三维疲劳裂纹扩展仿真的双重边界元法

运用双重边界元方法求解三维疲劳裂纹前沿的应力应变场,基于Forman理论、最小应变能密度法和Elber模型,采用增量步裂纹扩展分析方法,并根据裂纹几何形状的改变,对裂纹面进行网格重划分和迭代计算,模拟了三维裂纹的扩展和预测裂纹扩展寿命.获得了裂纹前沿各点的扩展长度、扩展方向和应力强度因子等特征量.扭力轴表面裂纹扩展的应用实例表明该方法正确合理.     

一种用于疲劳裂纹扩展数学模型研究的优化方法

在研究反映某类实验结果特性的数学公式或数学模型时，通常采用最小二乘法或其他微分方法对实验点进行曲线拟合。然而上述方法往往受到数学模型函数的可导性、连续性以及微分方程求解之难易程度的限制。本文通过引入工程设计中的优化方法，分别对室内空气环境下铝合金材料疲劳裂纹扩展的数学模型，以及在３．５％ＮａＣｌ水溶液浸泡下该材料腐蚀疲劳裂纹扩展的条件下，采用优化方法可方便地得到与其对应的疲劳裂纹扩展的（ｄａ／ｄＮ     

钛合金高压气瓶表面裂纹疲劳试验的结果分析和使用寿命估计

该文对TC-4钛合金高压气瓶表面裂纹疲劳试验结果进行了分析,给出了气瓶的疲劳裂纹扩展速率(da)/(dN),并与气瓶瓶料试样的测试结果进行了比较。最后选用几种方法对气瓶的疲劳使用寿命作了估计和分析。     

基于数值模拟的孔构件挤压强化疲劳寿命预测

为研究飞机机身7050铝合金孔构件挤压强化后的疲劳增益，采用数值模拟与试验研究相结合的方法，对孔构件的挤压强化过程、疲劳加载过程、疲劳裂纹萌生和裂纹扩展过程进行研究。通过数值模拟探究了孔构件在不同状态下危险截面的应力分布和对应的疲劳行为，分析了残余应力场对疲劳性能的影响，探讨了残余应力与疲劳裂纹萌生和裂纹扩展的内在联系，建立了孔构件挤压强化疲劳寿命数值预测模型。结果表明：孔挤压强化引入的残余压应力可以减小孔构件在受载时孔壁最大拉应力，改变疲劳裂纹的萌生位置，抑制疲劳裂纹萌生和裂纹扩展，提高7050铝合金孔构件疲劳寿命近2倍，疲劳寿命数值预测模型误差在12%以内。     

拉扭加载下疲劳裂纹扩展的试验研究

对航空材料LY12CZ进行了多种比例和非比例拉扭双轴加载下的疲劳试验。采用弹塑性有限元方法对缺口孔边的应力应变进行了分析,探讨疲劳裂纹扩展方向与孔边各应力和应变分量之间的关系。比较分析结果与试验数据得出比例加载下,疲劳裂纹基本上在垂直于最大主应变方向扩展。45°及90°非比例加载下,疲劳裂纹沿着最大剪应变平面扩展。     

轴向共振控制的结构疲劳裂纹扩展分析

针对工程结构共振疲劳问题,提出一种激励频率跟踪随裂纹扩展变化的固有频率的加载方法,并对共振频带激励的裂纹悬臂杆进行理论分析.分析过程中,采用线性弹簧等效裂纹单元,复弹性模量考虑阻尼行为,得到考虑激励幅值、激励频率、阻尼以及裂纹长度等因素的动应力.利用Paris方程模拟裂纹扩展过程,分析阻尼对共振结构疲劳裂纹扩展寿命的影响.结果显示:裂纹扩展使结构共振频率下降;阻尼较小时,阻尼变化对疲劳裂纹扩展寿命的影响并不显著;阻尼达到一定值后,裂纹扩展速率迅速下降,可能发生止裂现象;越低阶模态振动,裂纹扩展速率越大,对应的疲劳裂纹扩展寿命越短.     

