用再结晶法研究三维弹塑性裂纹问题

本文用再结晶法测定了中心裂纹拉伸试件裂纹尖端高应变区的塑性应变分布,求得了高应变区参数与J积分及裂纹尖端张开位移COD的定量关系,并用三维有限元法进行了计算。实验和计算结果表明,用再结晶法研究三维弹塑性裂纹问题是一种有效的方法。     

Z型疲劳裂纹在单峰过载下的扩展速率及迟滞效应研究

本文对Z型裂纹在含有一单峰过载的常幅载荷下的扩展规律进行了研究。通过观察裂纹的开裂角及扩展路径,提出了一个能用来估算Z型裂纹过载迟滞效应的简单模型。估算结果及实验吻合较好。     

水对复合材料层合板分层扩展的影响

本文研究了水对复合材料层合板在单向拉伸和疲劳循环载荷作用下的分层扩展速率的影响。研究结果表明,在单向拉伸载荷作用下,水对分层扩展速率影响不大,而在疲劳循环载荷作用下,层合板发生分层后,水渗入层间及横向裂纹中,使层间裂纹和横向裂纹扩展速率大大加快,层合板的疲劳强度和疲劳寿命显著下降。因此当复合材料层合板结构在水介质中工作时,必须考虑到裂纹对水的敏感性。本文还探讨了超载对疲劳裂纹扩展速率的效应。实验结果证明,与金属材料的机理完全不同,超载对复合材料的裂纹扩展不但无延迟效应,反而存在加速现象。     

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。     

裂纹慢扩展对陶瓷强度影响的分析方法

研究了慢速裂纹扩展对陶瓷材料强度退化的影响，并给出了一个一般的强度退化分析方法，该方法在一定条件下是与传统的分析方法等价的，并根据静疲劳实验数据，得到了裂纹扩展参数的确定方法，分析仅仅考虑了裂纹慢速扩展对强度的影响，不涉及其它的因素，最后从三个方面，即裂纹扩展机理，蠕变及统计性讨论了陶瓷结构时间相关可靠性及对寿命的影响。     

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。      

应变能密度—应力矢量准则

本文提出的应变能密度——应力矢量线弹性复合断裂准则,综合考虑了控制裂纹扩展行为的应变能密度和应力矢量两方面的因素,它既适用于二维裂纹问题,也适用于三维裂纹问题。为了说明该准则的应用,文中具体研究了埋藏椭圆盘状裂纹和直前缘穿透裂纹的扩展行为。     

基于小波分析和信息融合的航空发动机转子早期裂纹故障诊断

针对发动机转子早期裂纹难以检测的特点,建立发动机转子早期裂纹扩展模型,提出了对裂纹振动信号进行小波分析和信息融合的方法对转子早期裂纹进行检测。最后,以转子系统为对象进行实验研究,结果表明,此方法能够有效地提取转子早期裂纹故障特征并能对故障进行准确识别。     

航空铝合金弹塑性状态疲劳裂纹扩展速率试验

研究含长裂纹薄壁结构弹塑性状态下的裂纹扩展规律对于保证机体结构安全具有重要意义.设计了民机用铝合金大宽板裂纹扩展速率测试用试验件和夹具,进行了2024-T3和7075-T6两种铝合金大宽板弹塑性状态下裂纹扩展速率测试.讨论了应力强度因子变程(ΔK)和裂纹中心线处的张开位移变程(Δδ)作为弹塑性状态下裂纹扩展速率表征参量的适用性.研究结果表明:中、高级应力水平作用下,含长裂纹铝合金大宽板裂纹进入快速扩展阶段,裂纹扩展ΔK~da/dN曲线发生明显转折,不能用Paris公式拟合.在裂纹扩展后期,Δδ~da/dN曲线在双对数坐标下呈线性关系,可用Δδ~da/dN关系曲线来表征弹塑性状态下铝合金的裂纹扩展速率.     

离心力场中的三维裂纹的J积分有限元计算

本文研究离心力场中的三维裂纹问题。在W.S.Blackburn给出的不计及离心力时的三维J积分公式的基础上,作者导出了离心力场中的三维裂纹的J积分公式为: J=integral from Γ(Wdy-T_iu_(i,1)ds)-integral from A((σ_(i3)u_(i,1),_3dA)-integral from A(F_iu_(i,1)dA) 本文将上式化为有限元表达式并研究了转换时的简化技巧;对中心含半圆表面裂纹的标准块在单向拉伸载荷作用下的J积分进行了计算和激光光弹实验;对某发动机涡轮盘的角隅裂纹进行了计及离心力的J积分计算。实践证明本文列出的方法是简便和切实可行的。     

高温受弯构件表面裂纹疲劳扩展寿命预测

基于J-积分半经验公式建立了构件表面裂纹在其长度和深度方向上的疲劳扩展速率表达式,用来预计模拟SUS304钢构件在550℃高温环境中受弯曲载荷作用下表面裂纹的疲劳扩展寿命.并在相同条件下进行了疲劳裂纹扩展试验.结果表明,预测曲线与实验数据基本一致,证明了本文预测方法的有效性.     

