塑性變形,導(dǎo)致晶格畸變,出現(xiàn)馬氏體“有效晶粒”現(xiàn)象,從而使晶粒細(xì)化,進(jìn)而提高鋼的抗疲勞性能;但在FE-SAFE的功能選項(xiàng)中尚未包含晶粒大小對(duì)疲勞壽命的影響,因此導(dǎo)致模擬結(jié)果出現(xiàn)較大偏差。(2)FE-SAFE中殘余應(yīng)力值的設(shè)定僅是一個(gè)單一數(shù)據(jù),無法體現(xiàn)噴丸強(qiáng)化后試樣內(nèi)部殘余應(yīng)力場(chǎng)沿層深變化的復(fù)雜情況,尤其是在高殘余應(yīng)力場(chǎng)下,模擬精度欠佳。

      表3 利用“Brown-Miller”算法的噴丸強(qiáng)化試樣壽命模擬結(jié)果Table 3 Fatigue life simulation results of shot peened specimens by using“Brown-Miller”algorithm

      對(duì)應(yīng)力點(diǎn)逐一進(jìn)行分析,在較高應(yīng)力水平時(shí)(1090 MPa及以上)模擬值與實(shí)驗(yàn)值吻合較好,而在相對(duì)較低的應(yīng)力水平時(shí),越接近疲勞極限,模擬值與實(shí)驗(yàn)值的差距就越大??赡艿脑蚴牵涸谳^高應(yīng)力水平時(shí),噴丸試樣的疲勞裂紋源依舊萌生于試樣表面,這與模擬所得的疲勞壽命云圖較為一致,因此兩者間的誤差較小。而對(duì)于較低的應(yīng)力水平,此時(shí)疲勞裂紋源已被推至材料內(nèi)部[16],但是FESAFE的模擬結(jié)果仍顯示裂紋源在試樣表面,因此導(dǎo)致所預(yù)測(cè)的疲勞壽命存在較大誤差。此外,根據(jù)內(nèi)部疲勞極限(IFL)理論[17],噴丸強(qiáng)化后金屬材料的內(nèi)部疲勞極限高于一般意義的疲勞極限(SFL),同樣會(huì)導(dǎo)致模擬值遠(yuǎn)低于實(shí)驗(yàn)值。

      圖4 噴丸強(qiáng)化試樣模擬值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比Fig.4 Contrast between simulation results and experimental data of shot peened specimens

      進(jìn)一步對(duì)試樣表面的應(yīng)力狀態(tài)進(jìn)行分析:對(duì)于機(jī)械加工試樣而言,由于其表面殘余應(yīng)力σsrs數(shù)值較小,與最大正應(yīng)力σmax相比可以忽略不計(jì),因此其表面應(yīng)力狀態(tài)可簡(jiǎn)化為如圖5(a)所示的單軸應(yīng)力狀態(tài),但對(duì)于噴丸強(qiáng)化試樣而言,其表面殘余應(yīng)力σsrs與σmax大小相當(dāng),無法進(jìn)行簡(jiǎn)化,因此是平面應(yīng)力狀態(tài),如圖5(b)所示。

      圖5 試樣表面的應(yīng)力狀態(tài)(a)單軸應(yīng)力狀態(tài);(b)平面應(yīng)力狀態(tài)Fig.5 Stress state of specimen surface(a)uniaxial stress state;(b)plane stress state

      針對(duì)上述分析,將原有模擬方法做以下調(diào)整:在低應(yīng)力水平時(shí)(1090 MPa以下),改用“Stressbased Brown Miller”算法對(duì)噴丸試樣進(jìn)行疲勞壽命模擬,該算法是在“Brown Miller”算法的基礎(chǔ)上利用S-N曲線(由“Seeger”算法生成)作為疲勞壽命判據(jù),只適用于高周疲勞,對(duì)于壽命低于106的單元節(jié)點(diǎn)還需考慮塑性修正?;跉堄鄳?yīng)力場(chǎng)的影響,同時(shí)結(jié)合軟件使用實(shí)際,將FE-SAFE中的殘余應(yīng)力設(shè)置為表1中的最大殘余應(yīng)力為:σmrs=-1200 MPa,從而對(duì)殘余應(yīng)力的增益效果進(jìn)行修正,彌補(bǔ)原有方法的不足。改進(jìn)后的模擬結(jié)果如表4所示,同時(shí)觀察圖6可以發(fā)現(xiàn),改進(jìn)后的模擬準(zhǔn)確性較之前有所改善,與實(shí)驗(yàn)所得的S-N曲線更為接近。

