用广义扩展有限元计算界面裂纹应力强度因子

广义扩展有限元法(GXFEM)是一种结合广义有限元法和扩展有限元法特点的新的数值模拟方法。给出了分析双材料界面裂纹应力强度因子(SIF)的广义扩展有限元法的基本原理。提出了一种新的双材料界面裂纹尖端富集函数,将裂纹尖端富集函数由12项缩减为6项。双材料界面不连续,在常规有限元法的位移模式中加入基于水平集的富集函数,同时将裂纹单元结点和裂纹尖端单元结点自由度广义化,提高了计算精度。通过与文献结果的比较,表明了提出方法的精确度和可靠度。      

基于XFEM-CZM耦合法的胶接接头裂纹扩展分析及强度预测

采用扩展有限元法（XFEM）和内聚力模型（CZM）相耦合的方法，分析胶接接头胶层内部裂纹扩展、界面脱粘分层现象。采用内聚力单元和内聚力接触描述胶层/板材界面，建立单/双搭接接头有限元模型。预测拉伸载荷下接头的强度性能并与已有试验数据对比分析，验证XFEM-CZM耦合法的可行性及内聚力单元和内聚力接触2种界面建模方法的有效性。模拟裂纹从胶层内部扩展至胶层/板材界面并引起界面脱粘分层的过程，分析其损伤失效机理。讨论初始裂纹长度和界面刚度、强度及应变能释放率对胶接接头强度性能的影响。结果表明:胶接接头强度随初始裂纹长度增加而降低，且在双搭接接头模型中表现更为明显；界面刚度、强度对胶接接头强度影响较大而应变能释放率的影响较小。      

双剪连接件及双耳连接耳片疲劳寿命估算的逐次累计求和算法

为了研究复杂连接件疲劳失效机理和估算其裂纹形成和扩展寿命,在双剪连接件和双耳连接耳片疲劳试验的基础上,首先,通过扫描电子显微镜（SEM）分析,研究了其破坏模式和机理,并利用断口定量反推技术判读了疲劳裂纹形成与扩展寿命。然后,根据应力严重系数法,建立了复杂连接件疲劳性能S-N-L（疲劳应力-寿命-应力严重系数）曲面;利用该曲面,发展了复杂连接件疲劳裂纹形成寿命估算算法;基于断裂力学理论,推导出裂纹扩展长度与扩展角度公式,建立了疲劳裂纹扩展寿命估算的累计求和算法。最后,运用寿命估算方法,估算了双剪连接件的疲劳裂纹形成寿命、双剪连接件和双耳连接耳片的裂纹扩展寿命,预测结果与断口判读结果吻合良好。本文寿命估算方法为复杂连接件疲劳定寿提供了理论依据。      

过渡状态下材料断裂韧性的计算方法

材料的断裂韧性对于损伤容限设计和评估技术非常重要,但采用传统的试验方法获得过渡状态下材料的断裂韧性需要大量的时间和费用.针对这些不足,提出了一种过渡状态下材料断裂韧性的计算方法.分析了三维裂纹尖端的三轴应力约束参数,利用材料断裂能量准则研究了断裂韧性与拉伸性能之间的关系,得到了在三向应力状态下Ⅰ型裂纹体断裂破坏时的断裂韧性与材料单向拉伸性能参数之间的关系表达式和过渡状态下材料断裂韧性的计算方法.计算了2219-T87铝合金在过渡状态下的断裂韧性理论值,并将其与试验结果和经验公式计算值进行比较.结果显示,理论计算值处于试验点范围内,小于经验公式计算值,且偏于安全.      

胶铆混合修补铝合金板的疲劳性能研究

针对胶铆混合连接方式单面修补铝合金板的疲劳性能，设计了未修理、铆接修理、胶接修理和胶铆修理4种不同形式的试验件，对其进行了疲劳试验。建立了试验件的有限元模型，得到了结构应力分布，获得了裂纹长度-裂纹尖端应力强度因子（SIF）曲线，并与试验结果进行了对比。结果表明:胶接修理和胶铆修理能有效降低裂纹处应力水平及裂纹扩展速率，且相对于未修理试验件疲劳寿命分别提升184.3%和197.3%；胶铆修理中铆钉能抑制胶层脱黏，相比胶接修理方式修理质量更可靠有效；有限元分析（FEA）结果与试验数据吻合良好，SIF误差基本保持在8%以内。      

