裂纹尖端压缩应力对闭合和扩展特性影响的数值模拟

为了研究FGH97粉末高温合金的塑性诱导裂纹闭合现象,采用有限元方法分析了FGH97紧凑拉伸试样的裂纹扩展和裂纹闭合效应,考察了裂纹尖端单元尺寸、本构模型和节点释放周期对闭合比的影响,提出了修正闭合比和修正有效应力强度因子范围的概念,同时进行了寿命预测并和试验结果进行对比。结果表明:随着裂纹尖端单元尺寸从40μm减小至3μm,闭合比逐渐增大至收敛。各向同性硬化模型的闭合比约为0.51,随动硬化模型的闭合比约为0.44,Chaboche模型的闭合比约为0.48,闭合比的大小可以用裂纹尖端压缩应力区域尺寸反映。随着节点释放间隔周期数的增加,压缩应力区域尺寸和闭合比逐渐降低。裂纹扩展试验结果表明:根据修正有效应力强度因子范围进行寿命预测,与试验结果偏差为3.86%。     

粉末冶金涡轮盘裂纹扩展寿命分析

采用J积分方法建立了断裂力学有限元模型,对FGH95粉末高温合金标准紧凑拉伸(CT)试样的裂纹扩展试验结果进行了数值模拟,分析了材料的裂纹扩展规律。计算结果与试验结果吻合很好,表明了分析方法的准确性及可行性。将该方法加以拓展,建立了含有不同尺寸缺陷的粉末盘断裂力学有限元模型,并对其裂纹扩展寿命进行了评估。与传统预测方法相比,该方法将给出更为实际的结果,可应用于复杂构件裂纹扩展特性的工程分析。     

喷丸处理构件疲劳寿命预测机理模型研究

提出了一种新的机理模型,该模型以喷丸处理构件裂纹扩展分析为基础,说明喷丸处理对机械构件疲劳寿命预测的影响。在裂纹扩展过程中,引入了表征表面粗糙度影响的渐进应力强度因子,并用时变残余应力函数改变裂尖应力比。用试验数据验证机理模型的有效性,结果表明,试验数据和模型预测非常吻合。     

粉末冶金盘损伤容限的边界元分析

采用边界元法建立了裂纹扩展分析模型,对FGH95粉末高温合金标准紧凑拉伸(CT)试样的裂纹扩展试验结果进行了数值模拟,计算结果与试验吻合很好,表明分析方法的准确性及可行性.在对粉末高温合金缺陷数据分析的基础上,建立了粉末盘损伤容限边界元分析模型,对其裂纹扩展寿命进行了评估.研究表明:边界元法在损伤容限分析中的实现便捷可行,可应用于复杂构件裂纹扩展特性的工程分析,与传统预测方法相比,能够给出更为合理的寿命结果.      

喷丸残余应力及夹杂影响小裂纹仿真概率模型

提出考虑喷丸残余应力及内部夹杂影响的随机内部小裂纹形核扩展概率模型，实现构件内部疲劳裂纹萌生过程的仿真。针对高温合金X，在开展试验的数据基础上，识别模型所需的残余应力分布参数、“形核相关”夹杂尺寸分布参数、微观结构相关塑性本构参数及小裂纹形核扩展参数。模型成功预测喷丸等直棒两种主要的形核方式：残余拉应力平衡层夹杂形核及无残余应力区夹杂形核。与试验对比，模型预测内部裂纹萌生寿命及其分散精度高，残余拉应力平衡层预测萌生寿命中值误差为2%，-3σ寿命误差为37%，无残余应力区预测萌生寿命中值误差为3%，-3σ寿命误差为3%；此外，模型仿真的内部裂纹形貌为“鱼眼形”，贴合试验件断口形貌。     

外物损伤压气机叶片损伤容限分析

为研究外物损伤造成的初始裂纹对压气机叶片疲劳寿命的影响,开发了基于ANSYS平台的三维平片裂纹扩展整体参数化自动模拟通用技术。通过应力强度因子计算结果与文献结果对比,证明所开发裂纹扩展模型有较好的精度。利用该模型,研究了外物损伤初始裂纹位置、形态和方向对压气机叶片低周疲劳寿命的影响。研究表明,叶片后缘疲劳裂纹扩展寿命最长;裂纹短/长轴比越大,疲劳裂纹扩展寿命越长;当初始裂纹面垂直于最大主应力方向时,疲劳裂纹扩展寿命最短。     

