短周期谱载荷作用下的疲劳裂纹扩展估算

本文公式系由线性累积损伤寿命公式乘以一个考虑超载迟滞效应的修正系数而构成的。 1.公式推导 Walker裂纹扩展方程为 da/dN=c(ZK_(max))~n (1)式中c,n,q及u为材料常数;R为应力比。 应力强度因子可以表示成式中,σ_(max)为垂直于裂纹的外加毛应力;Y为构型系数,它与裂纹长度有关。 当考虑超载迟滞效应时,Wheeler模型可以表示为     

某型发动机涡轮盘销钉孔边低循环疲劳寿命分析

为了比较准确地预测轮盘低循环疲劳寿命,并与等幅循环试验确定的寿命相关联,利用详细的弹性有限元法确定轮盘的危险部位(销钉孔边)及名义应力集中系数,利用材料的循环疲劳性能确定其相应的有效应力集中系数及平均应力修正系数,然后用修正的Manson-Coffin公式预测其裂纹形成寿命。上述方法预测的某型发动机涡轮盘销钉孔边的低循环疲劳寿命与试验结果非常一致。     

涡轮盘销钉孔损伤容限分析新方法及其应用

本文提出温度及离心载荷作用下三维构件损伤容限分析方法。该方法采用新型双重边界元法分析温度及离心力载荷作用下的涡轮盘三维裂纹应力强度因子 (SIF) ,并结合 Paris公式及 Euler法获得涡轮盘销钉孔边裂纹扩展形状及裂纹扩展寿命 ,进而采用二次估计方法获得涡轮盘裂纹扩展寿命修正值。利用新型双重边界元法分析了销钉载荷、温度场、裂纹形状对轮盘孔边三维裂纹应力强度因子的影响 ,并对以往涡轮盘销钉孔边裂纹扩展寿命分析工程方法的近似性进行了讨论。文中算例表明采用本文方法分析复杂载荷三维裂纹扩展寿命具有效率高、建模方便的优点。     

含孔复合材料层合板孔边应力集中的近似计算

针对含圆孔有限大复合材料层板的应力集中间题,提出一种计算孔边应力分布及应力集中系数的方法:先利用经典层板理论,将复合材料层合板化归为各向异性板;再将各向异性板等效转换为一偏轴拉伸的单向纤维层板;最后利用含圆孔偏轴单向板的孔边应力计算公式来分析一般铺层层合板孔边应力集中情况.根据所推导的含孔有限宽度复合材料层合板应力集中系数的表达式,分析讨论了板宽/孔径比、铺层比例、铺层方式、材料性能参数等因素对孔边应力集中的影响.     

金属材料延性断裂韧度测试中的柔度方法研究

 对紧凑拉伸(CT)试样的柔度转动修正方法进行了研究,理清了现行柔度转动修正方法存在的问题,给出了新的转动修正方法,并提出了考虑转动效应的CT试样的裂纹嘴张开位移(CMOD,V₀)与加载线张开位移(V_LL)的转换公式。弹塑性有限元分析表明,CT试样产生刚性转动的中心并不在试样的剩余韧带中心,而是在偏靠裂纹尖端的位置;转动半径 R 基本不受材料本构关系的影响,仅与CT试样的裂纹长度a与宽度W之比(a/W)有关,从而提出了R与a/W之间的单调多项式;当裂纹尖端产生较大程度的塑性变形时,需要考虑转动效应对CT试样裂纹张开位移(COD)测量的影响, J积分的塑性功计算须采用经转动修正后的COD。采用两种延性材料Cr2Ni2MoV和16MnR对COD转换公式进行了实验验证,结果表明,基于转动分析的COD转换公式由于考虑了裂纹尖端附近区域的弹塑性变形行为,用于断裂韧性测试中的塑性功计算更加符合实际,且同实验结果符合良好;直通型紧凑拉伸(FFCT)试样的刚性转动对较大裂纹扩展情形下的J_R阻力曲线影响较大。     

螺接接头最优干涉配合问题的研究

 1.干涉配合螺接接头孔边应力和位移场 假设:（a）被连接件为无限大板,圆孔内受均匀压力,并处于平面应力状态;（b）螺栓为一有限圆板,受均匀外压,在干涉配合时只产生弹性变形,并为平面应力状态;（c）被连接件材料的本构方程采用修正的Ramberg-Osgood形式     

含孔薄板孔边疲劳裂纹的萌生和扩展

 测试了 Ni基高温合金 GH41 69含孔薄板试件不同应力幅下的低周疲劳寿命,给出了孔边最大应力幅相同时,应力集中因子改变对试件疲劳寿命的影响。结合断口 SEM分析,探讨了应力集中条件下,疲劳短裂纹的萌生和扩展方式。试验结果表明,疲劳裂纹以滑移方式在孔壁与试样表面相交的棱上萌生;萌生期依赖于孔边应力幅的大小,与孔径无关。但疲劳裂纹扩展速率与孔边局部区域的应力分布有关。在孔边应力幅相同的情况下,孔边应力集中因子较大的试样裂纹扩展速率大,疲劳寿命分布带略低于孔边应力集中因子较小的试样。短裂纹阶段,疲劳裂纹以角裂纹的形式向内扩展;长裂纹阶段,疲劳裂纹以穿透裂纹的形式进行扩展。稳定扩展阶段疲劳裂纹以穿晶的韧性撕裂方式发展,但在靠近失稳扩展区域疲劳裂纹呈准解理断裂方式扩展。试验未观察到疲劳短裂纹群的连接与合并现象。     

