比例加载下应力幅比对2A12-T4疲劳寿命的影响

采用2A12-T4铝合金漏斗形试件,针对不同拉扭应力幅比,进行了比例加载下多轴高周疲劳寿命试验,研究了不同应力幅比对多轴高周疲劳寿命的影响.针对试验结果,采用3种常用的多轴高周疲劳寿命预测模型,包括等效应力准则、应力不变量准则、临界面准则进行了预测.结果表明:在相同的Von-Mises等效应力下,随着扭转应力幅与拉压应力幅比值的增大,疲劳寿命逐渐升高.等效应力准则的预测结果或过于危险,或过于安全;应力不变量准则的预测结果认为应力幅比的变化对疲劳失效没有影响,与试验结果不符;临界面准则的预测结果优于其他准则.     

航空柱塞泵缸体疲劳分析及寿命预测方法

缸体是航空柱塞泵核心部件之一,其直接影响航空柱塞泵的功能。针对目前缸体寿命研究的实验周期长、缺乏理论分析方法的不足,提出了基于有限元分析和线性累积损伤理论的缸体疲劳分析和寿命预测方法。首先,基于理论力学和材料力学建立缸体的力学模型,在MATLAB平台上进行仿真分析,计算缸体受力;其次,建立缸体的有限元模型,在ANSYS平台上计算缸体的应力和应变;然后,将缸体应力、应变等结果导入nCode中,基于线性累积损伤理论,探究缸体的薄弱部位及影响缸体疲劳寿命的因素;最后,进行实验验证。结果表明,靠近配流盘一侧的柱塞腔外壁较为薄弱,容易出现疲劳破坏,与仿真结果基本吻合,验证了所提的缸体疲劳分析和寿命预测方法的正确性,为结构紧凑型柱塞泵缸体的设计提供参考。      

纤维增强复合材料疲劳寿命预测及损伤分析模型研究进展

随着纤维增强复合材料主承力结构在多领域内的广泛应用，疲劳成为复合材料结构设计必须面对的问题，出现了大量用于复合材料结构疲劳寿命预测及损伤演化的分析模型与方法。目前的复合材料疲劳性能分析模型可以分为疲劳寿命模型、唯象模型和渐进损伤模型。对这3类模型的发展情况进行了综述和对比分析。其中，疲劳寿命模型原理相对简单，适用于工程结构的寿命估算；唯象模型建立了材料剩余强度/刚度与循环数的数学关系，可以预测结构的寿命与材料剩余力学性能；渐进损伤模型不仅可以预测结构寿命和材料剩余力学性能，还能分析结构疲劳损伤机理。对各类疲劳性能分析模型的发展趋势进行了讨论。指出了降低实施成本和提高通用型是各类疲劳性能分析模型有待解决的问题。      

确定飞机结构WFD平均行为的寿命升降法

广布疲劳损伤(WFD)问题严重威胁飞机结构的完整性和安全性,为确定支持飞机结构广布疲劳损伤评定和维修大纲的有效性限制,需要先确定飞机结构的广布疲劳损伤平均行为。以疲劳应用统计学中强度升降法的理论为基础,提出了确定飞机结构广布疲劳损伤平均行为的寿命升降法,在不同寿命级上进行疲劳试验,继而进行剩余强度试验,判断剩余强度是否满足要求,当相邻2个寿命级上出现相反结果时,取2个寿命均值为正好满足剩余强度的寿命,重复试验并统计分析得到广布疲劳损伤平均行为。以5细节多部位损伤结构为例,采用提出的寿命升降法,测得了其在指定载荷条件和剩余强度下的广布疲劳损伤平均行为。提出的寿命升降法以疲劳可靠性为理论基础,不依赖于结构的具体形式和受载情况,对多部位损伤和多元件损伤结构均适用。      

燕尾榫连接结构微动疲劳全寿命预测方法

微动损伤使航空发动机榫连接结构疲劳寿命显著降低。以钛合金Ti-6Al-4V燕尾榫连接结构为例，提出一种适用于复杂结构微动疲劳全寿命预测方法。基于修正的Manson-McKnight方法和多轴疲劳理论，疲劳损伤参数由等效应力参数（ESP）表征，微动疲劳裂纹萌生位置和成核寿命通过有限元分析（FEA）和ESP预测。基于断裂力学理论和最大周向应力准则，提出微动疲劳裂纹扩展数值模拟方法，建立微动疲劳扩展寿命与裂纹长度函数关系，依据裂纹终值长度预测微动疲劳扩展寿命。结果显示:钛合金Ti-6Al-4V燕尾榫连接结构微动疲劳裂纹扩展角预测值与实验值均为18°，裂纹生长方向预测值与实验值相符；微动疲劳全寿命（成核寿命+扩展寿命）预测值在实验值的2倍分散带内；最大拉伸载荷对榫连接结构的微动疲劳全寿命影响显著，在相同应力比下，最大拉伸载荷从18 kN变化到24 kN，钛合金Ti-6Al-4V燕尾榫连接结构微动疲劳全寿命降低1个数量级。      