飞机结构材料疲劳裂纹的扩展机制及其工程应用

 本文简要地评述了铝合金、钛合金和高强度钢的疲劳裂纹扩展机制及其工程应用;提出了预测疲劳裂纹扩展门槛值的一个普遍关系式;评价了现有四种超载模型对Ti-6A1-4V合金在拉伸超载下的延缓效应和预测寿命能力。对Willenborg和Maarse模型作了改进,并应用于A1和Ti合金的寿命预测。改进后的Maarse模型明显地提高了预测拉伸超载下和谱载下寿命的精度。文中还讨论了显微组织、应力比和表面状态等对材料疲劳裂纹扩展行为的影响。     

飞机谱载荷下裂纹扩展的三维约束效应

研究裂纹端部三维应力约束、塑性约束和位移约束等对谱载疲劳裂纹扩展的影响。用适于三维应力状态的修正条带屈服模型 ( Modified Strip Yield Model)计算与裂纹扩展有关的三维约束因子。利用所得约束因子的理论解改进 NASA多年来发展的 FASTRAN-II寿命预测软件 ,使其避免了依赖经验确定的约束因子进行寿命预测的局限 ,仅利用一组常幅疲劳裂纹扩展数据和材料的常规机械性能便可预测飞机谱载下的裂纹扩展寿命。对多种谱型、应力水平、过载比和材料的组合情况进行了分析 ,预测寿命与试验结果吻合很好 ,证明本文方法和改进软件可以用于实际结构的寿命预测。     

温度对铝合金材料疲劳短裂纹萌生行为影响的研究

利用扫描电镜（SEM）原位规测技术,研究了高温下铝合金试件在循环应力作用下的疲劳短裂纹萌生行为,结果表明,温度对于短裂纹行为具有强烈的影响。基于局部应变法,文中提出了一种预测温度作用下的铝合金疲劳裂纹短萌生寿命的评估公式。     

夹杂对粉末高温合金裂纹扩展寿命的影响

采用有限元方法中的奇异单元,研究了当粉末高温合金FGH 95中存在由夹杂引起的裂纹时,夹杂对裂纹应力强度因子的影响;并在此基础上,利用Paris公式,计算了夹杂对裂纹扩展寿命的影响。研究结果表明:当夹杂处于裂纹的不同位置时,对应力强度因子的影响趋势也不同,且硬夹杂的影响趋势与软夹杂相反;存在软夹杂时,将夹杂当作初始裂纹,不考虑夹杂的影响得出的裂纹扩展寿命结果是安全的,而对于硬夹杂得出的结果偏于危险,对于FGH 95粉末高温合金,夹杂相对于基体材料其弹性模量偏小,为软夹杂,因此将夹杂当作初始裂纹计算裂纹扩展寿命时不考虑夹杂的影响,将得到偏于安全的裂纹扩展寿命计算结果。这一结论为简化粉末冶金涡轮盘的寿命分析提供了依据。      

FGH96粉末涡轮盘结构模拟件疲劳小裂纹扩展试验

为了分析涡轮盘轮缘榫槽等几何不连续部位对疲劳裂纹萌生及小裂纹扩展行为的影响,基于FGH96粉末盘实际构型设计结构特征模拟件,并对其在高温条件下开展自然萌生疲劳小裂纹扩展试验,通过疲劳中断试验和表面复型技术对榫槽和螺栓孔结构模拟件在500℃下的裂纹萌生和小裂纹扩展行为进行了观测和分析。结果表明：2种结构模拟件缺口表面存在多裂纹萌生现象,随着应力水平的降低,裂纹萌生位置由表面晶界转变为近表面特定方向的晶面以及非金属夹杂物处;2种结构模拟件裂纹萌生寿命占比约为36%～73%,且随着应力水平的降低而提高,裂纹扩展至工程可检裂纹尺寸时的寿命占比约为82%～96%,应力水平对其影响相对较小;特征模拟件缺口附近高水平的塑性变形能够导致小裂纹扩展速率分段特征现象消失,并延缓裂纹扩展过程中的合并行为,延长裂纹扩展寿命。     

