广义断裂等寿命曲线与二维门槛值概率分布

根据疲劳等寿命曲线思想,首次提出广义断裂等寿命ΔKth-Kmth曲线概念及其表达式,该公式具有明确的物理意义,并能合理表达疲劳裂纹扩展门槛值均值与幅值之间的关系,用以确定二维门槛值概率分布;根据相关系数优化法建立了该公式的参数估计方法,并给出了具有可靠度p的广义断裂等寿命p-ΔKth-Kmth曲线公式,以广义p-ΔKth-Kmth曲线为基础首次导出了二维断裂门槛值概率分布,最后,分别以LY11和40CrNiMoA材料为研究对象,各进行了3组不同应力均值下的门槛值试验,并运用该方法对上述试验结果进行了可靠性分析,发现精度良好.     

表面裂纹三维弹塑性有限元分析

本文用三维弹塑性有限元计算了含表面裂纹均匀拉伸板在不同载荷大小下的弹塑性位移场、应力场和裂纹尖端塑性区等。计算结果表明:裂纹张开位移具有良好的线性段;对称面和前表面不是处于平面应变和平面应力状态,它们的塑性区用二维情况下的Irwin公式估计误差很大;裂纹尖端塑性区随着载荷的增加,后自由表面的影响也增加;体内大部分区域近似于无裂纹的轴向拉伸应力状态,仅在相当靠近裂纹尖端地区才有较强的塑性约束;裂纹顶端的第三维正应力也具有奇异性。这些结果对于表面裂纹的断裂、疲劳特性研究具有一定的参考价值。     

夹持边界条件下表面裂纹应力强度因子求解

为了进行试验室条件下表面裂纹扩展行为研究,需要进行试验机夹持边界条件下的表面裂纹应力强度因子求解.通过对夹持特点的分析,将其等效为均匀拉伸和弯矩的共同作用,并使得试件端部转角为0°.以自由均匀拉伸和纯弯载荷作用下表面裂纹应力强度因子解的Newman-Raju公式为基础,计算得到了等效模型弹性位能表达式,应用卡氏第一定理求得了弯矩与拉伸载荷的关系,采用叠加原理得到了夹持边界条件下表面裂纹应力强度因子解.为了验证解的适用性,采用Abaqus软件计算得到夹持边界条件下若干典型表面裂纹的应力强度因子数值解,对比表明了提出的应力强度因子解法是足够精确的.随后探讨了裂纹形状、试件长厚比等对夹持边界条件下应力强度因子修正因子的影响规律.     

耐久性分析相对小裂纹扩展速率公式的参数确定方法

结构细节相对小裂纹扩展速率公式是采用概率断裂力学方法进行结构耐久性分析的关键。针对目前需进行多个应力水平下的成组疲劳试验以确定相对小裂纹扩展速率公式适用范围和参数的问题,首先,通过将应力强度因子修正系数展开为多项式,基于材料稳定裂纹扩展段的裂纹扩展速率公式得到了耐久性分析的相对小裂纹扩展速率公式。然后,以受远场均匀拉伸载荷作用的中心圆孔板为对象,分别基于应力强度因子近似解和FRANC3D软件进行裂纹扩展分析,得到相对小裂纹尺寸范围及对应裂纹扩展参数的确定方法。最后,进行了3种试件在等幅交变应力下的耐久性试验,验证了该方法的正确性。      

Al—Li—Cu—Mg—Zr合金的断裂形态和断裂韧性

采用单边缺口三点弯曲试样测定了Al-Li-Cu-Mg-Zr合金的断裂韧性。还测量了拉伸性能和硬度。着重分析了裂纹形态和断口形貌。讨论了裂纹偏斜和分叉对裂纹尖端的屏蔽作用,分别计算了本征的和非本征的断裂韧性值。     

局部配置法求解TBC界面裂纹应力强度因子研究

主要探讨了应用局部配置法求解拉伸载荷下和热载荷下陶瓷隔热涂层界面裂纹的应力强度因子的方法.对于陶瓷隔热涂层,其陶瓷层与粘结层之间的界面裂纹的应力强度因子是复型的,它包括应力强度因子的模和相位角.其求解与传统均质材料的应力强度因子是不同的.     

航空发动机机匣损伤容限评估及剩余寿命预测

使用有限元的方法,建立了某航空发动机机匣安装座处局部模型,计算得到了不同尺寸裂纹的应力强度因子的形状因子Y.基于BS7910评定方法,利用失效评估图(FAD,Failure Assessment Diagram)确定了机匣安装座结构在工作应力下的可接受裂纹尺寸为84.8 mm,结构的剩余强度随裂纹尺寸的增加而显著降低,焊缝较母材具有更低的损伤容限和剩余强度.使用缩小宽度模拟验证件模拟工作状态载荷进行了验证试验,当裂纹尺寸与试样宽度比值较小时,与模拟验证件的评估结果基本吻合.根据Paris公式,构件在工作应力下的剩余寿命为74 238周次.      

