裂尖残余压应力与超载截止比

 <正> 不同应力比下裂纹超载截止比γ_s是随机谱载下裂纹扩展寿命估算中常用的一组重要参数。目前的一些经验公式用于计算应力比R<0,尤其R<-1时的γ_s显得不合理。为此,本文提出残余压应力消失条件,并用之于γ_s的计算,使得R<0时γ_s的计算更趋合理。 1.问题分析 从力学角度分析,超载迟滞乃至超载截止现象发生的原因均在于裂纹面上与裂尖前方存在残余压应力。裂纹扩展进程中,正的峰值应力是残余压应力产生的根源,负的谷值应力则能减弱以至消除之。残余压应力完全消失时则有,γ_s=+∞,也即不发生超载截止。     

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。     

疲劳应力变幅的断口反推研究

通过对18Cr2Ni4WA钢在不同应力比和不同载荷下的疲劳裂纹扩展速率试验,拟合得Paris关系式,然后对试验断口进行疲劳条带宽度S(微观裂纹扩展速率)测量,将疲劳条带宽度值代入拟合的Paris关系式中,反推计算断口试样的疲劳应力变幅.结果表明,疲劳条带宽度只在疲劳裂纹扩展的一定阶段与宏观裂纹扩展速率相等,选择该阶段的数据点进行疲劳应力变幅反推计算,相对误差在10%以下;数据点是否位于宏、微观裂纹扩展速率相等的阶段,可由S～yπa双对数座标S形曲线判定,并发现由于裂纹扩展速率的误差传递系数小于0.5,计算结果对裂纹扩展速率测量的相对误差不敏感.     

用弹塑性有限元法求解脉动循环载荷有超载时裂尖前方的应力、应变分布及塑性区的大小

 本文用弹塑性有限元法求解了理想塑性材料在三个脉动循环载荷下有超载时裂尖前方的应力、应变分布及塑性区的大小。文中用平均刚度法、一阶自校正法进行了计算,讨论了这两种方法的优缺点。结果表明,当有超载时裂尖引起很大的残余压应力,使固有塑性区尺寸大大缩小,从而在一定的条件下,可使裂纹扩展延缓。计算结果与H.Miyamoto~[1]的结果作了比较,得到相当满意的吻合。     

TC17钛合金激光喷丸应力场及支持向量机应力热松弛模型

对TC17钛合金进行了不同功率密度下激光喷丸强化,使用X射线衍射仪测试了激光喷丸冲击波诱导的残余压应力场的分布,测试了不同温度真空保温下残余压应力的热松弛规律,最后基于支持向量机理论建立了残余压应力热松弛预测模型,并用试验结果对模型进行验证.研究表明:TC17钛合金在功率密度为4GW/cm2时表层残余压应力场最佳;残余压应力在280℃和450℃真空保温150min后分别有11.24%和27.11%的松弛;在280℃和450℃交替保温160min后应力松弛33.9%;残余压应力在试验温度保温160min后有大部分剩余,可以有效提高TC17钛合金抗疲劳性能、基于支持向量机的预测模型能够较精确的表征TC17钛合金的应力松弛规律,满足工程使用要求,对其他材料表层残余压应力热松弛分析具有借鉴意义.      

喷丸强化7475-T7351铝合金的小裂纹行为和寿命预测

对7475-T7351铝合金进行了喷丸强化和未喷丸(机械加工后抛光)单边缺口拉伸(SENT)试样的小裂纹扩展行为试验研究,利用权函数法(WFM)和叠加原理分析计算了三维表面小裂纹在外加载荷和残余应力场联合作用下的应力强度因子(SIF),并将其加入到基于裂纹闭合的小裂纹扩展分析程序FASTRAN3.9中,采用该程序预测了均布外载荷σmax=160MPa、R=0.06下,喷丸强化和未喷丸SENT试样自然萌生裂纹扩展的a-N曲线。研究发现喷丸强化残余压应力对疲劳小裂纹扩展速率的降低是疲劳寿命延长最主要的原因,采用基于裂纹闭合的小裂纹扩展分析方法能够较好地定量描述喷丸强化的疲劳延寿作用。     

