臂架结构疲劳剩余寿命评估,  江门鹤山升降车出租, 江门鹤山升降车, 江门出租升降车   经历过一个或多个检测周期的升降车臂架结构，由于机械载荷、环境条件、腐蚀因素以及运输、装配过程中磕碰现象的影响，导致在役臂架结构存在严重裂纹缺陷。即便是未服役的升降车，其臂架结构作为典型的焊接结构，焊接过程不可避免的出现各种各样的咬边、气孔、夹渣、焊瘤及各种焊接裂纹等初始缺陷和应力集中。由升降车臂架结构失效模式历史信息收集结果可知，疲劳断裂作为臂架结构的主要失效模式，其裂纹始发于焊缝处及其运输装配过程出现磕碰、划痕处。因此，可将焊接、运输、装配过程中的初始缺陷作为初始裂纹，确定扩展期内臂架结构的疲劳寿命，或将在役臂架结构现有裂纹作为初始裂纹，确定臂架结构的疲劳剩余寿命。由于裂纹萌生寿命很短，甚至只有裂纹扩展寿命，因此可将升降车臂架结构视为具有初始裂纹的金属结构。基于以上特点，本章以“损伤容限”为设计理念，以断裂力学及疲劳累积损伤理论（Miner理论）为理论指导，提出基于基于工作循环载荷动力效应及多失效模式耦合的升降车臂架结构疲劳剩余寿命评估方法，探讨单一及耦合失效模式下，升降车臂架结构的疲劳剩余寿命。

     基于损伤容限-断裂力学的臂架结构疲劳剩余寿命评估是以存在初始裂纹或相关缺陷下臂架结构寿命特征为中心，通过无损检测技术及断裂韧度测定技术，结合断裂力学疲劳扩展理论，准确估算臂架结构的疲劳裂纹扩展寿命，以确保臂架结构服役周期内的安全性。该方法允许臂架结构存在初始缺陷，同时也允许臂架服役过程出现裂纹，但在下次检修前应具备一定的储备强度，通过合理调整检修周期，以便在下次检修时能够发现裂纹并予以修复或者更换，从而保证结构的安全性。目前，该方法已应用在大型重要结构件，如飞机结构、压力容器、核反应堆等，在高强钢焊接结构件上，复杂的疲劳扩展机理、众多的影响因素导致基于损伤容限-断裂力学的疲劳剩余寿命评估尚无准确的定量解析模型，因此该方法至今一直是国内外学者研究的热点。

   基于断裂力学的疲劳扩展理论断裂力学将作用于裂纹上的载荷简化三种形式：IK张开型，IIK剪切型，IIIK撕裂型。升降车服役过程面临多失效模式耦合的影响，导致其臂架结构处于多轴复杂应力状态下。因此，臂架结构的疲劳裂纹通常在应力三维度最大的位置产生，裂纹产生面为剪应力幅最大的平面，而裂纹扩展方向为第一主应力（即最大拉应力）的垂直方向。由此可见，裂纹的受载形式为IK张开型。升降车臂架结构裂纹尖端塑性区域远小于裂纹尺寸，因此，可用线弹性断裂力学研究其疲劳裂纹的扩展。线弹性断裂力学认为，疲劳载荷作用下的裂纹扩展可通过应力强度因子K来定量描述。由给定载荷条件下的恒幅中心裂纹/紧凑拉伸疲劳试验可知，应力强度因子幅值K是控制疲劳裂纹扩展速率dadN的最主要因素，与K相比，循环应力比R或者平均应力对dadN的影响是第二位的，对于加载频率与波形、腐蚀环境等影响因素可忽略不计。由疲劳裂纹扩展速率dadN及应力强度因子幅值∆K的关系曲线（即dadN-∆K曲线）可知，疲劳裂纹扩展分为三个阶段。 第I阶段：低速率扩展阶段。该阶段内的最大应力强度因子幅值thK称为裂纹扩展门槛值（反映疲劳裂纹是否扩展的一个重要的材料参数），即thKK时，裂纹不发生扩展，臂架结构视为无限寿命。一般当dadN=10-8~10-7mm/cycle时，可以认为K接近于thK。第II阶段：中速率扩展阶段。此时裂纹扩展速率一般在10-7~10-4mm/cycle范围内，大量实验表明：中速率扩展阶段内，dadN-∆K具有良好的对数线性关系（可用Pairs公式进行描述），利用该关系进行疲劳裂纹扩展寿命预测是疲劳断裂研究的重点。第III阶段：高速率扩展阶段。该阶段内裂纹扩展很快，臂架结构的寿命很短，其对裂纹扩展寿命的贡献很小，通常可以不考虑。由此可见，第II阶段内的疲劳裂纹扩展规律是基于损伤容限-断裂力学的臂架结构疲劳剩余寿命估算的理论依据。工程结构尤其是焊接结构的疲劳剩余寿命主要取决于裂纹扩展阶段，为了较为准确的模拟疲劳裂纹的扩展规律，国内外学者在Pairs模型的基础上，提出了一系列修正模型，如Forman模型、LABG模型、Walker模型等，但都是在Pairs模型的基础上综合考虑了应力比R或平均应力、材料断裂韧性、门槛值等因素的影响。通常情况下，考虑因素越多，公式中的参数越多，模拟的精度越高，但参数的分散性导致控制难度增加，局限性也越大。为得到合理、精确的升降车臂架结构疲劳剩余寿命评估结果，分别采用Pairs模型、Forman模型推导与之对应的疲劳剩余寿命计算公式，确定臂架结构疲劳剩余寿命。

