材料因素对金属疲劳裂纹扩展的影响

先进工艺和材料的发展往往突破了经典断裂力学理论中的宏观均匀各向同性材料假设,使得当前主要关注裂尖力学参数,仅以试验数据拟合参数来考虑材料因素影响的金属材料疲劳裂纹扩展分析方法难以适用.本文首先基于课题组近年来在金属材料疲劳裂纹扩展方面的研究,对材料因素导致的特殊疲劳裂纹扩展行为进行介绍,并对其机理进行分析和总结;然后,...     

三维钝裂纹的边界元模拟和剩余腐蚀疲劳寿命估算方法

提出了一个三维钝裂纹的计算模型,并建立了适用于这类模型的边界元法程序。还利用现有的疲劳裂纹扩展模型,对含三维钝裂纹构件的剩余疲劳寿命估算方法进行了讨论,并对三维钝裂纹在空气和海水中的扩展进行了计算。研究表明,本方法和边界元程序,既适用于三维尖裂纹的剩余寿命估算,也适用于三维钝裂纹的剩余疲劳寿命估算。     

TC4-DT焊接接头Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展实验及模拟研究

拉剪复合载荷作用下,构件中的裂纹呈现复杂的Ⅰ-Ⅱ复合型扩展模式,研究其扩展规律对准确评估构件疲劳寿命具有重要意义。针对TC4-DT钛合金电子束焊接头Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展规律开展研究,设计并加工紧凑拉伸剪切(CTS)试样,通过开展不同加载角度下接头试样的疲劳裂纹扩展实验,得到接头Ⅰ-Ⅱ复合型裂纹的a-N曲线及疲劳裂纹扩展路径。在上述基础上引入Ⅰ-Ⅱ复合型等效应力强度因子并结合Paris公式建立TC4-DT电子束焊接头Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展速率方程。采用扩展有限元法(XFEM)对复合型疲劳裂纹扩展过程进行数值模拟研究,得到不同加载角度下的扩展规律,并与实验结果进行比较。结果表明:不同加载角度下Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹开裂角模拟值与实验结果误差均在10%以内,并且扩展路径均与实验结果吻合;XFEM能够有效预测复合型疲劳裂纹扩展路径。     

疲劳裂纹尖端残余应力场的深度-传感压痕测试与有限元分析

 飞机和发动机等重要装备承力结构在服役过程中通常承受变幅疲劳载荷作用。直接测量和分析由于过载塑性变形而导致的裂纹尖端附近残余应力场,对于较好地理解变幅加载下疲劳裂纹扩展行为,从而改善和发展疲劳寿命预测模型具有重要价值。本文基于微细尺度的深度-传感压痕(DSI)残余应力测量技术,研究了材料疲劳裂纹尖端附近残余应力场的实用测试技术,获得了铝合金中心裂纹拉伸试样在恒幅及单峰疲劳过载作用下裂纹尖端附近的残余应力场分布。同时,还采用弹塑性有限元方法模拟分析了相同疲劳载荷下裂纹尖端附近相应的残余应力场分布。相互验证表明:两种方法获得了基本吻合的结果。     

铝合金表面疲劳裂纹深度测试

本文运用电位降原理测量构件表面疲劳裂纹的深度,建立了外测相对电压值与自然裂纹深度以及缺陷面积之间的联系。同时还给出了描述裂纹在疲劳扩展过程中的前缘位置和瞬时应力强度因子的方法。为对结构进行封闭式断裂分析提供了条件。     

基于小裂纹断裂力学的冷端盘燕尾槽疲劳全寿命预测技术研究

本文通过对航空发动机冷端盘燕尾槽子构件及其材料钛合金ＴＣ１１ 的小裂纹扩展行为和疲劳的试验研究,燕尾槽子构件小裂纹的应力强度因子权函数解的分析研究,并利用塑性诱导的Ｎｅｗ ｍ ａｎ 裂纹闭合模型,建立起从裂纹开始萌生的燕尾槽槽底疲劳全寿命预测模型。结果表明,该模型预测子构件的疲劳寿命的误差在工程所允许的二倍寿命以内     