单边缺口拉伸试样喷丸强化残余应力及其三维应力强度因子分析

采用有限元计算软件ABAQUS/Explicit建立40Cr钢单边缺口拉伸(SENT)试样喷丸强化的三维有限元模型,分析各喷丸参数与强化后残余应力场的关系。用三维裂纹权函数法求解了三维表面裂纹在喷丸残余应力场下的应力强度因子,并分析各喷丸参数对残余压缩应力强度因子K_res的影响。计算结果表明:当裂纹尺寸较小时,表面残余压缩应力越大,残余压缩应力强度因子绝对值-K_res越大;随着裂纹尺寸的增加,残余压应力层越深,-K_res最大值的发生位置也越深;当裂纹达到一定尺寸时,-K_res受残余压应力场深度变化规律的影响,即残余压应力场的深度越大,-K_res越大。     

冷挤压孔边残余应力场中裂纹的应力强度因子

 本文给出了复杂应力场中圆孔边穿透裂纹问题的权函数解析解和各种基本载荷作用下孔边裂纹的应力强度因子计算公式。并据此计算了冷挤压孔边残余应力场中裂纹的应力强度因子,进而讨论了裂纹在外载荷和残余应力共同作用下疲劳扩展的特点。     

航空发动机火焰筒疲劳裂纹扩展规律

利用合理的温度场、载荷谱,计算了火焰筒气膜唇边裂纹在扩展过程中最大应力强度因子Kmax的变化规律,利用Pearson经验公式预估了火焰筒热疲劳裂纹扩展速率,并给出了应力强度因子、裂纹扩展速率的初步分析结果.     

短周期谱载荷作用下的疲劳裂纹扩展估算

本文公式系由线性累积损伤寿命公式乘以一个考虑超载迟滞效应的修正系数而构成的。 1.公式推导 Walker裂纹扩展方程为 da/dN=c(ZK_(max))~n (1)式中c,n,q及u为材料常数;R为应力比。 应力强度因子可以表示成式中,σ_(max)为垂直于裂纹的外加毛应力;Y为构型系数,它与裂纹长度有关。 当考虑超载迟滞效应时,Wheeler模型可以表示为     

裂纹扩展中名义压缩载荷部分的作用

 本文意图:从总体上揭示名义压缩载荷在裂纹扩展各阶段中的作用。文中以现有资料为基础,针对典型载荷情况,对循环载荷的名义压缩部分在裂纹起始、短裂纹和长裂纹扩展阶段中的作用进行了分析。在两处关键的地方补充做了新的试验工作。发现名义压缩载荷部分在裂纹扩展各阶段、各种载荷谱作用下,对疲劳寿命起着非常不同的作用。指出有效尾迹塑性区长度ι_o这个参数起着重要的作用。     

断裂力学在直升机桨毂上的应用

 本文用实验方法,得出了计算弯曲载荷下含表面裂纹圆轴、圆筒的应力强度因子（K_I）的表达式,并按照裂纹面积扩展率公式,分析了直升机桨毂转轴轴颈的临界裂纹面积和剩余疲劳寿命。为了校核断裂力学分析的可靠性,模拟飞行状况进行了实际桨毂支臂转轴轴颈的疲劳试验。实验结果与计算结果相当符合。     

用再结晶法研究超载对疲劳裂纹扩展的效应

 本文用再结晶法测定了等幅循环载荷中施加超载后在裂纹尖端发生的高应变区内的塑性应变,求得了此区域的各参数与J积分、裂纹尖端张开位移CTOD及超载对疲劳裂纹扩展的延缓效应。实验结果表明,用再结晶法研究超载对裂纹扩展的延缓效应是一种很有效的方法。     