      表4 利用“Stress-based Brown-Miller”算法的噴丸強(qiáng)化試樣壽命模擬結(jié)果Table 4 Fatigue life simulation results of shot peened specimens by using“ Stress-based Brown-Miller”algorithm

      圖6 不同方法下噴丸強(qiáng)化試樣的模擬結(jié)果Fig.6 Simulation results of shot peened specimens by different method

      基于現(xiàn)有模擬結(jié)果,并結(jié)合“Brown-Miller”與“Stress-based Brown Miller”算法的各自特點(diǎn),本工作進(jìn)一步提出了一種利用FE-SAFE強(qiáng)度因子(FOS)功能來獲取更為精確的噴丸試樣疲勞壽命預(yù)測(cè)的方法,該方法充分利用了兩種疲勞算法在不同應(yīng)力水平下的優(yōu)勢(shì)。首先假設(shè)40CrNi2Si2MoVA鋼噴丸試樣在高應(yīng)力水平時(shí),其疲勞壽命在2 ×105附近,因此適合采用“Brown-Miller”算法以及表面殘余應(yīng)力σsrs,而在低應(yīng)力水平時(shí),疲勞壽命一般高于106,該情況下采用“Stress-based Brown Miller”算法以及最大殘余應(yīng)力σmrs更為合理。具體操作步驟如下:

      一、首先需獲得疲勞壽命N=2×105次循環(huán)所對(duì)應(yīng)的σmax,記為σ1,前序操作與2.2節(jié)中介紹的方法一致,然后利用強(qiáng)度因子功能,設(shè)定疲勞壽命為2×105,求解得到對(duì)應(yīng)的FOS值,最后利用公式(5)求出σ1:

      二、利用相同的方式,獲得N=106次循環(huán)所對(duì)應(yīng)的σmax,記為σ2:

      三、在坐標(biāo)軸中連接(105,σ1)與(106,σ2)兩點(diǎn),同時(shí)進(jìn)行延長(zhǎng)得到有限壽命區(qū)的S-N預(yù)測(cè)曲線,公式(7)為對(duì)應(yīng)的經(jīng)驗(yàn)公式。觀察圖7可以發(fā)現(xiàn),預(yù)測(cè)曲線與實(shí)驗(yàn)曲線的吻合度較好,因此利用本方法可以改善40CrNi2Si2MoVA鋼噴丸試樣疲勞壽命預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確性。

      圖7 經(jīng)驗(yàn)曲線與實(shí)驗(yàn)曲線的對(duì)比Fig.7 Contrast between empirical curve and experimentalcurve

      3 結(jié)論

      (1)聯(lián)合應(yīng)用ABAQUS與FE-SAFE可對(duì)40CrNi2Si2MoVA鋼機(jī)械加工試樣進(jìn)行高精度的疲勞壽命預(yù)測(cè),在FE-SAFE中應(yīng)選擇“Brown-Miller”算法及表面殘余應(yīng)力σsrs。

      (2)40CrNi2Si2MoVA鋼噴丸強(qiáng)化試樣在高應(yīng)力水平下宜采用“Brown-Miller”算法以及表面殘余應(yīng)力σsrs來預(yù)測(cè)疲勞壽命,在低應(yīng)力水平下為提高預(yù)測(cè)準(zhǔn)確性,應(yīng)采用“Stress-based Brown Miller”算法以及最大殘余應(yīng)力σmrs。

      (3)借助FE-SAFE的強(qiáng)度因子(FOS)功能,并結(jié)合兩種疲勞算法的優(yōu)勢(shì),本工作提出了σmax=-64.378·lgN+1449.268的經(jīng)驗(yàn)公式,該公式可改善40CrNi2Si2MoVA鋼噴丸強(qiáng)化試樣疲勞壽命預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確性。

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