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.      

直升机行星架疲劳裂纹扩展寿命预测

直升机行星齿轮保持架（简称行星架）是传动系统的重要部件,其可靠性对于直升机的飞行安全至关重要。行星架疲劳裂纹故障的发生、发展受多种因素影响,其故障诊断和寿命预测都有难度。为准确预测行星架疲劳裂纹寿命,研究了其裂纹故障发生、发展规律,提出了基于对数线性的方法,将裂纹扩展过程离散化处理,采用Paris公式,定量描述裂纹扩展速率,结合Miner准则,累积其疲劳损伤过程,最终得到随裂纹长度变化的行星架剩余使用寿命数值。利用有限元软件ANSYS Workbench的疲劳寿命模块对计算得到的数值结果进行了仿真对比,验证了方法的精确性和有效性。      

航空铝合金系列材料裂纹扩展性能的温度效应

高低温裂纹扩展性能是航空金属结构损伤容限设计的前提,为此,试验测定了3种系列的6种航空铝合金材料(2024-T351、2397-T8、6061-T651、7050-T7451、7050-T7452和7475-T761)在5种温度环境(-70、-54、25、125和150℃)下的裂纹扩展性能,观测了试验现象,并进行了性能对比分析和疲劳断口扫描电子显微镜(SEM)分析,研究了温度对航空铝合金材料裂纹扩展性能的影响机制,获得了具有工程参考价值的结果与结论:与25℃相比,低温下裂纹扩展阻力系数的对数值降低7%~15%,而高温下却增大5%~23%;低温下裂纹扩展指数增大7%~21%,而高温下却减少5%~34%;氢脆效应和高温氧化作用是导致裂纹扩展速率随温度升高而加快的主要原因。     

局部配置法求解TBC界面裂纹应力强度因子研究

主要探讨了应用局部配置法求解拉伸载荷下和热载荷下陶瓷隔热涂层界面裂纹的应力强度因子的方法.对于陶瓷隔热涂层,其陶瓷层与粘结层之间的界面裂纹的应力强度因子是复型的,它包括应力强度因子的模和相位角.其求解与传统均质材料的应力强度因子是不同的.     

开裂式阻力方向舵流固耦合机理分析

为了探究阻力方向舵开裂状态下的流场形态和流固耦合运动机理,采用计算流体力学(CFD)方法开展了不同开裂角下的二维阻力方向舵的流场计算。基于动力学模态分解(DMD)方法对各流场进行模态分解,分析了各模态的流动特征及频率变化。结果表明,在20°开裂角的范围内,机翼绕流的流场结构以开裂区内的驻涡及后缘脱落涡为主,流场各阶模态频率随来流速度的增大而增大,随开裂角的增大而减小。同时,对不同开裂角的二维翼型开展了流固耦合计算。结果表明, 随着折减速度的增加,系统的流固耦合运动形式由涡致振动发展为流动失稳,系统的失稳边界随着开裂角的增大而提高。      

柔性涡流阵列传感器孔边裂纹监测技术

针对这一问题,提出了一种带双面补强的柔性涡流阵列传感器并用于孔边裂纹监测。通过COMSOL有限元软件建立传感器和被测试验件的有限元模型,分析提离距离、垫片磁导率变化和裂纹扩展对传感器输出信号的影响;制备带补强和不带补强的传感器,并开展挤压实验和在线疲劳裂纹监测实验;根据实验结果和仿真结果之间的差异进行误差分析。结果显示：随着提离距离和垫片磁导率的增加,传感器输出感应电压逐渐增大;传感器裂纹监测灵敏度随着提离距离的增加而逐渐减小;带补强的传感器可以在螺栓拧紧扭矩为63 N·m的条件下工作,而不带补强的传感器在拧紧力矩为50 N·m时完全失效;通过在线疲劳裂纹监测实验验证了带补强的传感器对裂纹具有定量监测能力,裂纹监测精度与激励线圈之间的间距一致,可达1 mm;实验结果与仿真结果之间的差异主要由提离距离引入。