双参数名义应力法

常规名义应力法在考虑平均应力对疲劳损伤的影响时。利用等寿命曲线将载荷等效为对称循环载荷。将双参数问题简化成单参数问题,从而造成误差。本文利用S_a-S_m-N曲面方程,提出双参数名义应力法,计算疲劳损伤时,不再进行载荷均值的转化。实验验证得到:双参数名义应力法可提高疲劳寿命估算的精确度。     

用等效平均损伤模型计算剩余寿命方法的研究

分析了复杂载荷下材料的损伤累积过程和疲劳寿命计自身材料疲劳损伤与其不可逆电阻变化响应的联系。疲劳寿命计自身材料疲劳损伤演变、损伤累积过程以电阻变化速率和变化量显示了其全貌。假设其等效平均损伤等一般规律与金属材料的疲劳情况相类似,结合本文给出拟合精度很好的材料应力寿命曲线,得出随机载荷下剩余寿命计算的简便方法,具有较高可信度。初步实验验证很令人满意。     

涡轮转子叶片低循环疲劳/蠕变寿命的预测

根据某型涡喷发动机计算状态叶片流场计算结果，对该发动机高压涡轮转子叶片进行了热分析；并根据某典型飞行科目的三循环载荷谱，对该科目进行了载荷等效转换以及弹塑性应力分析，得到了该科目的低循环疲劳寿命和蠕变寿命；还考虑了平均应力的影响，给出了不同平均应力修正方法下该科目的总损伤。     

民用发动机附件风扇叶轮疲劳寿命数值分析

叶轮疲劳寿命是影响风扇寿命的关键因素,鉴于风扇叶轮低循环疲劳试验周期长、成本高,在叶轮结构前期设计时,对某型叶轮低循环疲劳寿命进行数值分析,根据仿真分析结果初步预估叶轮寿命,给后期的叶轮疲劳寿命试验提供一定参考依据。仿真主要通过对风扇流场、叶轮强度、疲劳及叶轮模态进行分析,得出风扇流场和结构气动载荷下分布云图、叶轮离心、气动、离心气动耦合载荷下应力云图及叶轮前六阶模态云图。结果表明：离心叶轮工作时受到主要载荷为高速旋转时离心载荷,气动载荷对叶轮结构的影响相对较小;在离心气动载荷耦合的情况下,叶轮在19 955 r/min工作转速下的vonMises等效应力及最大应力为21.25 MPa,远小于叶轮结构材料2A70 T6屈服强度204 MPa和疲劳强度102.6 MPa,评估出叶轮结构在整个寿命期内不会发生屈服失效、疲劳失效,能够满足60 000次低周循环疲劳寿命的要求。在静态分析基础上探讨了不同转速下叶轮的动态特性,并绘制叶轮模态特性随转速变化的Campbell图,给出共振风险点,为后续综合考虑动态、静态特性对叶轮疲劳寿命影响奠定基础。     

考虑应力梯度的缺口疲劳寿命预测方法

基于试样缺口根部区域应力分布规律,综合考虑了平均应力、应力梯度及尺寸效应的影响,发展了一种考虑梯度影响的缺口疲劳寿命预测方法.以TC4合金材料含两种形式缺口的试样为例,计算得到了缺口应力梯度影响因子和尺寸效应影响因子,并进行了疲劳寿命预测.寿命预测结果表明:引入缺口局部平均应力、应力梯度影响因子和尺寸效应影响因子可以较为全面地考虑缺口对试样疲劳寿命的影响,基于所发展的缺口疲劳寿命预测方法给出的TC4合金缺口试样疲劳寿命预测结果在2倍分散带以内.      

考虑缺口和体积效应的轮盘等效体积概率寿命分析方法

航空发动机轮盘的疲劳破坏多伴有缺口效应和体积效应。为了研究缺口效应和体积效应对疲劳寿命的影响,采用修正Walker模型考虑平均应力的影响,建立能统一描述各应力水平下疲劳寿命分布的三参数Weibull模型,在"等概率寿命、等损伤"的基本思想下,将轮盘大应力区的危险体积转换为具有相同损伤的等效体积,进而利用Weibull最弱环理论可获得具有缺口效应和体积效应的轮盘危险部位在任意失效概率下的疲劳寿命。对两种不同厚度(4mm和6mm)的涡轮盘螺栓孔模拟试件进行概率寿命预估,并与试验结果及应力体方法预估结果进行对比。结果显示,本方法对两种模拟试件的概率寿命预估结果最大误差在30%左右,在中位、高可靠度时的最大预估误差为-23.2%,预估精度高于应力体方法。     

