考虑裂纹形状变化的TC4钛合金振动疲劳裂纹扩展寿命预测

对TC4板材试件进行振动疲劳裂纹扩展试验,测得裂纹扩展寿命与裂纹长度之间的关系.使用超景深显微镜对裂纹形状进行观测和分析,拟合裂纹形状参数.将拟合表达式应用于应力强度因子幅值的计算中,并对裂纹扩展寿命进行预测.结果显示:裂纹形状参数对预测结果影响较大.当该参数取定值时,预测结果与试验结果误差较大.而所拟合的拟合表达式可以简单、准确地预测裂纹扩展寿命.      

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.     

图像处理技术在疲劳裂纹长度测量中的应用

研究材料的疲劳断裂特性,对产品结构设计和寿命预估计具有重要意义。试验中常需测量裂纹扩展长度,以确定裂纹长度与循环载荷次数的关系。在多孔铝合金板疲劳试验过程中,采用先进的图像数据采集和处理技术来测定疲劳裂纹的实际长度,拍摄不同循环次数下疲劳裂纹扩展的CCD图像;基于MATLAB软件,采用OTSU算法和形态学方法,把CCD图像转换成二值图并进行细化处理,得到裂纹扩展骨架图;用链码方法计算出裂纹像素长度,最后根据标定系数便可获得裂纹的实际长度。与显微镜测量裂纹方法比较,该方法具有精度高、非接触、可保存裂纹扩展状态等特点。     

含裂纹叶片的失谐叶盘对航空发动机振动特性的影响

某型航空发动机装配有含裂纹叶片的失谐叶盘,基于该型发动机的性能试验,对其排气机匣振动数据进行分析,研究叶盘失谐对发动机转子动力学特性的影响.主要对比了叶盘裂纹长度与整机振动特性的关系,证明了裂纹不仅改变整机振动频率的成分组成,同时,主要频率成分的振动幅值也有较大增加.然而,当裂纹长度比小于0.3,整机振动对叶盘失谐并不敏感,这一论断为在发动机试验中及时判断叶片裂纹故障提供支持.      

2024-T42铝合金疲劳裂纹扩展曲线的拟合方法研究

 提出了一种疲劳裂纹扩展曲线( a-N 曲线) 的新拟合方法,并采用这种新的拟合方法对2024-T42 铝合金CCT 试样的疲劳裂纹扩展数据进行了拟合分析。通过疲劳裂纹扩展寿命计算结果和试验结果的对比分析,证明这种新的裂纹扩展曲线拟合方法具有较高拟合精度。经过实验和计算分析,还给出了2024-T42 铝合金的疲劳裂纹扩展速率材料常数c 和n 值。     

安—24飞机延寿疲劳试验中裂纹临界长度和扩展寿命的计算

在飞机结构疲劳试验中,正确地给出裂纹的临界长度和扩展寿命是圆满完成疲劳试验,并保证损伤后的飞机能够通过剩余强度试验的关键环节。本文采用能量释放率法计算了安-24飞机延寿疲劳试验中主要裂纹的应力强度因子.并确定了临界长度和扩展寿命。这为适时结束安-24飞机疲劳试验,进行l审j余强度试验提供了理论分析依据,这里所给出的确定裂纹临界长度和扩展寿命的分析方法,对飞机结构疲劳试验和剩余强度试验有较高的参考价值;同时,这种分析方法对服役飞机出现裂纹后正确确定检测周期也具有一定参考价值。     

高温下直流电位法测量裂纹长度的应用

介绍了直流电位法测量疲劳裂纹长度方法的基本原理、实现方法、及所需配置的仪器,并对有关影响因素作了分析.该测量系统主要用于在高温下测量各种材料在恒幅载荷下的疲劳裂纹扩展和门槛值试验中的疲劳裂纹长度,可以提高测量疲劳裂纹长度的自动化水平.     

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。     

裂纹萌生寿命预腐蚀影响规律

对不同预腐蚀时间的裂纹萌生寿命进行统计分析,并选取了4种函数形式对（CT）数据进行拟合对比分析。结果表明,指定裂纹尺寸的裂纹萌生寿命随腐蚀时间的增加而降低,在工程常用的时间范嗣内,若假定裂纹萌生寿命服从对数正态分布,指定裂纹尺寸的对数裂纹萌生寿命标准差与预腐蚀时间基本无关,单参数指数函数形式拟合的不同裂纹尺寸的C-T曲...     

