喷丸强化7475-T7351铝合金的小裂纹行为和寿命预测

对7475-T7351铝合金进行了喷丸强化和未喷丸(机械加工后抛光)单边缺口拉伸(SENT)试样的小裂纹扩展行为试验研究,利用权函数法(WFM)和叠加原理分析计算了三维表面小裂纹在外加载荷和残余应力场联合作用下的应力强度因子(SIF),并将其加入到基于裂纹闭合的小裂纹扩展分析程序FASTRAN3.9中,采用该程序预测了均布外载荷σmax=160MPa、R=0.06下,喷丸强化和未喷丸SENT试样自然萌生裂纹扩展的a-N曲线。研究发现喷丸强化残余压应力对疲劳小裂纹扩展速率的降低是疲劳寿命延长最主要的原因,采用基于裂纹闭合的小裂纹扩展分析方法能够较好地定量描述喷丸强化的疲劳延寿作用。     

基于小裂纹理论的GH4169高温合金的疲劳全寿命预测

将基于小裂纹理论的疲劳全寿命预测方法应用于恒幅载荷作用下的高温合金GH4169材料的全寿命预测。采用单边缺口试样研究了该合金在室温下应力比为0.1和0.5的自然萌生的小裂纹的起始和扩展行为,结果表明疲劳小裂纹均起始于试样表面夹杂,并且小裂纹扩展寿命占疲劳全寿命的大部分比例。在裂纹扩展速率da/d N低于10-5mm/cycle的区域,表现出明显的小裂纹效应。基于小裂纹和长裂纹的扩展数据,利用Newman裂纹闭合模型,获得了裂纹扩展的da/d N-ΔKeff基线数据。对高周疲劳试样的断口形貌进行观察,得到以材料夹杂尺寸作为初始裂纹尺寸的值ai。根据初始裂纹尺寸和裂纹扩展的基线数据,利用FASTRAN软件,对GH4169合金的疲劳全寿命进行预测,并用高周疲劳试验S-N数据对预测结果进行评价,预测与试验结果能够很好地吻合。     

氩弧焊接接头疲劳寿命预测

对TA15钛合金板材进行氩弧焊对接焊后,加工成光滑疲劳试件进行R=0.5,0.06的高周疲劳SN曲线测试。试验后对试样断口进行扫描电镜(SEM)分析发现,疲劳源大多位于焊接区域的气孔或夹杂等焊接缺陷处。以焊接处微观结构缺陷尺寸作为初始裂纹尺寸,采用基于裂纹闭合的全寿命预测模型,以焊接区域不同位置的长裂纹扩展速率曲线作为基线,利用J.C.Newman的FASTRANII软件对焊接接头试件的疲劳寿命进行预测,发现采用焊缝边缘处的长裂纹扩展曲线预测结果与试验结果吻合较好。     

试验参数对高强钢疲劳小裂纹门槛值测试的影响

针对 9310钢研究了试验参数对疲劳小裂纹门槛值测试结果的影响。结果表明 ,对于 9310高强钢采用恒Kmax 升Kmin方法进行小裂纹门槛值试验时 ,规范化的应力强度因子梯度CK 和Δα值的选取对门槛值的影响很小。当Kmax在线弹性范围内选取时 ,由于裂尖过程区的断裂机制未发生变化 ,Kmax的选取对门槛值测试结果也基本没有影响     

冷挤压孔边残余应力场中裂纹的应力强度因子

 本文给出了复杂应力场中圆孔边穿透裂纹问题的权函数解析解和各种基本载荷作用下孔边裂纹的应力强度因子计算公式。并据此计算了冷挤压孔边残余应力场中裂纹的应力强度因子,进而讨论了裂纹在外载荷和残余应力共同作用下疲劳扩展的特点。     

小表面裂纹应力强度因子的权函数解

 三维权函数法应用于平板表面裂纹问题,计算了含小表面裂纹(a/t≤0.2)的平板受远方拉伸及弯曲载荷下的应力强度因子,所提供的解答覆盖了疲劳断裂的研究及工程应用中所关心的小表面裂纹的范围。与文献中的有限元结果进行了广泛的比较,两者之间有极好的一致性。还研究了a/c→0时应力强度因子的极限情况。     