航空铝合金弹塑性状态疲劳裂纹扩展速率试验

研究含长裂纹薄壁结构弹塑性状态下的裂纹扩展规律对于保证机体结构安全具有重要意义.设计了民机用铝合金大宽板裂纹扩展速率测试用试验件和夹具,进行了2024-T3和7075-T6两种铝合金大宽板弹塑性状态下裂纹扩展速率测试.讨论了应力强度因子变程(ΔK)和裂纹中心线处的张开位移变程(Δδ)作为弹塑性状态下裂纹扩展速率表征参量的适用性.研究结果表明:中、高级应力水平作用下,含长裂纹铝合金大宽板裂纹进入快速扩展阶段,裂纹扩展ΔK~da/dN曲线发生明显转折,不能用Paris公式拟合.在裂纹扩展后期,Δδ~da/dN曲线在双对数坐标下呈线性关系,可用Δδ~da/dN关系曲线来表征弹塑性状态下铝合金的裂纹扩展速率.     

论铝合金应力腐蚀DCB试样中的残留应力

测定了不同热处理状态LC4合金DCB试样中的残留应力。测定和计算了残留应力对裂纹尖端应力强度因子的贡献K_(1R)。试验证明,当K_(1R)值高于材料的K_(1SCC)值时,无外载荷的DCB试样中的裂纹能够应力腐蚀扩展到试样末端。进行160℃时效或予变形,能够消除淬火残留应力的大部分。     

基于修正M-K模型的铝合金板材成形极限图预测

为准确预测AA7075-O铝合金板材的成形极限,将韧性断裂准则和传统M-K模型相结合,提出一种基于韧性断裂准则的修正M-K模型.利用单向拉伸模拟和试验相结合的方法,提取危险单元的应力应变历史并代入C-L韧性断裂准则中,得到材料常数.基于单向拉伸试验所得成形极限点,通过MATLAB编程得到修正M-K模型的初始厚度不均度.在常温下,以单向拉伸、宽板弯曲、液压胀形试验获得AA7075-O铝合金板材的成形极限曲线,与修正M-K模型和传统M-K模型计算得到的理论成形极限曲线进行对比,验证了修正M-K模型的可行性和准确性.      

裂纹扩展阻力曲线与试样厚度关系

在有关裂纹扩展理论阻力曲线研究的基础上,给出了阻力曲线与试样厚度关系的数学表达式.利用少量试验结果,根据最小二乘方法即可确定表达式中的参量.通过这一表达式,可以计算任意厚度下的阻力曲线方程,从而获得该厚度对应的阻力曲线.这一数学表达式得到了试验结果的验证,并可补充现有手册中试验数据之不足.      

裂纹扩展寿命安全可靠性分析模型研究

通过分析影响裂纹扩展寿命的多个随机因素,就目前较为常用的裂纹扩展寿命安全可靠性分析模型进行比较.在此基础上,本文提出了一种新的模型--裂纹扩展寿命~断裂韧度可靠性分析模型,该模型基于目前比较公认的裂纹扩展寿命分布和断裂韧度分布特性,为工程界进行含裂纹结构的概率损伤容限评估提供一定的理论依据.     

湿热对单向复合材料层板断裂韧性及疲劳裂纹扩展的影响

就湿热(70℃,相对湿度RH100％)环境对T300/914C石墨/环氧单向复合材料层板层间断裂韧性的影响进行了研究。用扫描电镜对断口形貌进行观察,不论是湿热处理的或是室温放置和经干燥处理的,断口形貌无明显差异。我们还对上述DCB试样在交变载荷作用下裂纹的扩展行为进行了研究。找出了裂纹扩展速率da/dN与最大循环应变能释放率G_(Imax)关系式da/dN=A·G_(Imax)~B中的A和B两个常数的数值。经湿热处理的DCB试样疲劳裂纹扩展速率与干燥试样相比有所降低。我们分别用断口形貌、断裂机理和断裂力学原理分析了湿热环境对复合材料性能的影响。     

飞机结构多部位损伤发生的可能性分析

基于疲劳统计学与断裂力学的基础,利用已有的飞机单细节结构试验结果,提出一种定量计算飞机结构发生多部位损伤(MSD,Multiple Site Damage)可能性的方法.该方法简化了飞机结构发生MSD可能性的计算,为飞机结构的安全性评估提供基础.该方法认为单细节的裂纹萌生寿命服从正态分布或对数正态分布.对于多细节的飞机结构,到某一时刻,当2个或2个以上细节萌生裂纹时,则认为该结构发生了MSD.给出了具体的方法介绍和理论推导,并给出了一个具体的计算示例,得到MSD产生概率与应力水平的关系曲线.计算结果表明,该方法计算合理,较符合实际情况,利于工程应用.      

血管的新应变能函数(Ⅰ)

首先提出并且验证了可被应用于大变形计算的描述血管非线性应力-应变关系的新的本构理论.其推导的数学基础是假设应力-应变关系可以用张量多项式来表示.通过对比可以发现,拟合结果与试验数据完全吻合,并且优于已有的指数形式的表达式.为降低Taylor展开式的次数,对级数进行了修正,并且针对不同的拟合过程和方法进行了讨论.      

基于遗传进化算法反演吸波结构电磁参数

对多层吸波结构中未知参数层的电磁参数进行了反演.根据传输线理论确立的多层结构电磁参数与反射/透射系数的关系,建立正向反射率计算模型,根据自由空间法原理搭建的测试平台测量得到多层吸波材料不同入射角度下的反射率信息,利用改进的遗传进化算法获取了多层吸波结构中未知参数层的电磁参数.在遗传进化过程中,采用高斯随机数代替基本遗传算法的均匀随机数,避免了传统网络参数法厚度谐振、多值性问题和基本遗传算法易陷入局部最优点的问题.与传统传输/反射法结果的比较,验证了这种方法的可靠性.这种方法同时适用于计算高、低损耗介质材料的电磁参数.