涡轮盘销钉孔损伤容限分析新方法及其应用

本文提出温度及离心载荷作用下三维构件损伤容限分析方法。该方法采用新型双重边界元法分析温度及离心力载荷作用下的涡轮盘三维裂纹应力强度因子 (SIF) ,并结合 Paris公式及 Euler法获得涡轮盘销钉孔边裂纹扩展形状及裂纹扩展寿命 ,进而采用二次估计方法获得涡轮盘裂纹扩展寿命修正值。利用新型双重边界元法分析了销钉载荷、温度场、裂纹形状对轮盘孔边三维裂纹应力强度因子的影响 ,并对以往涡轮盘销钉孔边裂纹扩展寿命分析工程方法的近似性进行了讨论。文中算例表明采用本文方法分析复杂载荷三维裂纹扩展寿命具有效率高、建模方便的优点。     

直接时效GH4169高温合金疲劳裂纹扩展性能试验

对直接时效GH 4169高温合金的疲劳裂纹扩展性能进行了试验研究。分别研究了厚度、温度、应力比等因素对直接时效GH 4169高温合金疲劳裂纹扩展性能的影响。结果表明,在410 mm的厚度范围内,厚度对直接时效GH 4169高温合金疲劳裂纹扩展性能几乎没有影响,但厚度为2 mm且应力比为0.1时其裂纹扩展速率稍有下降;应力比对直接时效GH 4169高温合金疲劳裂纹扩展的影响随着应力比的提高逐渐减小;温度的提高对直接时效GH 4169的裂纹扩展速率有明显的加速作用,但是随着应力强度因子范围的增加,其影响逐渐减小,氧化作用是加速其裂纹扩展的主要机理。      

单峰过载下的疲劳裂纹扩展厚度效应研究

进行了国产2024-T 351 铝合金在单峰过载条件下试样厚度对疲劳裂纹扩展性能影响的试验和分析研究。结果表明: 试样厚度对裂纹扩展迟滞有明显的影响; J. B. Chang 模型中的过载截止比不是材料常数, 它还和疲劳裂纹扩展的应力状态、载荷序列及试样厚度等因素有关。厚试样有较大的过载截止比, 用J. B. Chang 模型进行疲劳裂纹扩展寿命预测时应采用相应试样厚度的过载截止比。     

基于晶体塑性的涡轮盘短裂纹扩展模拟方法

针对低周疲劳载荷下发动机涡轮盘早期短裂纹扩展行为,提出适用于工程结构的耦合晶体塑性（CP）理论和扩展有限元方法（XFEM）的多晶短裂纹模拟方法。该方法采用晶体内总累积分解切应变作为裂纹扩展判据并使裂纹沿最活跃滑移系对应的滑移平面传播。框架采用子模型技术/分区域网格细化以及宏-介观本构结合的方法解决真实工程结构和微观模型尺度不匹配的问题,在可接受的计算代价下预测了涡轮盘危险截面处的短裂纹扩展路径及速率。结果表明该结构内早期裂纹生长路径及速率受到晶体取向的影响而出现较大分散性,同时验证了基于CP-XFEM的框架在预测工程结构短裂纹扩展寿命及分散性上的可行性。      

FGH97粉末高温合金缺口试样小裂纹闭合特性数值模拟

采用有限元方法研究了FGH97粉末高温合金缺口试样小裂纹的塑性诱导裂纹闭合效应,分析了网格单元尺寸、缺口形式及外载大小、应力比和本构模型对裂纹闭合的影响,同时采用Walker公式计算裂纹扩展速率,并和试验结果进行对比以考察有限元方法的准确性。结果表明:当前塑性区尺寸大于10倍裂纹尖端网格单元尺寸时,裂纹闭合程度会趋于收敛;缺口形式在裂纹闭合未稳定前会产生影响,外载荷将决定闭合程度的稳定值;应力比的增大会降低裂纹闭合程度直至消失;相对于理想弹塑性本构模型,多线性弹塑性本构模型对网格的依赖性较低。缺口试样小裂纹扩展试验结果表明:考虑裂纹闭合效应之后,裂纹扩展速率计算结果与试验符合良好。      

