2024T3铝板试件疲劳裂纹张开应力测量

 建立了一种用裂纹张开位移引伸计对２０２４Ｔ３铝板试件的疲劳裂纹张开应力进行自动测量的方法。比较了斜率法、切线相交法和切点法所得结果的差别及测点位置的影响。并给出了超载作用下的疲劳裂纹张开应力的测量结果。     

恒幅加载下7475-T7351铝合金的疲劳裂纹扩展行为

 本文进行了7475-T7351铝合金板材中心开裂试样恒幅加载宽范围应力比下的疲劳裂纹扩展试验。考虑到裂纹张开应力的确定是基于裂纹闭合概念进行裂纹扩展寿命预测的基础,且在工程应用中需要方便地确定有效应力强度因子变程△K_(ett)。本文通过疲劳裂纹扩展速率da/dN的试验数据导出了所研究材料的裂纹张开应力的经验表达式,进而用有效应力强度因子变程△K_(ett)来联系试验数据,得到对于不同应力比下裂纹扩展行为的统一描述。试验发现,无量纲裂纹张开应力S_(op)/S_(max)随所加最大毛应力水平的提高而降低。 断口分析表明,对于所试验的材料由拉伸型平断口向剪切型斜断口的转变主要受△K_(ett)控制,并注意到由拉伸型向剪切型裂纹增长的过渡对应着S_(op)/S_(max)增加的趋势。     

用再结晶法研究超载对疲劳裂纹扩展的效应

 本文用再结晶法测定了等幅循环载荷中施加超载后在裂纹尖端发生的高应变区内的塑性应变,求得了此区域的各参数与J积分、裂纹尖端张开位移CTOD及超载对疲劳裂纹扩展的延缓效应。实验结果表明,用再结晶法研究超载对裂纹扩展的延缓效应是一种很有效的方法。     

超载对疲劳寿命影响的试验研究

 超载对疲劳寿命的影响是航空研究中的一个重要问题。本文通过试验初步探讨了机械超载对疲劳寿命的影响,包括超载对疲劳裂纹形成寿命、疲劳裂纹扩展寿命、疲劳累积损伤以及裂纹扩展迟滞效应的影响。并用X射线应力分析仪测量了超载引起的残余应力。用残余应力的观点解释了超载对疲劳寿命的影响。     

裂纹扩展中名义压缩载荷部分的作用

 本文意图:从总体上揭示名义压缩载荷在裂纹扩展各阶段中的作用。文中以现有资料为基础,针对典型载荷情况,对循环载荷的名义压缩部分在裂纹起始、短裂纹和长裂纹扩展阶段中的作用进行了分析。在两处关键的地方补充做了新的试验工作。发现名义压缩载荷部分在裂纹扩展各阶段、各种载荷谱作用下,对疲劳寿命起着非常不同的作用。指出有效尾迹塑性区长度ι_o这个参数起着重要的作用。     

一种基于约束因子的超载迟滞模型

在常幅载荷中加入一个超载会明显影响后续一段时间裂纹扩展的速率.要准确预测结构在变幅载荷谱下的疲劳裂纹扩展寿命,必须研究超载对裂纹扩展的影响.现有的变幅疲劳裂纹扩展模型大致可分为屈服区模型、经验的裂纹闭合模型和条带屈服模型.条带屈服模型预测较准确但需要数值迭代求解,计算量大,且程序复杂,不利于工程应用;屈服区模型比较简单...     

Analysis of crack opening stresses for center- and edge-crack tension specimens

Accurate determination of crack opening stress is of central importance to fatigue crack growth analysis and life prediction based on the crack-closure model. This paper studies the crack opening behavior for center- and edge-crack tension specimens. It is found that the crack opening stress is affected by the crack tip element. By taking the crack tip element into account, a modified crack opening stress equation is given for the center-crack tension specimen. Crack surface displace- ment equations for an edge crack in a semi-infinite plate under remote uniform tension and partially distributed pressure are derived by using the weight function method. Based on these displacements, a crack opening stress equation for an edge crack in a semi-infinite plate under uniform tension has been developed. The study shows that the crack opening stress is geometry-dependent, and the weight function method provides an effective and reliable tool to deal with such geometry depen- dence.     