基于FEM研究含孔隙介质中裂纹矩张量反演精度

基于矩张量理论的动态裂纹扩展监测方法,利用裂纹开裂产生的声发射信号获取裂纹开裂信息,而介质中的孔隙结构会影响监测结果的准确性。使用二维平面应变有限单元方法（FEM）建立孔隙分布数值模型,给出特定裂纹在不同孔隙率介质下的反演结果,并分析其成因。数值结果表明,双力偶成分对孔隙率的敏感度最高。对于纯剪切裂纹,反演结果中双力偶成分的占比随孔隙率的增大而减小;对于面内各向同性和拉伸裂纹,双力偶成分的占比随孔隙率的增大而增大。原因是孔隙结构对弹性波的散射导致弹性波幅值的空间分布发生变化,效果体现在两方面:一方面,能量转移作用导致不同传播方向弹性波的幅值趋于接近;另一方面,孔隙分布的差异导致临近传播方向的弹性波幅值差异增大。两种影响因素的权重差异导致不同裂纹的反演结果受孔隙的影响不同。      

航空发动机机匣损伤容限评估及剩余寿命预测

使用有限元的方法,建立了某航空发动机机匣安装座处局部模型,计算得到了不同尺寸裂纹的应力强度因子的形状因子Y.基于BS7910评定方法,利用失效评估图(FAD,Failure Assessment Diagram)确定了机匣安装座结构在工作应力下的可接受裂纹尺寸为84.8 mm,结构的剩余强度随裂纹尺寸的增加而显著降低,焊缝较母材具有更低的损伤容限和剩余强度.使用缩小宽度模拟验证件模拟工作状态载荷进行了验证试验,当裂纹尺寸与试样宽度比值较小时,与模拟验证件的评估结果基本吻合.根据Paris公式,构件在工作应力下的剩余寿命为74 238周次.      

屈曲模态对含缺陷复材加筋板后屈曲的影响

某些结构类型的复合材料加筋板,由于一阶和二阶屈曲载荷十分接近,在压缩失稳时,相同的试验件会出现不同的失稳模态,并表现出明显不同的后屈曲承载能力。就此问题,进行了试验和数值模拟研究。轴压试验中,通过影像云纹法和超声C扫技术监测试验件的失稳模态及缺陷扩展情况,以确定不同失稳模态对相同试验件后屈曲承载能力的影响。基于ABAQUS软件建立有限元模型,采用虚拟裂纹闭合技术（VCCT,Virtual Crack Closure Technology）模拟含预置脱胶缺陷的筋条-蒙皮界面,将失稳波形以几何扰动的形式引入后屈曲分析。通过分析缺陷前缘应变能释放率,研究两种模态下缺陷扩展特性。计算结果与试验结果相吻合,研究表明两种模态下缺陷的扩展特性明显不同,导致该型加筋板在3个半波失稳模态下的后屈曲承载能力明显高于2个半波模态下的后屈曲承载能力。     

航空铝试块疲劳裂纹相控阵超声成像检测

表面疲劳裂纹扩展可导致结构失效,利用相控阵超声成像技术监测疲劳裂纹,获取结构完整性评价所需裂纹信息,可及时对结构失效提出安全预警。采用三点弯曲疲劳试验法在航空铝试块上生长疲劳裂纹,对裂纹开口面材料进行逐步切削来获得不同长度的疲劳裂纹,利用相控阵超声全矩阵采集(FMC)和全聚焦方法(TFM)获得的裂纹尖端和开口图像信息来监测裂纹扩展和测量裂纹长度,并测试了相控阵超声探头放置位置、裂纹张开/闭合、裂纹表面粗糙度对超声成像检测效果的影响。研究结果表明:相控阵超声探头从裂纹侧面入射检测能更好地对裂纹进行超声成像,并真实反映材料内部裂纹扩展前缘形貌。当疲劳裂纹长度大于3倍超声波长时,裂纹尖端和开口图像完全分离,相控阵超声全矩阵采集和全聚焦成像技术可有效测量裂纹长度,测量误差小于0.2 mm。相比裂纹张开时,疲劳裂纹闭合效应会使裂纹尖端超声图像信号减弱4.5 dB,长度测量值小0.6 mm。      

