孔边裂纹塑性应变疲劳扩展试验研究

简介了循环J积分ΔJ*path体系,以16MnR钢单边椭圆孔边裂纹试件进行了6种循环应力比的恒幅应变疲劳裂纹扩展试验,采用材料应变疲劳循环加载条件下的应力-应变关系,通过弹塑性有限元素法计算ΔJ*path参量,研究了孔边高应变区裂纹塑性应变疲劳扩展规律。结果表明：ΔJ*path能够作为缺口高应变区裂纹塑性应变疲劳扩展的控制参量,与裂纹扩展速率da/dN之间的指数关系,可通过相同材料的标准试件应力疲劳裂纹扩展由Paris公式与ΔJ*path=ΔK2/E转换得到。     

四参数全范围Forman裂纹扩展速率曲线p-da/dN-△K曲线拟合技术

裂纹扩展分析软件NASA／FLAGRO VERSION 2．0，采用的Forman裂纹扩展速率公式，是包括门槛区和快速扩展区的全范围裂纹扩展公式。采用四参数Forman公式可对裂纹扩展的整个过程进行描述，Fonnan公式考虑了应力幅值△K和应力比R对裂纹扩展速率的影响。通过对试验数据的拟和，可以得到Forman的四个参数C、n、p、q，进而得到各种不同材料的da／dN-△K-R曲面，再代入不同的应力比R，即可求得不同R下的da／dN-△K曲线。此外，为计算具有可靠度的疲劳裂纹扩展寿命，需采用具有可靠度的裂纹扩展速率表达式，即p-da／dN-△K表达式。     

激光散斑法测定榫槽二维应力强度因子

用激光双曝光散斑法测量出发动机涡轮盘榫槽底部裂纹尖端附近的位移场 ,分别用非线性二乘法逼近和J积分计算出应力强度因子KⅠ ,获得了较好的效果     

涡轮盘小孔损伤容限寿命预估

本利用二维有限元素法和裂纹表面位移法相结合，求解某型机涡轮盘小孔边缘裂纹的K1值，并根据材料的断裂韧性值及裂纹扩展速率，对孔边裂纹的扩展规律及疲劳寿命进行预测。     

三维 J积分理论在固体火箭发动机裂纹研究中的应用

针对固体火箭发动机药柱上裂纹的三维性和受力复杂性,文章提出采用三维 J积分理论和数值仿真来计算药柱上裂纹缝线上的 J积分值,并给出了三维 J积分的体积分表达式和有限元数值分析方法;通过对固体火箭发动机药柱上在燃烧室星角处的一条典型裂纹——横向贯穿楔形裂纹仿真计算,得出裂纹缝线上 J积分值呈现中间高两端低的非均匀分布特点,证明了三维 J积分理论在固体火箭发动机装药裂纹危险性研究上的适用性。     

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。     

几何非线性对整体壁板断裂参数的影响分析

基于有限元法和断裂力学理论,借助有限元软件ABAQUS计算了某整体壁板纵向裂纹的J积分。考虑了几何非线性,并与未考虑几何非线性所得结果进行了对比,对于不同的内压下以及不同蒙皮厚度情况下的结果进行了分析,结果表明几何非线性对机身壁板纵向裂纹裂尖J积分有明显的影响。     

受拉螺栓表面裂纹应力强度因子的估算

本文在实验的基础上,对螺栓螺纹根部处的表面裂纹在拉一拉载荷作用下应力强度因子K进行了初步研究,通过对已有圆柱体的表面裂纹应力强度因子公式的分析、比较,采用类比的方法,推出了受拉螺栓表面裂纹应力强度因子K的表达式,并借助于实验加以验证。     

复合材料层压板界面裂纹的J积分判据

复合材料层压板单层中的横向裂纹是导致界面裂纹产生的主要原因之一。利用剪切滞后分析和J积分方法 ,本文给出了界面起裂的J积分判据。理论分析表明 :随着界面裂纹的发展 ,所需的裂纹扩展驱动力会越来越大 ,因而界面裂纹之间的相互连通几乎是不可能的。界面剪切弹性模量以及界面强度对界面裂纹扩展的影响亦给予了分析。     

断裂问题研究中裂尖塑性区的影响及处理原则

通过对K判据的适用区与裂纹尖端塑性区的比较,在塑性区一定要小于K判据适用区的条件下,给出了K判据的适用边界线和判断脆性断裂的判断式;确定了K判据在结构静强度计算中塑性修正的基本原则,并在此基础上讨论得出了塑性区尺寸小于裂纹长度,裂纹扩展寿命的估算方法仍适用,塑性对裂纹扩展寿命估算影响不大,而选用不同的经验公式估算裂纹扩展寿命所出现的误差却很大的结论。     