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。     

新型电子传感器在微裂纹检测中的应用

讨论了金属材料疲劳微裂纹与外逸电子发射的关系,提出了检测微裂纹的新型外逸电子传感器的设计方案,介绍了传感器电子控制电路与IBMPC/XT机的接口电路。实验结果表明,控制电路与接口电路设计合理,传感器测量精度较高、工作可靠。该传感器的研究和设计,可为金属材料微裂纹的无损检测开拓一条新的研究途径。     

有机玻璃疲劳裂纹扩展表达式及控制参量

将用于建立金属材料疲劳裂纹扩展关系式的静态断裂模型引入有机玻璃裂纹扩展行为的研究中,得到了在近门槛区、中部区和快速扩展区都能较好地与实验结果相吻合的疲劳裂纹扩展速率表达式。该关系式揭示了疲劳裂纹扩展速率和应力强度因子与弹性模量、门槛值和断裂韧性之间的内在关系,式中不含无明确物理意义的待定系数,是较为完善的表达式。认为有机玻璃疲劳裂纹扩展的控制参量为 :有效应力场强度因子、门槛值与断裂韧性之比值及最大应力场强度因子与断裂韧性之差。     

基于材料微结构的高周疲劳性能定量表征及关键技术问题

长寿命、高可靠性已成为飞机结构设计的主要目标之一,疲劳失效对材料结构的完整性构成严重威胁.介绍了航空铝合金微结构对高周疲劳失效机制的作用及定量表征的研究现状,重点对材料微结构对多裂纹萌生的作用机制与定量表征、小裂纹转变为长裂纹的临界尺寸的数学描述和高周疲劳裂纹多尺度扩展行为定量表征等方面的研究状况进行了分析,指出了制约微结构对高周疲劳作用的定量表征的关键技术问题.     

成对使用的机翼主要构件可靠性分析

本文综合考虑了飞机构件疲劳与断裂两方面的特性,提出了在计及裂纹漏检条件下计算成对使用的机翼主要构件在任一检查周期内破断全概率的一种可靠性分析方法。并且,以某型后掠式飞机机翼主梁为例,给出了计算结果。     

基于导波原位检测的复合材料疲劳表征与寿命预测研究

随着复合材料在先进飞行器结构中占比的逐渐增加,复合材料在服役过程中力学性能的变化对飞行器整体的安全至关重要。为了实现基于导波原位检测的飞行器复合材料整体部件疲劳评估和寿命预测,首先,从宏观和细观的角度研究复合材料疲劳损伤演化规律;在此基础上,通过分析导波波场信息,探究导波相速度、模态能量比等特征在表征复合材料疲劳方面的潜力;其次,从复合材料损伤机理出发,建立导波相速度与疲劳损伤累积的演化模型;然后,构建深度学习框架,以数据驱动的方式从导波波场中提取疲劳演化特征;最后,提 出基于贝叶斯模型平均方法的疲劳演化模型,对复合材料剩余疲劳寿命进行预测。结果表明：通过提取和分析导波特征信息,可以准确地对复合材料疲劳状态进行表征,结合贝叶斯模型平均方法和置信区间准则,实现了在试件疲劳破坏之前的剩余寿命预测。     

基于材料微观特性的涡轮盘疲劳裂纹萌生寿命数值仿真

 为了研究材料微观特性对结构疲劳寿命的影响,根据Tanaka-Mura疲劳裂纹萌生寿命计算理论,模拟某镍基粉末合金涡轮盘喉道表面疲劳裂纹萌生寿命。利用泰森多边形生成法,模拟微观多晶结构,建立宏-细观模型相结合的三维仿真模型。实现3项关键技术:1)在三维模型中模拟了面心立方晶体中{111}面族的12条主滑移系;2)应用缺口根部裂纹萌生的Tanaka-Mura理论模型模拟一条微裂纹在另一条裂纹尖端萌生;3)模拟了微裂纹的起裂、扩展与联合过程,最终形成一条宏观裂纹。对某表面带刀痕涡轮盘疲劳裂纹萌生寿命数值仿真结果与真盘试验结果相差20%。研究表明,减小晶粒尺寸、降低表面粗糙度、形成表面压缩残余应变以及析出沉淀颗粒都有利于提高涡轮盘的疲劳裂纹萌生寿命。     