2195-T8铝锂合金疲劳多裂纹融合试验与仿真研究

铝锂合金作为航空航天广泛应用的合金材料,其疲劳断裂行为的研究对结构安全性评价具有重要意义。以第三代铝锂合金2195-T8为研究对象,通过恒幅拉-拉疲劳试验和有限元方法对2195-T8铝锂合金疲劳裂纹扩展行为进行试验与仿真研究。基于断面显微测量与观察,在仿真模型中引入多个初始裂纹,模拟多裂纹的融合扩展过程,获得多裂纹独自扩展、交融时扩展和融合后扩展的规律。结果表明：裂纹融合前,在疲劳循环载荷作用下,裂纹尖端应力强度因子总体上不断增大,塑性区域体积增加区域平缓;当裂纹相互融合时,裂纹面处应力强度因子瞬时增大,远高于其余裂尖数值大小;随着裂纹进一步融合,尖端应力强度因子数值趋于平稳;裂纹完全融合后,到达裂纹快速扩展阶段,塑性区域体积与扩展步数呈正比增加,扩展速率呈现先快后慢的规律,裂纹面交汇融合成新的椭圆形状裂纹面。     

高强度铝合金小裂纹疲劳扩展规律研究

考虑了高强度铝合金表面局部塑性变形特点，并引入小裂纹尖端屈服应力的渐变规律，分析了裂纹尖端屈服应力的这种变动对裂纹张开应力变动规律的影响，同时它还与Ｔ应力共同作用使得线弹性断裂力学不再适用于预测小裂纹尖端塑性区。据此可以解释小裂纹扩展的规律，并与高强度铝合金的实验结果基本吻合。     

Al—Li—Cu—Mg—Zr合金的断裂形态和断裂韧性

采用单边缺口三点弯曲试样测定了Al-Li-Cu-Mg-Zr合金的断裂韧性。还测量了拉伸性能和硬度。着重分析了裂纹形态和断口形貌。讨论了裂纹偏斜和分叉对裂纹尖端的屏蔽作用,分别计算了本征的和非本征的断裂韧性值。     

水平井多裂纹同步扩展的偏折分析

水平井压裂技术是近几年油气工业发展起来的新技术,用于提高油气井的产量。然而在裂纹扩展的过程中,裂尖决定了裂纹的起裂与扩展方向,这会直接影响储层的压裂效果,所以人们对于这项技术还需要更进一步的认识。根据裂尖的应力场特性建立了裂尖权函数,能较准确地描述裂尖的应力状态,判断裂纹的扩展方向。在利用网格重剖分方法并结合最大主应力准则对水平井多裂纹扩展进行分析的基础上,通过裂尖权函数方法分析了水压裂纹在应力差、裂纹数目和裂纹间距等条件下产生偏折的原因。最终结果表明,裂纹在开裂时裂尖处x与y方向的等效应力变化不明显,裂纹的偏折主要与裂尖xy方向的等效应力有关。      

疲劳多裂纹扩展随机模型的参数估计方法

建立了用试验数据估计疲劳多裂纹扩展随机模型参数的方法,尤其为利用现有的单裂纹扩展试验数据,建立了用不完全数据估计多裂纹扩展参数的方法,为含多裂纹结构的概率损伤容限分析作准备.应用最小二乘原理,讨论了完全试验数据-并联远源裂纹和完全试验数据-近源裂纹2种情况下裂纹扩展参数的估计方法,考虑了裂纹扩展试验的2种极限情况,给出了估计结果偏于保守的不完全试验数据-近源裂纹情况下的裂纹扩展参数的估计方法.完善了疲劳多裂纹扩展随机模型,为模型的工程应用打下了基础.      

基于QAR数据的碳当量值适航符合性验证方法

为评估飞机碳排放水平并验证适航性，对国际民用航空组织最新的碳排放认证程序进行了研究。以比航程（SAR）和基准几何因子（RGF）组成的综合指标碳当量值作为评估适航性的度量，根据飞机最大起飞重量（MTOM）值选取试飞测量点，并确定对应的飞机碳当量值限制线。提出了一种基于快速存储记录器（QAR）数据的飞机碳当量水平快速评估方法，利用新服役飞机的QAR数据，使用多参数支持向量机回归（SVR）方法分别建立燃油消耗率和飞行速度相对于推力的修正关系，通过飞机总重换算求解3个飞行测量点条件下的SAR值，并计算碳当量值。使用一架B777-200新飞机的QAR数据进行实例分析，计算结果显示，该机型碳当量值为1.598 7，超出限制线20.5%。提出的基于QAR数据的碳当量值计算方法可以用于飞机碳排放水平的快速评估。      

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。