平稳随机载荷历程下的疲劳裂纹扩展规律预测

工程中多数裂纹构件的受载是随机的,为了更合理、更准确地预测出服役裂纹构件的剩余寿命,针对裂纹构件承受平稳随机载荷且载荷历程的具体特征、载荷水平及载荷作用频度未知的情况,提出了一种预测疲劳裂纹扩展寿命的新方法。该方法根据一段时间对裂纹扩展情况的跟踪观测,推断裂纹扩展规律,实现疲劳裂纹扩展剩余寿命预测。根据应力大小与载荷作用频度是否均已知,将该方法分为两阶段观测法与单阶段观测法。结合一个具体的工程案例,详细阐述了该方法的应用,且验证了其可行性。所提出的方法应用方便、操作简单,可作为工程中预测疲劳裂纹剩余寿命的一种依据。     

多孔多裂纹平板的疲劳裂纹扩展试验与分析方法

飞机结构广布疲劳损伤是目前大型客机损伤容限设计与分析的难点。通过试验研究了典型多孔多裂纹2024-T3铝合金平板的裂纹扩展行为。试验结果表明：相邻孔边裂纹之间的相互干扰明显降低了共线多裂纹平板的疲劳裂纹扩展寿命。就本文研究的典型多孔板,所有孔边都出现了等长裂纹这一极端情况,其裂纹扩展寿命是单孔平板孔边裂纹扩展寿命的10%左右。本文采用Eshelby夹杂理论和权函数法给出了典型多孔多裂纹问题的应力强度因子近似解析解,并结合Paris裂纹扩展公式预测疲劳裂纹扩展寿命。与采用有限元法获得应力强度因子并预测多孔多裂纹板的疲劳裂纹扩展寿命进行对比,对比结果表明：采用解析解和有限元解获得的应力强度因子预测的疲劳裂纹扩展寿命与试验结果吻合良好;相比于有限元法,本文的应力强度因子解法简单、高效,将有助于飞机结构多位置损伤（MSD）的疲劳裂纹扩展寿命预测分析。     

含孔薄板孔边疲劳裂纹的萌生和扩展

 测试了 Ni基高温合金 GH41 69含孔薄板试件不同应力幅下的低周疲劳寿命,给出了孔边最大应力幅相同时,应力集中因子改变对试件疲劳寿命的影响。结合断口 SEM分析,探讨了应力集中条件下,疲劳短裂纹的萌生和扩展方式。试验结果表明,疲劳裂纹以滑移方式在孔壁与试样表面相交的棱上萌生;萌生期依赖于孔边应力幅的大小,与孔径无关。但疲劳裂纹扩展速率与孔边局部区域的应力分布有关。在孔边应力幅相同的情况下,孔边应力集中因子较大的试样裂纹扩展速率大,疲劳寿命分布带略低于孔边应力集中因子较小的试样。短裂纹阶段,疲劳裂纹以角裂纹的形式向内扩展;长裂纹阶段,疲劳裂纹以穿透裂纹的形式进行扩展。稳定扩展阶段疲劳裂纹以穿晶的韧性撕裂方式发展,但在靠近失稳扩展区域疲劳裂纹呈准解理断裂方式扩展。试验未观察到疲劳短裂纹群的连接与合并现象。     

车削表面及微观结构影响小裂纹形核扩展概率模型

车削试件疲劳行为受表面状态及材料微观结构影响显著。为提高对车削件初始寿命及分散性的预测精度,将车削表面粗糙度、残余应力及材料微观结构作为输入参数,提出综合考虑以上因素影响的随机小裂纹形核扩展概率模型。针对高温合金X材料,在开展试验的数据基础上,识别刀痕深度、残余应力及晶粒尺度随机分布参数,并建模,进而识别了晶体塑性本构、小裂纹形核及扩展模型参数。对高温合金X盘坯不同晶区取样等直棒试件宏观裂纹的萌生过程仿真结果表明：当前模型各晶区仿真寿命抽样分布±2σ区间全覆盖相应试验寿命,且寿命均值在试验寿命均值1.1倍分散带内。此外,模型仿真的萌生裂纹宏观形貌与试验观测断口形貌相仿。