缺口边疲劳小裂纹扩展特性研究

1.引言 工程构件中缺口根部常是产生小裂纹的部位。Smith,Miller和Hammoucla认为裂纹的萌生和早期扩展是由缺口的塑性应变区控制的,Haddad用J积分变程研究了缺口边小裂纹的扩展,本文用Haddad的J积分近似计算式分析试验结果,表明疲劳小裂纹和大裂纹扩展率可用有效J积分变程表达的公式统一描述。     

在25℃和-40℃环境下的三种航空材料的裂纹扩展品质研究

 为了探讨室温和低温环境下的航空金属材料的裂纹扩展特性，进行了-40℃和25℃两种温度环境下的LY12CZ，LC4CS和30CrMnSiNi2A 3种材料的a-N和da/dN△K曲线的对比试验研究。从试验结果比较得出，这3种材料在-40℃的a-N曲线和da/dN△K曲线全部高于25℃下的a-N曲线和da/dN△K曲线，说明这3种材料在-40℃环境下的裂纹扩展速率要比在25℃（常温）下的裂纹扩展速率要低，即同样材料在同一载荷谱作用下，低温环境下的裂纹扩展寿命要高于常温环境下的裂纹扩展寿命。     

弹塑性条件下工程小裂纹疲劳扩展试验研究

 本文对在弹塑性条件下工程小裂纹的疲劳扩展规律进行了分析研究。给出了用△J积分作为在弹塑性条件下疲劳裂纹扩展主要控制参数的表达式。对工程小裂纹在缺口循环塑性区中的扩展规律提出了用修正的△J_(eff)积分描述和分析的表达方法,并与试验结果进行了比较。     

平面应力裂端约束与J控制裂纹稳态扩展

利用有限元法计算模拟了紧凑拉伸和中心裂纹两种试样在Ⅰ型平面应力条件下的裂纹准静态扩展过程。结果表明:两种不同的薄板试样中扩展裂纹尖端约束和应力场完全满足静态裂纹HRR奇异性解的相应要求,即对于扩展裂纹J主导裂端场条件依然有效。值得注意的是:与平面应变情形相反,在平面应力条件下,较高的J主导水平发生在纯拉伸条件下,而较低的J主导水平发生在纯弯曲条件。由两种试样实测及有限元计算模拟的平面应力J阻力曲线符合良好。因而,作为一个独立于试样几何的准则,平面应力J阻力曲线适于表征材料抵抗裂纹稳态扩展阻力,并且能够合理地用于评估给定材料状态条件下的薄壁含裂纹构件和结构的安全性。     

温度对有机玻璃裂纹扩展速率影响研究

以试验为舢出，系统的研究了不同温度(23℃、40℃、80℃、-30℃)及不同应力比(R=0．1、0．4)对有机玻璃裂纹扩展速率的影响，并提供了有机玻璃裂纹扩展da／dN～△K曲线。     

带环状裂纹圆棒的J积分评价方法

通过有限元解析方法分别研究了轴向或扭转载荷下带环状裂纹圆棒试样的J积分的评价方法。首先模拟计算得到了一系列带有不同深度环状裂纹的中碳钢圆棒试样的载荷-位移关系,然后分别利用单试样的简单评价法和多试样的能量评价法计算J积分值。结果发现,当圆棒试样的裂纹深度足够深或位移足够小时,两种评价方法计算的J积分值相当一致。      

疲劳裂纹扩展速率统计分析

给出了4种常幅载荷下疲劳裂纹扩展速率的统计处理方法,获得了在规定存活率P下的“P-da/dN-△K”关系,并对LC9中心裂纹试样试验数据进行了统计分析,给出了存活率为0.50、0.90、0.95和0.99时Paris方程中的c和n值。最后对4种方法进行了比较。     

复合型裂纹疲劳扩展规律的研究

本文较全面地研究了复合型裂纹疲劳扩展规律。在线弹性断裂力学理论下,将广义J积分用于解决复合型裂纹疲劳扩展问题,建立了一种新的裂纹扩展速率表达式。采用一种由CTS（Compact Tension and Shearing）试件和特殊传力器组成的新型断裂力学实验装置进行了复合型裂纹疲劳扩展实验。     

30CrMnSiA受拉螺栓应力强度因子表征

在模拟飞机装配连接中螺栓实际受力工况实验的基础上,对在某型飞机装配连接所使用的30CrMnSiA材料的螺栓螺纹根部处的表面裂纹在拉-拉载荷下应力强度因子K进行了初步研究,通过对已有圆柱体的表面裂纹应力强度因子公式的分析、比较,采用类比的方法,推出了受拉螺栓表面裂纹应力强度因子K的表达式,并借助于模拟实际工况的实验加以验证,为在飞机装配连接过程中螺栓的制造与使用提供参考。     

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。