英语原文共 10 页，剩余内容已隐藏，支付完成后下载完整资料
复合层压板轴承的疲劳：损伤观测与疲劳寿命预测
Cyril Sola,Bruno Castanie,Laurent Michel,
Fred ericLachaud , Arnaud Delabie , Emmanuel Mermoz
摘要：在复合材料/金属结构中，负载可以通过局部的接触压力（轴承）从一个部件传递到另一个部件。这种结构有可能是旋转结构，其在使用寿命期间可累积多达109个负载循环。因此，设计安全的混合旋转结构则需要对复合接头在轴承疲劳下的损伤过程有较好的理解。本次轴承疲劳试验是在负载控制下运行的，使用计算机断层扫描来研究损伤机制，并且由于绿色LED测微计密切监测针位移。在所收集到的实验证据的基础上，分析了几个损伤指标。特别地，我们发现磁耗散能对疲劳现象的分析提供了一个有趣的模型，同时表明了在非常高的循环疲劳（VHCF）状态中存在疲劳极限。
关键词：碳纤维、织物/纺织品、疲劳、机械测试、CT检查
近四十多年来，复合接头的轴承性能已成为大量学术研究的对象。然而，这些研究中的大多数都集中在螺栓组件的强度[1-7]，却很少有研究去处理轴承处固有的特性[8-10]。 最近，一些论文调查了制造缺陷对轴承表现的影响，但范围又是主要限于螺栓连接[11-13]。有必要增强我们对轴承装载模式的结果的了解，特别是对于哪些经受大量疲劳循环（可能高达109次）的旋转结构，这是一个新出现的科技机会[14,15]。
几项研究表明，永久性孔扩张的积累是造成轴承疲劳损坏的原因，该伸长率可以用作损伤度量[16-19]。虽然它对残余强度没有真实的影响[18]，但是对于销或螺栓的连接，孔过大的扩张最终会导致轴承从失效转变成为更加灾难性的结果，如剪切或分裂，而这是应该被避免的。已经有研究提出了几个基于孔扩张量的经验失效标准。但是，取决于不同研究的铺层参数或其他因素，临界永久性孔扩张率范围从4％孔径[12-20]到10％[21]都有。此外，目前仍不知道孔扩张的累积是否存在极值，即是否存在实际疲劳极限（或耐久性极限）。在大多数文献的轴承疲劳试验中，当疲劳寿命超过106个循环时都考虑了跳动的影响。目前在疲劳领域，认为S-N曲线没有渐近线[21-23]。另外，残余刚度模型在疲劳领域中显著地发展，这证明了临界刚度驱动至关重要的应用。Smith和Pascoe [17]指出，对于交叉层压板，寿命特别长就意味着残余刚度非常低。
这项研究的第一个目标是了解，CFRP层压板承受轴承负载时不同的疲劳损伤机制。我们选用一个简单的测试设置和试样来研究这种特殊的加载模式。损伤的主要宏观后果是增多的崩垮现象，或着说是棘轮效应。这就解释了为什么孔的永久性扩张率可用于观测销或螺栓连接中的疲劳损伤的演变，正如在恒定负载下的疲劳损伤。文章的第二部分研究这种损害的度量，也就是关于寿命的预测。同时还考虑其他损害指标，如残余刚度和滞后损失。在文章的最后，对于试验趋势和损伤度量进行了分析，用于评估可能存在的疲劳极限。
1材料与方法
本次试验选择半孔轴承，目的是使摩擦尽量减少，以防止热积聚。这个测试是类似于销轴承的测试，而与螺栓轴承有本质的不同，试验轴承中没有平面约束。销或压头就像扩孔钻一样把复合材料试样上的孔扩大。在早先研究单调荷载下的轴承行为的试验中成功地使用了半孔轴承[ 24 ]（见图1和图2）。
疲劳试验在10赫兹的低频率下进行，这是一个足够避免过高的温升的频率。用红外照相机测得的温度结果表明，表面温度的升高量低于10℃。甚至高达在数千次循环之后也是如此。