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。     

求解正交各向异性含内部裂纹板应力强度因子的复变函数-分区广义变分解法

 <正> 计算应力强度因子是确定含有裂纹结构剩余强度与剩余寿命的最重要工作,而有限大体孔边裂纹应力强度因子的确定又是应力强度因子确定中最具实用价值的一部分工作。目前,在这方面所采用的方法有:边界配位法、有限元素法与边界元素法等。为了提高计算效率与消除模型的不确定性,本文提出复变-变分方法求解有限大板孔边裂纹应力强度因子。     

椭圆孔边角裂纹应力强度因子的权函数求解方法

 飞机结构中一些用作检查的开口常常设计为椭圆孔,椭圆孔边三维裂纹应力强度因子的计算是该类结构损伤容限分析的关键技术。应用组合法思想构造了椭圆孔边裂纹的权函数,给出片条合成法求解含椭圆孔边三维角裂纹应力强度因子的求解方法,计算了椭圆孔边角裂纹受远方拉伸情况下的应力强度因子,研究了椭圆孔曲率半径对应力强度因子的影响,给出可供工程参考的结果和结论。     

干涉配合紧固件的疲劳裂纹扩展寿命分析

 利用权函数法给出了含紧固件孔的平板受干涉、双向拉压、各种形式的分布钉载和旁路载荷各种方式的组合作用时孔边穿透裂纹和角裂纹的张开型应力强度因子的数学表达式,可以方便地实施快速积分法求得裂纹扩展寿命。分析了干涉销钉通过填充作用和与孔壁的摩擦对疲劳裂纹扩展寿命的影响。发现钉载及双向载荷条件的不同,干涉增寿效果不同。与实验结果的对比表明方法是有效的。     

锪窝填充孔孔边角裂纹应力强度因子的有限元分析

对锪窝填充孔孔边角裂纹应力强度因子进行研究对提高结构安全性具有重要意义。根据飞机上常用的锪窝铆接典型结构,运用ANSYS软件对锪窝孔孔边角裂纹进行有限元分析,建立铆钉与锪窝孔接触模拟铆钉对锪窝孔的填充作用。计算得到含铆钉填充以及空孔时锪窝孔边不同裂纹尺寸下裂纹前缘的应力强度因子分布。对比分析结果表明：铆钉填充能显著降低锪窝孔边角裂纹的应力强度因子,提高结构寿命。     

机械连接件中螺栓孔角裂纹应力强度因子数值计算(英文)

The three-dimensional finite element method is used to solve the problem of the quarter-elliptical comer crack of the bolt-hole in mechanical joints being subjected to remote tension. The square-root stress singularity around the corner crack front is simulated using the collapsed 20-node quarter point singular elements. The contact interaction between the bolt and the hole boundary is considered in the finite element analysis. The stress intensity factors （SIFs） along the crack front are evaluated by using the displacement correlation technique. The effects of the amount of clearance between the hole and the bolt on the SIFs are investigated. The numerical results indicate that the SIF for mode I decrease with the decreases in clearance, and in the cases of clearance being present, the corner crack is in a mix-mode, even if mode I loading is dominant.     

含不等长双裂纹无限大板应力强度因子

采用交替法求解了含任意相对位置不等长双裂纹的无限大极受均布拉应力作用的应力强度因子。此法以平面弹性力学的一个问题为基础,即含单裂纹无限大板,裂纹面受集中载荷,此问题的解已知,然后交替地满足边界条件。各种计算结果已绘成曲线。     

孔边角裂纹扩展特性分析

采用二维裂纹扩展分析方法研究含孔边角裂纹平板中疲劳裂纹扩展速率和寿命。该方法假设孔边角裂纹两个主方向上裂纹扩展主要取决于两方向裂纹尖端的应力强度因子。并采用裂纹闭合特性修正。预测在常幅拉伸疲劳载荷情况下２１２４Ｔ８５１铝合金板和３０ＣｒＭｎＳｉＮ１２Ａ合金钢板中孔边角裂纹扩展速率和寿命。理论计算和实验结果较吻合。     

锪窝孔边扇形角裂纹应力强度因子的三维有限元分析

 根据航空等领域内锪窝铆接及锪窝锣接构件的典型结构特征,采用三维的十节点四面体等参有限单元模型,分别对无裂纹及孔边含裂纹锪窝孔 /直通孔结构进行了模拟分析;得到了锪窝孔构件的危险部位及90°,120°锪窝孔边扇形角裂纹的应力强度因子,给出了覆盖面广的计算曲线;通过对计算结果的分析,讨论了裂纹长度、孔径以及板厚等因素对应力强度因子的影响。和已有的文献比较表明,本文数值结果精确,方法可靠。     

Analytical solutions of cracks emanating from an elliptical hole under shear

Based on the complex variable method, the analytical solutions of stress functions and stress intensity factors（SIFs） are provided for the plane problem of two collinear edge cracks emanating from an elliptical hole in an infinite plate under shear. The stress distribution along the horizontal axis is given in graphical forms, which conforms to Saint-Venant＇s principle. The influences of crack length and ellipse shape on the stress intensity factors are evaluated. Comparing the analytical solutions with finite element method（FEM） results shows good coincidence. These numerical examples show that the present solutions are accurate.     

带锪窝紧固件孔边三维多裂纹扩展的计算分析

多孔元件是飞机结构中常见的结构细节,起始于多个紧固件孔边的多条三维裂纹的疲劳扩展预测是结构多部位损伤寿命评定的重点问题和技术难点。建立一种高效实用的三维多裂纹扩展数值分析方法,能够对萌生于带锪窝孔边的多条三维裂纹实施疲劳裂纹扩展中的有限元快速建模和自动网格更新,进行三维多裂纹扩展全程自动数值模拟,并利用净截面屈服作为判定最终失效的准则。通过单锪窝孔双边非对称裂纹两种开裂模式情况下的算例计算分析,并与试验实测结果对比,验证了本文扩展分析方法的有效性。