变幅载荷对高温合金裂纹萌生及扩展寿命的影响

为了更好地分析航空发动机用高温合金裂纹萌生阶段的变幅载荷对高温材料的低周疲劳裂纹萌生及扩展寿命的影响,将低周疲劳的裂纹萌生过程视作损伤累积过程,基于连续损伤力学建立了低周疲劳损伤累积模型.结合室温下GQGH4169合金的裂纹扩展试验数据,通过有限元建模计算和数值分析方法确定了模型中具体的损伤参数数值,并对裂纹萌生寿命进行了预测.结果表明:该方法不但能准确地预测变幅加载下CT试样的裂纹萌生寿命,而且能很好地反映萌生阶段变幅载荷对裂纹扩展寿命的影响,而且降低了试验成本.     

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。     

镍基高温合金GH4169小裂纹早期扩展的原位疲劳试验

通过原位扫描电子显微镜(SEM)疲劳试验,研究了直接时效GH4169高温合金在室温下的疲劳小裂纹萌生和早期扩展过程.结果表明:在应力比R=0.1的拉-拉疲劳载荷作用下,疲劳小裂纹的萌生寿命仅为全寿命的20%左右.疲劳小裂纹起源于表面夹杂,以半椭圆表面裂纹形状扩展,扩展后期穿透试样一侧形成角裂纹,角裂纹迅速扩展导致试样断裂.疲劳小裂纹的早期扩展易受局部微观结构的影响,扩展速率分散性较大.      

腐蚀疲劳裂纹形成过程中缺口根部阳极溶解的定量分析

 用间接模拟的实验方法 ,对 7475-T761铝合金材料在 3.5% Na Cl溶液中的变形与腐蚀电流的关系进行了研究 ;然后结合局部应变法 ,对 7475-T761铝合金 /3.5% Na Cl溶液体系腐蚀疲劳裂纹形成过程中环境(阳极溶解 )对试件缺口根部的腐蚀量进行了计算 ,并以此对腐蚀疲劳裂纹萌生过程中的阳极溶解作用进行了讨论     

TC17钛合金超高周弯曲振动疲劳试验

基于航空发动机叶片基本失效形式,开发了悬臂梁式弯曲振动超声疲劳试验系统(激振频率20kHz),设计了能模拟叶片振动、适合于超高周弯曲振动疲劳试验的试件.利用该系统开展了钛合金TC17超高周弯曲振动疲劳试验研究,分析了断口的金相图.结果发现:裂纹萌生有表面和次表面两种模式,并不依赖于内部夹杂和缺陷,没有发现内部裂纹萌生迹象,次表面裂纹扩展也不呈“鱼眼”形貌.与文献所述的“鱼眼”形貌特征不同.      

基于电涡流位移传感器的钛合金叶片振动疲劳试验研究

为了研究钛合金叶片振动疲劳特性,基于电磁振动测试平台和非接触式电涡流位移传感器,开展了试验工装和试验程序设计。通过本文的传感器标定和振动应力标定方法研究,发展了基于电涡流位移传感器的非接触测量式钛合金叶片振动疲劳试验手段,进而完成了疲劳考核试验和裂纹扩展试验,研究了裂纹长度和固有频率随疲劳循环数累积的变化规律。试验结果表明,钛合金叶片具有较好的抗疲劳特性,疲劳裂纹萌生寿命较长,但裂纹扩展寿命较短。     

直升机部件疲劳试验中裂纹诊断测试技术的应用研究

在直升机部件的疲劳试验及强度研究中,利用声发射技术监测可以更早地发现裂纹的萌生、位置及扩展情况,能有效地发现损伤部位和损伤程度。改进及提高声发射技术对疲劳试验状态下的裂纹检测效率和精度,是准确评估直升机各重要构件寿命的关键。本文基于将声发射技术应用到直升机部件疲劳裂纹检测中,对噪声的抑制进行了研究。