试样材料是由碳纤维固化片和UD织物或四线编织物组成。我们选择的铺层是准各向同性的和对称的，这种铺层具有[90,45,0,-45]ns层序列。通过选择合适的序列数目n使UD织物和编织物层压板厚度均接近4mm。
测试采用负载控制，和位移控制一样，不可能获得确切的失效数值。因为预期的永久性孔扩张的累积可能最终导致试样再也不能承受任何加载。按顺序选择10和3的负荷比R（R=Fmin/Fmax）以评估名义载荷影响。这意味着试样始终没有完全卸载; 从始至终存在一个小预压。因此，由磨损产生的碎屑未被排出并一直存在于销和孔之间。一开始，这还是一个疑问，正如同Grant和al [18]给我们的展示，碎片的存在会影响疲劳寿命。然而，我们后来研究发现碎屑的量是可以忽略不计的。
对于给定的材料，对每个选定的负载振幅均测试三个试样，直至失效。所选的三个负载振幅中最小的来生成对应于两种材料和两个负载比的四个S-N曲线。循环中的最大绝对负载|Fmin|的取值范围，对于编织物层压板为[0.65|F极限| ，0.93|F极限|] 的范围内,对于UD织物层压板为[0.7|F极限| ，0.94|F极限|]。表1所示的是最初的测试参数矩阵，后来在矩阵中还添加了一些额外的数据点。
试验使用Keyence LS7030绿色LED测微计在没有接触的情况下测量销位移（见图3）。移位和力均在200Hz下采样，因此这20行数据可以用于每个疲劳循环。
在负载控制下，疲劳破坏是突如其来地发生的。因此，不需要将疲劳破坏准则定义为定量的永久性孔扩张或刚度降低。
2损坏机制
2.1增多的崩垮现象：损伤的宏观后果
在疲劳载荷下，永久性的孔扩张逐渐累积。在当前的研究中，对这种损伤度量做了估计，如图3所示。可以注意到，这种损伤度量与Hwang和Han的疲劳模量是密切相关的[25]。
图一 半孔轴承测试装置
图二 试样的几何结构。
注：UD织物和编织物层压板厚度均接近4mm。
永久性孔扩张率的增加遵循三个阶段。第一阶段可能是一个磨合阶段，永久性孔扩张率快速增加；第二阶段，永久性孔扩张率呈线性增加；第三阶段孔扩张率呈指数性增加直至最终失效。有趣的是，永久性孔扩张的演变曲线趋势与大家熟知的单向层压板在拉伸载荷下的损伤演变曲线相同，其中从阶段1到阶段2的转变符合所谓的“临界损伤状态”（CDS）[26]。在被当作标准的循环周期数N/Nf（Nf的值是循环至损伤的循环次数）的函数进行研究时，永久性孔伸长率看起来好像有一个约为50mm-60mm的临界阈值，即稍微小于孔径的1％。一旦超过此值，损伤就会出现少量的循环性问题，尤其是小于10％总疲劳寿命的时候，尽管一些试样达到这个阈值后仍具有很长的残余寿命（图5）。
我们应该注意的是这个临界值非常接近由Seike et al.的报告所得出的数值[22]，尽管使用的是不同的测试设备和材料（销直径和准各向同性叠层是相似的）。永久孔扩张率曲线具有相同的形状，这与负荷比无关。当表示为总疲劳寿命的函数时，三个阶段具有相同的持续时长。第一阶段通常代表的是小于疲劳寿命的10％，第二阶段表示总疲劳寿命中间的80％，最终失效阶段对应的是最后的10％。
表1 疲劳测试矩阵
测试类型 试样类型 负载率 |Fmin|/|F极限| 标本号
疲劳 UD织物 10 asymp;0.94 3
疲劳 UD织物 10 asymp;0.85 4
疲劳 UD织物 10 asymp;0.78 3
疲劳 UD织物 10 asymp;0.71 3
疲劳 UD织物 3 asymp;0.86 3
疲劳 UD织物 3 asymp;0.81 3