动载与静载作用下残余应力对ARALL层板裂纹孔边分层影响的实验研究

 研究了疲劳载荷与静态拉伸条件下 ARALL层板孔边分层的状态 ,分析了不同残余应力对该层板孔边分层损伤的影响。结果表明 ,两种载荷条件下的分层破坏是完全不同的。疲劳载荷下裂纹扩展过程中伴随分层的典型的情况是呈对称双椭圆形 ,静态拉伸作用下层板边缘效应更加明显。给层板施加适当的预应力可以提高其抵抗分层损伤的能力     

蠕变／疲劳交互作用下寿命预测的损伤力学有限元法及其在ANSYS上的实现

采用基于损伤力学的蠕变／疲劳交互作用下的寿命预测模型，在ANSYS上实现了损伤力学的寿命预测方法与有限元计算的结合，把损伤的计算从一维拉伸推广到三维复杂受载情况，在损伤计算中考虑了压缩时的闭合效应，实现了损伤场与应力应变场的交互影响，利用粉末合金材料试验结果对该方法进行了验证并取得了较好的效果，作为一个通用的方法，也可用于其他材料的复杂构件，复杂载荷条件一的损伤计算和寿命预测。     

加筋板在热声载荷作用下随机疲劳寿命估算

薄壁结构在热声载荷作用下的应力响应对其疲劳寿命估算有着很大的影响.给出了热声载荷作用下加筋板结构的大挠度运动方程,运用有限元方法进行数值模拟,分别计算了四边简支薄壁板与加筋板在相同有限带宽高斯白噪声载荷和变化温度下的应力响应,得到了应力时间历程、应力概率密度分布和应力功率谱密度,利用改进的雨流计数法,结合线性累计损伤理论,采用Smith-Watson-Topper（SWT）平均应力模型估算了两种结构在热声载荷作用下的疲劳寿命,并进行了比较分析.     

一种镍基单晶合金多轴低周疲劳损伤参量

用损伤应变能释放率作为热力学广义力描述正交各向异性材料的疲劳损伤过程,定义了含有3个弹性常数的镍基单晶应力三轴性因子,它不仅反映多轴载荷下的复杂应力状态,还显示正交各向异性材料偏轴受载时存在的正应力与剪应力的耦合效应,是对各向同性材料应力三轴性因子的拓展。用镍基单晶应力三轴性因子修正Mises应变范围作为疲劳损伤参量,引入损伤驱动力循环特征参数反映循环载荷的交变特性,提出了单晶合金低周疲劳损伤模型。利用DD3和CMSX-2单晶合金低周疲劳试验数据,采用多元线性回归分析方法拟合疲劳损伤模型参数,试验所得数据都落在2倍和2.5倍偏差分布带内。      

单轴非线性连续疲劳损伤累积模型的研究

首先在连续疲劳损伤理论的基础上,根据疲劳损伤过程中金属材料韧性的变化特点,建立一种新的非线性疲劳损伤累积模型。该模型考虑了疲劳极限、平均应力以及损伤参量与加载参数的不可分离的特点,并且能够反映出加载顺序的影响。然后推导出该疲劳损伤累积模型在多级加载下的递推公式。经３种金属材料的疲劳试验数据验证结果表明,用该模型预测疲劳寿命,其结果令人满意的。     

典型机身框地板梁缘条裂纹修理损伤容限分析

采用简单有效的方法对复杂的飞机结构进行损伤容限评定具有重要的意义,提出一种简单有效的应力强度因子获取方法,并结合损伤容限分析的一般流程,分析某机身框地板梁缘条含裂纹修补结构的疲劳寿命及使用寿命期内结构的剩余强度。根据机身框地板梁结构受载特点建立简化的分析模型,计算单位载荷时不同长度下裂纹尖端应力强度因子,再由结构边界载荷与应力强度因子的关系确定无量纲应力强度因子;根据损伤容限分析方法编制程序,计算结构在飞行载荷谱下从初始裂纹扩展到临界长度的寿命及各裂纹长度下结构的剩余强度,给出结构检查间隔。结果表明:结构修补后的疲劳寿命及剩余强度均满足损伤容限设计要求。本文给出的损伤容限分析过程及方法可应用于工程中类似结构的损伤容限评定。     

基于等效损伤线实验建立的疲劳寿命分析方法

 通过固定一组循环数进行不同应力水平加载试验,用韧性耗散法测得三种材料等效损伤线族,它显示了损伤场全貌。分析得到的损伤线族方程与实验数据拟合很好,由该损伤线族方程导出了复杂加载下损伤累积模型及疲劳寿命计算方法。用该损伤线模型对 3种材料的二级加载试验进行的寿命预测与实验结果较为一致。在等效损伤假设前提下,本文的等效损伤线模型更为直接可信。     