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     臂架结构疲劳剩余寿命估算:  1）恒幅载荷作用下的疲劳剩余寿命（1）基于Pairs模型的疲劳剩余寿命计算公式Pairs认为第二阶段的疲劳裂纹扩展速率dadN与应力强度因子幅值K满足：mdKCdNa，a为裂纹尺寸，单位为mm；N为应力循环次数；mC、为材料扩展特性基本参数。处于张开情况下的裂纹才能扩展，压缩载荷作用下裂纹将处于闭合状态。因此，应力循环的负应力部分对裂纹扩展无贡献，故可将应力强度因子K定义为：为应力变程（minmax），其中max、min为最大应力和最小应力，单位为MPa；R为应力比；Y为应力强度因子修正系数，一般指裂纹尺寸a和板宽W的函数WaY。疲劳裂纹扩展寿命估算之前，应确定给定载荷作用下，臂架结构发生疲劳断裂时的临界裂纹尺寸la，根据线弹性断裂判定准则有：21max1YKacl，CK为材料的断裂韧性，单位为mmMPa。已知初始裂纹0a和临界裂纹la，得疲劳寿命fN：规定了升降车的检测周期及关键结构件的允许裂纹尺寸。因此，评估检测周期内臂架结构的安全性时，需预测下个检测周期节点处裂纹的扩展情况。由于下个检测周期的载荷历程还未发生，此时可采用历史检测周期内的载荷历程（恒幅载荷）及应力循环次数对扩展后的裂纹尺寸na进行预测。n1a为当前检测节点下的裂纹尺寸，单位为mm；n1N为当前检测周期内的应力循环次数，na为下个检测周期节点时，裂纹尺寸的扩展结果。

     （2）基于Forman模型的疲劳剩余寿命计算公式应力比R>0时，应力循环中的最小应力0min。当应力幅a给定时，最大应力max及最小应力min随着R的增大而增大，且裂纹扩展速率dadN也增大，为考虑应力比R对dadN影响，将Paris模型修正为Forman模型：临界裂纹的计算方法与基于Pairs模型的疲劳剩余寿命计算中临界裂纹的确定方式相同。已知初始裂纹0a和临界裂纹la，得疲劳寿命fN为：下个检测周期节点的裂纹扩展尺寸为：可知基于Forman模型的疲劳裂纹扩展尺寸na为隐式表达式，需采用数值积分法进行求解。Forman模型仅考虑R>0的情况，因此，基于Forman模型的疲劳剩余寿命及疲劳裂纹扩展公式仅适用于R>0的情况。

    2）变幅载荷作用下的疲劳剩余寿命升降车工作载荷在时空上间歇、循环的随机性，导致实测载荷的随机性，通过数理统计技术或人工智能预测技术对实测载荷谱扩展后得到的随机载荷谱或当量载荷谱也具有随机性，即使经第一主应力-时间历程仿真模型及雨流计数程序把受载荷过93程转化为不同级别的变幅应力幅，也不能直接对臂架结构进行疲劳剩余寿命评估及裂纹扩展预测。针对上述问题，可将随机应力或变幅应力等效为恒幅应力（亦称恒幅应力等效法），或是采用疲劳累积损伤理论中的Miner理论进行计算。目前，恒幅应力等效法中广泛采用均方根等效法及等损伤等效法（Miner等效法）。（1）均方根等效法变幅应力的均方根等效法：re为等效应力幅值；ri为各级应力幅值；i为各级应力幅的循环数比值，fiiNna/；in为各级应力幅的循环数；fN为总循环数（即疲劳寿命）。（2）Miner等效法变幅应力的Miner等效法：将各级变幅应力幅等效为循环数不变的恒幅等效应力幅后，将其进行疲劳剩余寿命估算及裂纹扩展预测。

    3）不同应力比下应力谱的处理, 由于Pairs模型不随应力比的变化而变化，无法反应整体数据的均值情况。因此，为消除应力比的影响，以Goodman公式为基础，将所有幅值应力化成R=0下的应力变程0。为材料对称循环下的疲劳极限，单位为MPa；b为材料的抗拉强度；Rm、Ra分别为应力比R下的应力均值和应力幅值。

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