薄板的后屈曲损伤分析与疲劳寿命预估

针对薄板在面内压缩载荷作用下的后屈曲损伤问题进行了研究,并进一步考虑屈曲与疲劳损伤的耦合作用,预估了薄板的疲劳寿命.首先建立了薄板的有限元模型,通过线性屈曲分析得到屈曲临界载荷和屈曲模态,进而采用大变形理论,将线性屈曲的一阶屈曲模态作为初始位移扰动,进行薄板的非线性屈曲分析,得到屈曲临界载荷.其次,根据损伤力学理论与方法建立了薄板材料在单次加载过程中的损伤演化方程,并根据材料疲劳试验结果进行参数识别,获取损伤演化参数.根据非线性屈曲分析结果和损伤演化方程进行了后屈曲损伤分析.最后,考虑疲劳载荷的作用,基于损伤力学理论,采用有限元数值方法求解,考虑每次加载引起的损伤与后屈曲应力应变场分析的耦合作用,通过反复迭代计算,给出了结构疲劳寿命.本研究为工程结构的后屈曲损伤分析以及考虑后屈曲损伤的疲劳寿命分析提供了一种新方法和实现手段.      

民机结构腐蚀条件下疲劳寿命评定与试验验证

针对民机结构典型疲劳关键部位——机翼弦向对接部位,进行了腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定方法合理性的试验验证,评定了该部位腐蚀条件下疲劳寿命.通过关键部位细节模拟试件加速预腐蚀及随后的一般环境下疲劳试验,测定了预腐蚀影响系数曲线;通过腐蚀疲劳试验测定了腐蚀疲劳影响系数;通过关键部位大型结构模拟试件预腐蚀-腐蚀疲劳交替验证试验,测定了典型使用情况下的腐蚀综合修正系数,同时用腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定方法针对交替试验情况进行了评定,结果对比表明该评定方法是合理、可行的.并给出了机翼弦向对接部位典型使用情况下的疲劳寿命评定结论.      

腐蚀条件下疲劳寿命评定的名义应力法

提出了腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定的名义应力法.以地面停放腐蚀影响系数C-T曲线为基础,通过计算反推建立飞机结构疲劳关键危险部位对应不同地面停放时间的p-S-N曲线族,应用线性累积损伤(Miner)理论估算飞机结构在使用环境谱载下的疲劳安全寿命;考虑空中腐蚀疲劳影响对疲劳安全寿命加以修正.该方法为腐蚀条件下飞机结构寿命的评定提供了有效可行的技术途径,具有重要的工程应用价值.     

独立多细节结构耐久性试验寿命的统计标定

在进行疲劳试验评定结构寿命时,为了能真实模拟实际结构形式和传载情况,模拟试件往往设计成多细节试件,进行不完全疲劳寿命试验,必须由多细节试件寿命推断单细节寿命.针对工程上常用的两种寿命分布形式:对数正态分布和双参数Weibull分布,以结构串联失效模型为基础,建立了由相同独立多细节结构疲劳寿命分布确定单细节寿命分布的统计标定方法.当多细节试件寿命服从对数正态分布时,可近似认为单细节寿命也服从对数正态分布,单细节寿命分布参数与多细节试件寿命分布参数间存在确定关系,并且单细节寿命数学期望和标准差均高于多细节试件相应参数;当多细节寿命服从双参数Weibull分布时,单细节寿命也服从双参数Weibull分布,其斜率不变,但位置参数按比例放大.最后给出了一个分析实例.     

谱载下基于模糊Miner法则的疲劳寿命估算

在载荷谱中,当疲劳应力稍低于疲劳极限时,对构件是否造成损伤呈现出某种"模糊"过渡状态.运用模糊数学的隶属函数,建立了考虑"模糊"损伤状态的Miner法则.按照常规Miner法则和模糊Miner法则,分别给出了程序块谱作用下疲劳寿命的估算公式.实例估算与试验结果的对比表明:采用模糊Miner法则,可使疲劳寿命的估算误差减少18.33%.     

疲劳学的研究进展

随机疲劳、混沌疲劳及复合材料疲劳寿命估算属疲劳学研究的三个重要前沿。给出了疲劳损伤的动态概率分布；对混沌疲劳进行了初步探索；且给出了用于复合材料疲劳寿命估算的损伤演化方程。     

基于威布尔分布的C-T曲线通用性分析

为研究载荷谱、恒幅应力水平及裂纹尺寸对疲劳寿命预腐蚀影响系数C(T)的影响,建立了基于疲劳寿命服从威布尔分布的C(T)对比法.地面停放预腐蚀对结构疲劳寿命的影响规律可以用C-T曲线表示,当预腐蚀疲劳寿命位于长寿命段,常假定其服从威布尔分布,C(T)为预腐蚀后和未腐蚀结构特征寿命的比值.取预腐蚀疲劳寿命分布函数的形状参数为材料常数,采用极大似然方法估计特征寿命,得到其分布特性,从而建立了C(T)估计量的分布特性,构造了不同环境下的C(T)统计对比法,用于C-T曲线通用性分析. 试验数据分析表明,当取疲劳寿命服从威布尔分布时,C-T曲线与载荷谱、应力水平及裂纹尺寸基本无关.