缺口根部小裂纹疲劳扩展特性及闭合效应实验研究

 对LY12CZ铝合金缺口根部疲劳小裂纹闭合特性及扩展行为进行了实验研究。采用光学金相显微镜测量了小裂纹的起裂及扩展。通过测量裂尖后两岸显微硬度压痕随裂纹张开闭合的距离变化,建立了缺口根部角裂纹裂尖附近的裂纹张开位移和载荷的关系,以此确定裂纹的张开应力。根据测得的σ_(op)/σ_(max)及按Newman模型计算的σ_(op)/σ_(max),进行闭合效应修正后算得的小裂纹疲劳扩展速率与实验结果基本符合。在小裂纹的情况下,所得结果与Newman方法所得结果相比,更为接近实际情况。     

恒幅加载下7475-T7351铝合金的疲劳裂纹扩展行为

 本文进行了7475-T7351铝合金板材中心开裂试样恒幅加载宽范围应力比下的疲劳裂纹扩展试验。考虑到裂纹张开应力的确定是基于裂纹闭合概念进行裂纹扩展寿命预测的基础,且在工程应用中需要方便地确定有效应力强度因子变程△K_(ett)。本文通过疲劳裂纹扩展速率da/dN的试验数据导出了所研究材料的裂纹张开应力的经验表达式,进而用有效应力强度因子变程△K_(ett)来联系试验数据,得到对于不同应力比下裂纹扩展行为的统一描述。试验发现,无量纲裂纹张开应力S_(op)/S_(max)随所加最大毛应力水平的提高而降低。 断口分析表明,对于所试验的材料由拉伸型平断口向剪切型斜断口的转变主要受△K_(ett)控制,并注意到由拉伸型向剪切型裂纹增长的过渡对应着S_(op)/S_(max)增加的趋势。     

无限大板孔边双裂纹应力强度因子和裂纹面张开位移

针对航空结构中常见的孔边裂纹问题,利用Muskhelishvili复变函数法和有限截项法计算了无限大板内圆孔边任意长度双裂纹在任意角度远场均布拉伸应力情况下的复合型应力强度因子和裂纹面张开位移,并与相关文献的计算结果进行了对比。通过对应力强度因子计算数值的拟合,得到了无限大板内圆孔边任意长度共线双裂纹在远场应力作用下的应力强度因子拟合方程。结果表明,应用复变函数法和有限截项法计算应力强度因子和裂纹面张开位移,不仅适用于无限大板内孔边裂纹对称的情况,孔边裂纹不对称时同样适用,在工程断裂问题中有较好的应用价值。     

基于权函数法的应力强度因子计算和断裂评估

仅利用一个参考载荷,建立一种近似公式来计算共线裂纹和中心裂纹的张开位移。通过该方法确定的裂纹面张开位移及其偏导与精确解之间吻合良好。该方法将中心裂纹的权函数计算模型简化为形状因子和裂纹面张开位移偏导之间的积分。基于权函数法,研究了带中心裂纹的旋转叶片的应力强度因子与裂纹长度、位置、转速及转动加速度之间的关系。结果发现:应力强度因子随着裂纹长度的增加和裂纹与旋转轴间距的减小而增大;转动加速度对应力强度因子的影响较小;转速的增大会使应力强度因子增大。在断裂力学理论的基础上,建立了断裂控制准则,计算表明叶片的临界转速随着裂纹长度的增加而降低。     

超声疲劳裂纹扩展性能的计算与分析

简述了超声疲劳试验机的工作原理以及应用超声疲劳试验技术研究工程结构材料疲劳裂纹扩展性能的实验方法。通过三维有限元计算及动态模态分析,研究了包括整体裂纹扩展试件及聚能器在内的振动体的应力、应变场和位移场,导出了确定裂纹尖端应力强度因子的位移法和能量法,并对这两种计算分析方法的特点以及所得到的结果进行了分析对比。计算与分析结果表明,应用能量法研究超声疲劳载荷下的裂纹尖端应力强度因子及疲劳裂纹扩展性能,具有简明和计算精度高等突出优点。      

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.     