GH4169合金自然萌生小裂纹扩展行为的试验研究

为了研究镍基GH4169高温合金自然萌生小裂纹的扩展行为,采用单边缺口拉伸(SENT)试样进行了室温下应力比R=0.1,0.5的小裂纹扩展试验。在长裂纹近门槛值区域,观察到明显的小裂纹效应,疲劳小裂纹扩展寿命占全寿命的大部分。利用扫描电子显微镜(SEM)和能谱分析仪(EDS)对试样断口表面进行微观分析,结果表明,疲劳小裂纹起始于合金中的夹杂(Ti(C,N)或Nb(C,N)),并且倾向于以半圆形向试样内部扩展。试样的断裂模式存在由晶体学小平面断裂向疲劳条带断裂的转变,该断裂模式转变处对应小裂纹扩展速率曲线上裂纹加速扩展前的急速降低点。     

TC4钛合金和7475铝合金的长裂纹和小裂纹扩展特性的研究

研究了TC4钛合金和7475铝合金在应力比R=0.5,0和-1恒幅载荷下的长裂纹和小裂纹的扩展行为。小裂纹试验采用单边缺口拉伸试样,裂纹从半圆形缺口根部自然萌生。研究结果显示,TC4钛合金在恒幅载荷下,未显示出小裂纹效应。该现象与小裂纹扩展初期出现明显的裂纹偏析和分叉有关。小裂纹起始寿命较长,裂纹起始寿命约占疲劳寿命的20%~55%。7475-T7351铝合金在低应力比(R≤0)下的低应力强度因子范围内,存在经典的小裂纹效应,小裂纹起始于孔壁表面的第二相质点团或空洞处,夹杂质点团较之单个杂质点对裂纹的萌生更有害,裂纹起始寿命约占疲劳寿命的15%~29%。     

基于小裂纹理论的航空材料疲劳全寿命预测

综述了基于小裂纹理论的疲劳全寿命预测方法。该方法把断裂力学的ΔK分析与裂纹闭合概念结合起来,应用于自然萌生的小裂纹和长裂纹的扩展,并全部基于对起源于材料初始缺陷的裂纹扩展分析预测疲劳全寿命。这一方法已被作者成功地应用于多种航空材料,包括:4种高强度铝合金、2种高强钢和2种钛合金,载荷类型涉及恒幅、Mini-Twist和直升机旋翼谱等。结果表明,预测的疲劳全寿命与实验结果吻合良好,从而为把基于断裂力学裂纹扩展的损伤容限方法向传统的疲劳领域(S-N曲线,安全寿命)延伸开辟了可行的途径。     

纤维金属层板疲劳裂纹扩展速率与寿命预测的唯象模型

以纤维金属层板疲劳裂纹稳定扩展的特性为基础,提出了纤维金属层板等效裂纹长度（l0）的概念,导出了纤维金属层板疲劳过程中的有效应力强度因子方程,建立了纤维金属层板等幅疲劳下疲劳裂纹扩展速率与寿命预测的唯象模型。它不仅适用于中心裂纹,同时也适用于边缘裂纹。用唯象模型对2/1GLARE和3/2GLARE层板的CCT试样和SENT试样进行了寿命预测,并与试验结果进行了对比。当裂纹从锯切裂纹尖端扩展到试样宽度的80%时,对于GLARE层板的CCT试样,2/1GLARE层板的预测寿命与实测寿命之比为1.05,3/2GLARE层板的预测寿命与实测寿命之比为1.07.对于GLARE层板的SENT试样,预测寿命与实测寿命之比为1.12.唯象模型不仅预测结果可靠,精度高,而且都是解析运算,非常方便。唯象模型的提出使得纤维金属层板的疲劳裂纹扩展速率和寿命的预测变得跟金属材料一样方便,因此具有重要的工程应用价值。