飞机起落架用钢贝氏体组织的屈强比问题

本文根据强度设计规范要求和试验结果,指出飞机起落架用钢在满足屈强比σ_(0.2)/0_h>0.67的条件下,以适当降低该值更为行利。对40CrMnSiMoVA钢的研究证实,σ_(0.2)和σ_(0.2)/σ_h值在循环载荷作用下并非恒值。贝氏体组织较低的σ_(0.2)/σ_h值使其发生循环硬化,从而减轻钢的缺口敏感性并延长其疲劳裂纹形成寿命,同时具有更为明显的超载延寿效果。     

基于整机试车的涡轮叶片高低循环复合疲劳试验技术

针对航空发动机涡轮叶片同时承受高循环载荷和低循环载荷的特征,以小推力涡喷发动机为研究对象,搭建了基于引电器的涡轮叶片动应力测量系统,利用数值模拟和试验测试结合的方法,实现了高度为30mm的涡轮叶片在40000r/min转速、950℃环境温度条件下的动应力测量,并以此为基础发展了整机高低循环复合疲劳试验方法,开展了高压涡轮叶片高低复合疲劳整机试验。研究结果表明,该型发动机转速在34920r/min时,叶片高循环振动应力达到112.7MPa,带来了涡轮叶片的高循环疲劳损伤且是引起涡轮叶片产生裂纹的主要因素,低循环疲劳载荷是导致裂纹扩展的主要因素,两者综合作用会显著影响涡轮叶片寿命。      

对Willenborg以及Maarse迟滞模型的改进及其在Ti-6Al-4V合金中的应用

疲劳裂纹扩展中超载迟滞效应的计算精度与迟滞模型本身所选用的塑性区公式密切相关,为此,本文提出了塑性区修正公式,用它来代替Willenborg模型和Maarse模型中的原塑性区公式。并将原Maarse模型中按△K_(eff)处理得出的材料常数C~*和n~*,改用恒幅下的材料常数C和n来计算。通过对Ti-6Al-4V钛板超载迟滞效应的计算,表明经本文改进后的模型,不仅比原模型的计算精度有了显著的提高,而且使用更为简便。     

固体火箭发动机内弹道性能预估方法的研究

 本文介绍两种预估固体火箭发动机内弹道性能的计算方法,重点介绍时-空交替计算方法。为了进行装药计算,采用了作者提出的二维装药通用计算程序,因此使得本文所介绍的内弹道性能预估方法具有通用性。以上计算方法已统一编制成计算机程序,并对三台不同的固体火箭发动机进行了验算,计算结果与试验结果相符合。     

应力腐蚀和氢致裂纹机构

 用抛光的恒位移试样对不同强度的四种低合金钢在各种致氢环境（如电解充氢,H₂和H₂S气体,水.H₂S水溶液等）下,跟踪观察了应力腐蚀裂纹和氢致滞后裂纹的产生和扩展过程。结果表明,当钢的强度和K₁大于临界值后,在任何一种致氢环境中都能产生氢致滞后塑性变形,即随着原子氢的扩散进入,原裂纹前端塑性区及其变形量逐渐增大。当这个氢致滞后塑性变形发展到临界状态时,就会导致氢致滞后裂纹的形核和扩展。 用光滑拉伸试样,弯曲试样,Ⅰ型,Ⅲ型以及Ⅰ-Ⅲ复合型预裂纹试样研究了氢对表观屈服强度的影响。结果表明,对光滑拉伸和预裂纹扭转试样,氢对屈服强度的影响是不明显的。但如试样中存在拉应力梯度（如弯曲试样,Ⅰ型或复合型预裂纹试样）,当钢的强度和进入的氢量超过临界值时,氢就能明显地降低表观屈服强度,这就是氢致滞后塑性变形的原因。根据表观屈服强度对进入的氢量和强度的依赖关系,可以解释K_lscc和da/dt对强度和环境的依赖关系。 研究了变形速度,试验温度以及预先塑性变形程度对氢致表观屈服强度下降的影响。在此基础上探讨了氢使表现屈服强度下降的原因。     

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。