疲劳裂纹扩展过程中的CTOD相关参量分析

以2524铝合金与激光熔化沉积TC11钛合金为试验对象,开展了不同载荷条件下的疲劳裂纹扩展试验,采用数字图像相关方法(DIC)对裂纹尖端张开位移(CTOD)进行了测量,研究了CTOD、CTOD变程、CTOD塑性分量、CTOD滞回环面积等参量在疲劳裂纹扩展过程中的变化规律,分析了上述参量与疲劳裂纹扩展速率的相关性,提出了一种以CTOD滞回环面积为主控参量的疲劳裂纹扩展速率模型。研究结果表明,CTOD滞回环面积和CTOD塑性分量与疲劳裂纹扩展速率间均存在明确的关联关系,可有效地表征疲劳裂纹扩展中塑性行为的影响;采用CTOD滞回环面积表征疲劳裂纹扩展速率在恒幅与变幅载荷下均具有适用性,且受测量偶然误差的影响更小,在应用中具有一定优势。     

GLALL层板疲劳裂纹扩展特性分析

对玻璃纤维/铝合金混杂复合层板GLALL的疲劳裂纹扩展特性进行了有限元分析, 应用能量法得到了GLALL板铝合金层裂纹尖端的应力强度因子随裂纹长度的变化规律。由于高强度玻璃纤维对铝合金层裂纹的桥接作用, 降低了裂纹尖端的应力强度因子, 因而使得裂纹的疲劳扩展速率也大为降低, 且随裂纹长度的增加基本不变化。计算结果与实验符合很好。      

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。     

FATIGUE CRACK CLOSURE MEASUREMENT OF 2024-T3 SHEET SPECIMEN

ＦＡＴＩＧＵＥＣＲＡＣＫＣＬＯＳＵＲＥＭＥＡＳＵＲＥＭＥＮＴＯＦ２０２４－Ｔ３ＳＨＥＥＴＳＰＥＣＩＭＥＮＷｕＹｉｓｈｅｎｇ（ＩｎｓｔｉｌｕｔｅｏｆＭｅｃｈａｎｉｃｓ，ＣｈｉｎｅｓｅＡｃａｄｅｍｙｏｆＳｃｉｅｎｃｅｓ，Ｂｅｉｊｉｎｇ，Ｃｈｉｎａ，１００...     

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。     

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。     

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。     

一种基于约束因子的超载迟滞模型

在常幅载荷中加入一个超载会明显影响后续一段时间裂纹扩展的速率.要准确预测结构在变幅载荷谱下的疲劳裂纹扩展寿命,必须研究超载对裂纹扩展的影响.现有的变幅疲劳裂纹扩展模型大致可分为屈服区模型、经验的裂纹闭合模型和条带屈服模型.条带屈服模型预测较准确但需要数值迭代求解,计算量大,且程序复杂,不利于工程应用;屈服区模型比较简单...     

基于原子内聚力与表面能等效的内聚裂纹模型

 从非局部连续介质理论出发,采用一种新的理性力学方法对裂纹前缘内聚应力分布规律进行研究。首先,在内聚裂纹表面引入非局部应力边界条件,从而将内聚区内表面诱发张力(非局部表面残余)与内聚应力等价联系起来;然后,利用能量平衡关系,得到仅与表面能密度相关的I型裂纹内聚力新的本构方程。最后,在推导结果的基础上,计算一个具体的脆性断裂算例研究内聚区内表面能与内聚应力随裂纹张开位移(COD)变化的分布规律。由计算结果发现,裂纹尖端应力奇异性消除,且应力最大值不一定出现在裂纹尖端,而是发生在裂纹尖端周围的内聚区内。     

Analysis of crack opening stresses for center- and edge-crack tension specimens

Accurate determination of crack opening stress is of central importance to fatigue crack growth analysis and life prediction based on the crack-closure model. This paper studies the crack opening behavior for center- and edge-crack tension specimens. It is found that the crack opening stress is affected by the crack tip element. By taking the crack tip element into account, a modified crack opening stress equation is given for the center-crack tension specimen. Crack surface displace- ment equations for an edge crack in a semi-infinite plate under remote uniform tension and partially distributed pressure are derived by using the weight function method. Based on these displacements, a crack opening stress equation for an edge crack in a semi-infinite plate under uniform tension has been developed. The study shows that the crack opening stress is geometry-dependent, and the weight function method provides an effective and reliable tool to deal with such geometry depen- dence.     

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。