一种金属结构裂纹监测的薄膜传感器设计

针对金属结构服役过程中裂纹实时监测的需求,设计了一种基于电位法原理的裂纹监测薄膜传感器。首先,建立了该薄膜传感器的有限元模型并对传感器输出特性进行了仿真分析。仿真结果表明:通过分析各监测点之间的电位差变化可以判断裂纹扩展方向和长度。其次,应用离子镀技术在铝合金中心孔试件表面制备了薄膜传感器,薄膜传感器与基体表面结合良好。最后,进行了基于薄膜传感器的裂纹监测试验。实验结果表明:通过分析相邻两次监测数据的变化程度可以判断裂纹所处的扩展阶段。     

飞机连接耳片故障诊断疲劳损伤评估专家系统

连续耳片是飞机上的重要部件，其使用环境恶劣，极易出现故障引起失效。本文根据大量的数据、表格和曲线，用Delphi程序设计构造了专家系统的知识库及推理机，从静强度、疲劳强度、疲劳寿命、断裂损伤、临界裂纹及裂纹扩展寿命等方面，结合材料性能、表面加工、干涉配合、大气环境及表面强化等因素，对飞机连接耳片进行疲劳损伤容限的评估。提出了用剩余强度裕度、疲劳裕度、断裂判据、临界裂纹长度、挤压系数、耳片疲劳额定许用基准值、耳片孔边单裂纹综合构形因子、耳片几何因子、耳片试验试件系数、试验可靠性系数、置信系数和特征寿命等参数进行评估的方法。     

阳极氧化对7075铝合金疲劳性能的影响

研究了铬酸与硫酸阳极氧化对7075铝合金疲劳性能的影响,结果显示,铬酸阳极氧化在ΔK较小时,能显著降低7075-T6铝合金在空气中疲劳裂纹扩展速率以及在3.5%NaCl溶液中的腐蚀疲劳裂纹扩展速率,而在ΔK较大时对疲劳裂纹扩展的速率几乎没有影响,却使腐蚀疲劳裂纹扩展速率明显增加.在实验室空气中经铬酸阳极氧化的铝合金的疲劳断口裂纹扩展的皱褶更为细致,腐蚀疲劳断口则几乎见不到裂纹扩展形成的辉纹.还发现ΔK在300～700 N/mm3/2之间,硫酸阳极氧化使7057-T6铝合金疲劳裂纹的扩展速率增大,只是当ΔK较大时增加的幅度不是十分明显,却能在较宽的ΔK范围内显著降低铝合金腐蚀疲劳裂纹的扩展速率.     

确定疲劳裂纹扩展理论门槛值的方法

归纳介绍了确定疲劳裂纹扩展理论门槛值△KthT的方法，特别对利用疲劳裂纹扩展速率表达式，根据da/dN-△K试验数据外推确定△KthT的三种方法作了较为详细的介绍，并用四套试验数据进行评估，结果显示，如果所采用的表达式能够正确反映近门槛值区域的疲劳裂纹扩展规律，且参与外推的试验数据中又包含了足够多的近门槛值区域的数据点，这类方法获得的结果是基本一致的。     

疲劳裂纹扩展门槛值试验方法的探讨

本文就恒K控制的K梯度法疲劳裂纹扩展门槛值试验的实施方法。从硬件、软件及数值处理等方面进行了探讨,提出了用软、硬件滤波相结合的方法来减小裂纹长度测量值的波动,以提高试验的测量与控制精度。同时讨论了采用通用性较好的能描述全过程的疲劳裂纹扩展速率表达式进行外推估计疲劳门槛值的方法及其实际应用。本文也指出用王永廉提出的表达式将包含有低速扩展段数据点的试验数据进行曲线拟合外推,即能得到实用的门槛值数据,而试验时间比标准试验要少得多。     