用弹塑性有限元法求解脉动循环载荷有超载时裂尖前方的应力、应变分布及塑性区的大小

 本文用弹塑性有限元法求解了理想塑性材料在三个脉动循环载荷下有超载时裂尖前方的应力、应变分布及塑性区的大小。文中用平均刚度法、一阶自校正法进行了计算,讨论了这两种方法的优缺点。结果表明,当有超载时裂尖引起很大的残余压应力,使固有塑性区尺寸大大缩小,从而在一定的条件下,可使裂纹扩展延缓。计算结果与H.Miyamoto~[1]的结果作了比较,得到相当满意的吻合。     

单峰过载下的疲劳裂纹扩展厚度效应研究

进行了国产2024-T 351 铝合金在单峰过载条件下试样厚度对疲劳裂纹扩展性能影响的试验和分析研究。结果表明: 试样厚度对裂纹扩展迟滞有明显的影响; J. B. Chang 模型中的过载截止比不是材料常数, 它还和疲劳裂纹扩展的应力状态、载荷序列及试样厚度等因素有关。厚试样有较大的过载截止比, 用J. B. Chang 模型进行疲劳裂纹扩展寿命预测时应采用相应试样厚度的过载截止比。     

疲劳裂纹尖端残余应力场的深度-传感压痕测试与有限元分析

 飞机和发动机等重要装备承力结构在服役过程中通常承受变幅疲劳载荷作用。直接测量和分析由于过载塑性变形而导致的裂纹尖端附近残余应力场,对于较好地理解变幅加载下疲劳裂纹扩展行为,从而改善和发展疲劳寿命预测模型具有重要价值。本文基于微细尺度的深度-传感压痕(DSI)残余应力测量技术,研究了材料疲劳裂纹尖端附近残余应力场的实用测试技术,获得了铝合金中心裂纹拉伸试样在恒幅及单峰疲劳过载作用下裂纹尖端附近的残余应力场分布。同时,还采用弹塑性有限元方法模拟分析了相同疲劳载荷下裂纹尖端附近相应的残余应力场分布。相互验证表明:两种方法获得了基本吻合的结果。     

Comparative study between crack closure model and Willenborg model for fatigue prediction under overload effects

A comparative study is performed between a crack closure model and the Willenborg model, which can calculate the fatigue crack growth rate under the overload effects. The modified virtual crack annealing (VCA) model is briefly reviewed, which is based on the equivalent plastic zone concept. In this method, the retardation phenomenon is explained by the crack closure level variation, which is derived from the interactions between forward and reverse plastic zones ahead of the crack tip. As a comparison, the Forman equation in conjunction with the Willenborg model is also reviewed. The retardation phenomenon is described by directly modifying the stress intensity factor. It is known that the large plastic zone created by the overload can decelerate the fatigue crack growth rate until the crack grows beyond this region. A relationship between the plastic zone and the modified stress intensity factor is developed, which is a mathematical fitting equation instead of physical-based formulation. The experimental data in aluminum alloys are used to val-idate these two models. Overall, good agreement is observed between the model predictions and the testing data. It is noted that the approach based on modified VCA model can give more accurate prediction curves than the Willenborg model.     

EFFECT OF OVERLOAD ON CRACK GROWTH IN FIBER REINFORCED METAL LAMINATES

Ｆｉｂｅｒｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄｍｅｔａｌｌａｍｉｎａｔｅｓ（ＦＲＭＬｓ）ａｒｅａｇｒｏｕｐｏｆｍａｔｅｒｉａｌｓｂｙｂｏｎｄｉｎｇｔｈｉｎｍｅｔａｌｓｈｅｅｔｓｗｉｔｈｆｉｂｅｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ［１３］,ｔｙｐｉｃａｌｙｗｉｔｈ２／１ｌａｙｕｐ...     