疲劳 UD织物 3 asymp;0.78 3
疲劳 编织物 10 asymp;0.93 3
疲劳 编织物 10 asymp;0.78 3
疲劳 编织物 10 asymp;0.73 3
疲劳 编织物 10 asymp;0.65 3
疲劳 编织物 3 asymp;0.90 3
疲劳 编织物 3 asymp;0.85 3
疲劳 编织物 3 asymp;0.80 3
疲劳 编织物 3 asymp;0.77 3
106次循环内的疲劳 UD织物 10 asymp;0.54 1
106次循环内的疲劳 编织物 10 asymp;0.53 1
第一特征点前的疲劳 UD织物 10 asymp;0.81 1
第二特征点前的疲劳 UD织物 10 asymp;0.81 1
第三特征点前的疲劳 UD织物 10 asymp;0.81 1
第一特征点前的疲劳 编织物 10 asymp;0.81 1
第二特征点前的疲劳 编织物 10 asymp;0.81 1
第三特征点前的疲劳 编织物 10 asymp;0.81 1
关于特征点的定义参照2.2部分
图三 使用绿色LED测微计测量销位移
图四 永久孔伸长率估计如图所示（以UD织物为例）
与疲劳模量密切相关，有时用作损伤度量
图五 永久性孔扩张的增量
实验中用十二种不同的颜色表示不同Fmin/F极限比率百分数
图六 在永久性孔扩张率曲线上选取了三个特征点
并且一些试验的疲劳测试终止于这些特征点
图七 第一阶段出现的局部损伤机理说明了永久性孔扩张的初始性增长，
在这一阶段扭曲带还并未完全形成，因此可以把它们称为“初期”扭曲带。
2.2层级损伤：扭结的作用
每个试样都有着自己特有的永久性孔扩张曲线，但是对于任何这样的曲线，可以定义三个特征点如图6所示。对于编织物和UD织物层压板，三个测试分别终止在于这些点中的每一个，以便获得具有不同疲劳损伤水平的试样。试样的CT扫描使用的设备是GE Phoenix VTome-XM。
疲劳损伤的性质被认为与负载水平无关。在有终止测试中，|Fmin|相当地高，为名义静态破坏载荷的81％，但是较短的测试时间段能使得永久性孔扩张的演变被严密的观测，也使得实验在最恰当的时刻停止。值得注意的是，在这个负载水平下，损伤开始于第一疲劳循环，因为静态损伤通常在静态失效负载的70％左右开始出现[24]。就在磨合阶段之后，在所有的0°铺层试样近孔表面都发现扭曲带。 局部弯曲的纤维束和纤维裂纹可能便于扭结带在进一步的加载下出现（图7）。 在这个阶段几乎不存在分层或剥落区域。因此，大多数初始永久孔伸长率可以归因于在孔表面处或在孔表面附近的轴承负载层的局部损伤机理。
在第二个特征点，试样已经被完全损坏了。无论是0°还是45°铺层的试样，我们都发现了扭曲带的存在。我们还注意到了剪切所导致的压缩损伤（如图八所示），尤其是在45°铺层的试样内。分层剥落的情况基本上位于试样的表层。分层剥落看起来是由扭曲带导致的楔块效应造成的。试样中增多的崩垮现象最可能与贯穿整个损伤试验的扭曲带的渐进发展进程有关。扭曲带明显导致了残余应变的出现，特别是当它们在重复的加载下崩垮的时候，许多崩垮现象都是这样发生的，尤其是在疲劳的最后阶段（特征点n°3，图9）。图10表示了在所
全文共7136字，剩余内容已隐藏，支付完成后下载完整资料
资料编号：[144772]，资料为PDF文档或Word文档，PDF文档可免费转换为Word
以上是毕业论文外文翻译，课题毕业论文、任务书、文献综述、开题报告、程序设计、图纸设计等资料可联系客服协助查找。