腐蚀环境对LC4CS铝合金疲劳裂纹闭合的影响

采用透射电子显微镜观察了３．５％ＮａＣｌ溶液中的ＬＣ４ＣＳ薄膜试样裂纹扩展，并用俄歇能谱仪对ＬＣ４ＣＳ铝合金边缺口试件在３．５％ＮａＣｌ溶液中腐蚀疲劳裂纹面进行了测试。结果表明，腐蚀介质使薄膜试样理解纹扩展，裂纹面有腐蚀产物生成；腐蚀疲劳裂纹面生成的致密的钝化膜抑制了腐蚀产物的进一步发展，分析认为，３．５％ＮａＣｌ溶液中ＬＣ４ＣＳ铝合金裂纹闭合与干燥空气中相同。     

随机谱下疲劳裂纹扩展的等损伤模型

本文对预测随机谱下疲劳裂纹扩展寿命的等损伤模型进行了较为系统的研讨，在损伤等价原则下导出5种不同形式的等损伤模型，并利用两种材料在两种谱型和两种应力水平下的疲劳裂纹扩展试验数据对其评估。结果表明：对于一般过载效应不强的随机型载荷，等损伤模型的预测精度足以满足工程要求；等损伤模型形式上的不同不会明显影响预测结果。本文还研究了经跑道计数法浓缩处理的简化谱对寿命预测结果的影响。     

拉压、扭转载荷下铸铝合金的亿周疲劳性能研究

应用超声疲劳试验机对铸铝合金2-AS5U3G-Y35在扭转和拉压循环载荷下进行了超高周疲劳性能测试.介绍了超声扭转疲劳试验装置的设计.应用35 Hz常规疲劳试验机和20 kHz的超声疲劳试验机完成应力比R=-1的拉压、扭转疲劳试验,进而研究不同载荷条件、加载频率对铸铝合金超高周疲劳性能的影响.S-N曲线显示,铝合金在105～1010疲劳周次间仍发生疲劳断裂,不存在疲劳极限.断口分析表明,在超高周循环拉压载荷下,疲劳裂纹常萌生于试样次表面材料内部缩孔.与循环拉压载荷下的疲劳断裂机理不同,在循环扭转载荷下疲劳裂纹主要萌生于试样表面,疲劳断裂面为一种典型的沿试样轴向45°的螺旋面,即沿最大主应力平面断裂.扭转疲劳断面清晰的剪切条带表明扭转疲劳断裂实质上是剪切断裂.     

应变测量数据在全尺寸飞机结构疲劳试验裂纹检测中的应用

通过对全尺寸飞机疲劳试验中同一载荷状态下多次重复测量应变数据的统计分析,根据其变化规律和贴片位置,预估飞机结构可能产生裂纹的区域,并利用无损检测确定裂纹的具体位置和长度,为全尺寸飞机疲劳试验探索一种新的裂纹检测方法。     

疲劳裂纹尖端塑性变形的研究

采用弹塑性有限元方法研究了疲劳裂纹尖端的塑性区形状和尺寸以及加载与卸载过程中裂纹面形状的变化，通过比较相同条件下静态裂纹与疲劳裂纹面张开位移的差异，研究了疲劳裂纹尖端尾纹中残留塑性变形的形成，讨论了裂纹尖端尾纹中残留塑性变形对裂纹闭合现象的影响。     

腐蚀条件下结构耐久性分析裂纹扩展规律研究

建立了考虑腐蚀影响的耐久性分析相对小裂纹扩展公式。将腐蚀条件下结构使用过程简化为相互独立的停放预腐蚀和腐蚀疲劳过程。以一般环境下的耐久性分析相对小裂纹扩展公式为基础。考虑地面停放环境和腐蚀疲劳的影响。引入地面停放预腐蚀影响系数和腐蚀疲劳影响系数，建立腐蚀条件下考虑环境影响和应力水平的裂纹扩展模型。为腐蚀条件下结构耐久性分析奠定基础。