腐蚀条件下LD2航空铝合金裂纹扩展规律研究

 腐蚀损伤会加速飞机结构的疲劳裂纹扩展,缩短飞机疲劳寿命。以LD2航空铝合金材料为研究对象,通过在实验室内模拟飞机服役环境进行加速腐蚀试验,得到不同腐蚀时间下的试验件,并在MTS-810疲劳机上对不同腐蚀时间下的试验件进行疲劳试验,得到不同腐蚀年限下的疲劳断口形貌。通过断口判读分析,得到不同腐蚀年限下的裂纹扩展数据(a,N)。从不同腐蚀时间下的裂纹扩展数据研究分析,得到裂纹长度与循环次数符合指数函数的形式,即裂纹扩展速率与裂纹长度成正比,其斜率依赖于腐蚀损伤与疲劳载荷两个因素,而且在同一应力水平下,其斜率与腐蚀时间呈线性关系,并且其截距与应力水平也呈线性关系。     

三维短裂纹的单峰超载迟滞效应研究

研究LY12CZ铝合金板材缺口附近短裂纹扩展阶段单峰超载迟滞效应。试验表明,在单峰超载情况下,短裂纹与长裂纹扩展相似,均存在超载迟滞效应。并且短裂纹阶段更敏感。     

无限大板孔边双裂纹应力强度因子和裂纹面张开位移

针对航空结构中常见的孔边裂纹问题,利用Muskhelishvili复变函数法和有限截项法计算了无限大板内圆孔边任意长度双裂纹在任意角度远场均布拉伸应力情况下的复合型应力强度因子和裂纹面张开位移,并与相关文献的计算结果进行了对比。通过对应力强度因子计算数值的拟合,得到了无限大板内圆孔边任意长度共线双裂纹在远场应力作用下的应力强度因子拟合方程。结果表明,应用复变函数法和有限截项法计算应力强度因子和裂纹面张开位移,不仅适用于无限大板内孔边裂纹对称的情况,孔边裂纹不对称时同样适用,在工程断裂问题中有较好的应用价值。     

考虑超载迟滞效应的一个新模型

 根据有效残余压应力的概念,并考虑基本循环中残余压应力的松弛.导出了计算超载后裂纹扩展速率的公式其中为未受超载影响的裂纹扩展速率;应力松弛系数 用本文的方法对铝合金LYl2,2024,7075,钛合金Ti-6Al-4V以及铆接加劲板等试件在不同载荷情况下超载迟滞期进行了计算。如令系数n=4,发现计算结果与实验结果符合得相当好。     

疲劳裂纹扩展参数研究

在大量拉－压超载实验的基础上导出考虑拉－压超载中压缩载荷影响的参数———超载截止比γＳＲ的计算式,并提出简单超载截止比γＳＯ的实验测定方法。将参数γＳＲ用于裂纹扩展寿命预测模型,获得良好的效果。     

双轴应力下含裂纹加筋曲板剩余强度的弹塑性有限元计算

 采用考虑了大应变的弹塑性有限元方法,以裂纹尖端张开角为断裂准则,实现了双向受载条件下加筋曲板中裂纹起裂到失稳整个扩展过程的数值模拟计算;还对与加筋曲板有同样尺寸的加筋平板进行了分析和计算。结果表明,所提出的分析方法和所采用的断裂准则适用于对含裂纹加筋结构所进行的剩余强度分析。     

整体加筋壁板中三维裂纹扩展过程模拟

基于有限元法和线弹性断裂力学理论,使用通用商业软件ABAQUS模拟了三维裂纹在飞机整体加筋板结构中的扩展过程,考察了一种典型的开裂模式,提出了一种对三维裂纹问题边界效应的修正方法,重点分析了裂纹在结构倒角附近区域的扩展规律。     

裂纹形成寿命的类比估算法

本文提出一种零部件的裂纹形成寿命的类比估算方法。即用已知零部件在谱载荷作用下,经过耐久性试验所得到的寿命（或使用寿命）来类比估算其它未经过耐久性试验的同类型的零部件的寿命。本文通过推导给出具体类比估算公式,它基本上可以消除Miner公式中常值Q的分散的影响,从而可以提高寿命估算的准确性。本文还给出了在五种谱载荷作用下的试样的类比估算和飞机的大型结构件的类比估算实例,并得到疲劳试验的验证。 在1979年类比计算寿命的研究工作中,曾得到北京航空学院高镇同教授的指导和空军研究所侯同英工程师的算例的验证。在试样类比计算中,北京材料研究所顾明达、张诗捷工程师无私地提供了试验数据。在此表示感谢。