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。     

防空导弹近炸引信测试数据快速处理方法

防空导弹近炸引信的特点决定了其测试工作的复杂与困难,这使得对引信测试数据进行分析判读的工作量和难度加大,从而浪费了大量的时间,影响了工作的进度。为了快速对测试数据进行分析处理并得到结论,基于最小二乘法的数学思想利用非线性拟合对测试数据进行拟合,可以得到一个连续函数,从而可以对被测信号全貌进行估计和预测,通过比照该函数曲线与历史经验曲线,可以直观、迅速地判断被测数据是否正常。     

a-N（a-t）曲线三参数幂函数拟合法

 1.引言 目前已有多种拟合α-N曲线试验数据的方法,其中较为理想的是递增多项式（抛物线）拟合。但是,递增多顶式拟合只能进行局部拟合,仅考虑了某一数据点前后各n个数据点对该点的影响（一般n取2、3或4）,并未考虑所有数据点对该点的影响,另外,对最前面n个数据点和最后面n个数据点则无法进行局部拟合。本文采用文献建议的三参数幂函数N=β（α-α₀）^α,并结合文献中的相关系数优化法来拟合α-N曲线试验数据,该方法是对α-N曲线的所有数据点同时进行拟合,得到一条完整的α-N曲线,并且所求得的三个参     

基于相关系数的火箭测试变化缓变参数自动判读方法

变化缓变参数的自动判读是实现火箭测试数据自动判读的难点,已有的研究采用曲线拟合的思路进行判读,但拟合过程相当复杂,且不同的测试流程存在不同的拟合曲线,工作量极大.为提高判读效率,从变化缓变参数的物理意义出发,提出通过判别参数测量值序列之间的相关系数来实现变化缓变参数自动判读的方法.该方法对测量值序列进行先归一再累加生成的处理方式,克服了遥测系统测量误差对相关系数计算的影响,保障了判读准确性,同时减少了建立判读知识库的工作量.仿真结果表明,该方法运用简便,效果良好.     

Integral inference method for da/dN-△K and P-da/dN-△K curves

The integral inference method for fatigue crack growth (FCG) curve was established based on the two-variance regression theory. The estimates of da/dN-△K curve and P-da/dN-△K curve with high confidence level and high survival probability were also given. ECG data scatter with stress intensity factor ranges in reality, which limits the group test method's application. The presented method analyzes FCG curve as an integration, thus it can exploit the lengthwise information among the ECG rates corresponding to different stress intensity factor ranges. Therefore, compared with group test method, the presented method can not only save specimens, but also have higher precision in the evaluations of da/dN-△K and P-da/dN-△K curves.     

寿命限制件概率失效风险评估材料缺陷数据模型

从满足适航性要求的角度出发, 探索出一种获取典型钛合金材料缺陷（硬α夹杂）分布数据的方法,即以理论模型模拟钛合金轮盘的加工过程,利用加工过程中被检出缺陷的分布和无损检测检出率（POD）等相关数据,获得部件缺陷分布基线。提出满足适航要求的超声POD试验和金相切片试验方案,确定了试件规格数量、缺陷含氮质量分数及分布规律、超声检测方法、金相切片获取缺陷三维尺寸等关键技术,用以获取POD曲线和检出的缺陷等相关数据。利用以上数据通过理论推导和对数线性拟合获得部件缺陷分布超越数曲线。明确了材料缺陷的数据特点和适航要求,详细分析了模型试验参数的选取原则,提出了获取POD曲线和缺陷分布曲线的方法。该方法为航空发动机轮盘概率失效风险评估提供缺陷数据输入,以支撑国产发动机的适航取证工作。      

孔边角裂纹近门槛区疲劳裂纹扩展规律及门槛值研究

 基于三维裂纹特征,本文提出了一种测量孔边角裂纹近门槛区疲劳裂纹扩展速率及门槛值的实验方法。为了得到真实的裂纹形状变化规律,首先针对具体试样用勾线方法建立其“b-a”标定曲线。参照门槛值的标准测试方法,本文仅需测量“a”方向裂纹尺寸,然后用标定曲线换算共相应的“b”方向尺寸。这样我们就可以得到关于“a”和“b”的两组数据,而这两个方向代表孔边角裂纹特征方向。通过分别对30CrMaSiNi2A和2024T3材料的实测研究,证明本文提出的测试方法是可行的。在实验数据基础上,进行了结果的统计对比,得出:1.“a”和“b”方向的近门槛区疲劳裂纹扩展速率及门槛值基本一致;2.孔径大小对实验结果没有影响。;3.同样厚度情况下,孔边角裂纹试样的近门槛区疲劳裂纹扩展速率编高,而门槛值相应较小。     

大型非球曲面光学零件步长伸缩双圆弧插补技术研究

提出了一种适用于非球曲面光学零件数控加工的“步长伸缩双圆弧插补”的插补算法,采用转角平分法在非圆曲线两相邻节点之间构造两相切圆弧进行拟合。该算法可根据加工精度要求自动调节插补步长,能在满足加工精度的要求下获得最少的拟合圆弧段,从而提高了加工效率,且计算相对简单。     

三维光弹性测定应力强度因子K_Ⅰ的综合法

对利用三维光弹性试验数据计算应力强度因子K_I,提出一种新的算法--综合法。此法既解决了所需测量区域内条纹信息少的弱点,又克服了因裂纹尖端“钝化”而无法测到裂尖精确条纹值的困难。试验与计算结果表明此法误差小、精度最高。可应用测定受复杂载荷并具有复杂边界条件结构的应力强度因子。