基于刚度降模型的复合材料层合板疲劳寿命估算

基于有限元方法,把层合板的疲劳失效看作是单元刚度退化、应力重新分布和单元损伤不断累积的动态过程,提出了一种复合材料层合板疲劳寿命估算方法。利用MSC．Patran／Nastran建立了层合板有限元模型,进行了[0/90]4S和[-60／0／60]3S两种铺层方式的数值分析,静强度和疲劳寿命预测值与文献中的试验结果吻合较好。     

一次预过载对铝合金喷丸前后缺口疲劳强度的影响

预过载拉伸可提高铝合金缺口疲劳寿命,但效果不及喷丸;过载量太大还使寿寿命趋于子下降。预过载压缩降低缺口疲劳寿命;喷丸后经过载压缩,寿命降低幅度更大,均与缺口残余应力及亚结构变化有关。     

2.5维机织复合材料的纬向力学性能试验

通过室温(20℃)及高温(180℃)静态拉伸及拉 拉疲劳试验,获得了25维树脂基机织复合材料在不同温度下的力学性能及拉 拉疲劳寿命。基于宏观试验,探讨了材料在静载及拉 拉疲劳载荷作用下的破坏模式和失效机理,对比了材料在疲劳载荷作用后的剩余强度与静强度的关系,之后分析了温度对材料静态力学性能及疲劳寿命的影响。结果表明:在20~180℃温度范围内材料的纬向模量对温度不敏感,但纬向强度及疲劳寿命随温度的升高而显著下降。在高温高应力水平（高于80%静强度）下材料的纬向疲劳寿命非常短(小于104次循环),但当应力水平仅下降2%后,材料的纬向疲劳寿命趋于106次循环。另外,高温下材料的剩余强度大于高温静强度。      

疲劳断口形貌与材料性能的关系

1.疲劳断口分析概述 当金属材料承受循环载荷时,随材料的初始状态以及应力-应变水平不同,将在整个体积内发生循环硬化或循环软化现象。开始时,这些变化是在受载金属中均匀发生的。当循环周次达到一定的数值时,某些变化将集中在局部区域进行,并导致出现微观疲劳裂     

凹坑型硬物损伤对TC4材料疲劳强度的影响

针对风扇/压气机叶片中叶盆/叶背遭受的硬物损伤(FOD)凹坑型损伤,进行了不同冲击角度下模拟FOD试验、损伤特征与应力集中分析,开展了冲击后不处理和冲击后去残余应力退火试样的高循环疲劳试验研究和疲劳强度的预测。结果表明:损伤深度和应力集中系数均随着冲击角度的增加而变大,损伤深度范围为0.1~0.5mm,应力集中系数范围为1.3~1.7。不同冲击角度条件下,凹坑型损伤试样疲劳强度相对光滑试样下降程度在50%~70%范围内,与应力集中系数并不是呈单调下降关系,最危险冲击角为60°。去残余应力退火后凹坑型损伤试样的高循环疲劳（HCF）性能有所提高,表明残余应力的影响程度不容忽略。去残余应力试样的HCF性能并不是随应力集中系数的增大而下降,验证了微结构损伤的影响,说明损伤深度作为制定可用极限或维修极限的唯一参量具有一定的局限性。对凹坑型损伤试样的疲劳强度的预测误差在±20%以内。      

用塑性滞后能原理估算随机载荷下的疲劳寿命

 材料的疲劳损伤包括静力损伤和循环损伤,静力损伤为第一次静力加载引起的塑性应变能与静力韧性之比；循环损伤由循环塑性滞后能与疲劳韧性之比来计算,计算中计及了材料循环硬化（或软化）引起的屈服应力增大（或减小）的影响。为了简化计算,假设在循环加载时应力一应变曲线均按迟滞回线规律变化；不同应力变程下材料疲劳韧性可由对称循环的应力控制疲劳试验确定。本文提出了一种比较合理又便于工程应用的、用塑性滞后能原理估算随机载荷下疲劳寿命的新方法,初步的试验验证是令人满意的。     

超载对疲劳寿命影响的试验研究

 超载对疲劳寿命的影响是航空研究中的一个重要问题。本文通过试验初步探讨了机械超载对疲劳寿命的影响,包括超载对疲劳裂纹形成寿命、疲劳裂纹扩展寿命、疲劳累积损伤以及裂纹扩展迟滞效应的影响。并用X射线应力分析仪测量了超载引起的残余应力。用残余应力的观点解释了超载对疲劳寿命的影响。