超声振动载荷下合金的疲劳裂纹扩展性能研究

本文应用超声共振试验技术研究了4种工程常用合金(Astroloy, 17-4PH, Ti-6Al-4V, Al-Li8090)在超声振动载荷(f=20kHz, R=-1)下的疲劳裂纹扩展性能, 并与常规疲劳载荷(f≤50Hz, R=0.7)下材料的有关性能做了对比分析。对超声疲劳载荷下材料损伤及裂纹扩展机理的特点做了研究, 给出了这种特定载荷形式下应力强度因子的计算方法。研究结果表明, 超声疲劳载荷下各种合金的裂纹扩展性能与常规疲劳试验中确定的有效应力强度因子△Keff类同。      

含裂纹铝合金板单面修补结构疲劳裂纹扩展分析

为了研究单面修补结构疲劳裂纹的扩展规律,进行了玻璃纤维/环氧树脂复合材料单面修补含裂纹铝合金板的疲劳试验,并建立了基于斜裂纹前沿(UCF,Uniform Crack Front)和基于垂直裂纹前沿(SCF,Skew Crack Front)的三维有限元模型。利用数理统计方法和有限元模型得到了不同裂纹长度时的有效应力强度因子(ESIF,Effective Stress Intensity Factor)值,采用应力强度因子修正法从疲劳试验结果中获得了修补结构不同裂纹长度时应力强度因子(SIF,Stress Intensity Factor)值Kexp,并使用有限元模型的ESIF值和Kexp预测了修补结构的疲劳寿命。通过分析得到以下结论:同基于UCF有限元模型相比,基于SCF有限元模型的ESIF更接近于Kexp。在预测疲劳寿命时,基于UCF有限元模型预测结果误差较大,与试验中值寿命的最大误差可达到19%;而基于SCF有限元模型各ESIF预测结果与试验中值寿命的误差都在6%之内,与试验结果一致性较好。     

八字形出口合成射流激励器机翼分离流控制

设计研制了一种适于机翼分离流动控制的八字形出口合成射流激励器,对其出口射流与主流的相互作用特性进行了研究,粒子图像测速仪（PIV）流场测试和边界层速度型测试结果揭示了其控制机制为促进边界层与主流的诱导掺混,提升边界层底层能量。利用该激励器阵列对NACA633-421三维直机翼模型开展了针对射流能量比Cμ和阵列位置两个参数的分离流控制研究,天平测力及翼型表面测压结果显示该激励器可有效抑制翼面流动分离、推迟失速迎角。在设计范围内,射流能量比Cμ值越大,控制效果越好,当Cμ＝0．00168时,机翼最大升力系数提升了5．92％,失速迎角推迟了2．5°（激励器阵列位于0．3c处）。激励器阵列的弦向布置位置是一个重要控制参数,阵列位于0．3c处时最大升力系数提升量大于位于0．55c时。     

低雷诺数下机翼气动特性研究及控制

高空长航时无人飞行器(HALE UAV)由于飞行环境空气稀薄、雷诺数低导致其气动性能恶化,如何通过流动控制改善机翼低雷诺数气动性能受到越来越多的关注。在低速风洞中通过测力、测压和边界层测试等试验技术开展了NACA 633-421直机翼模型气动特性试验和流动控制研究。天平测力结果表明:随雷诺数降低(Re<1.4×10⁵)机翼气动特性迅速恶化;最大升力系数损失严重,失速迎角急剧降低;分析翼面压力分布结果显示,机翼表面产生层流分离泡(LSB),其长度变化、位置前移和最终发生破裂的发展过程是导致机翼低雷诺数气动性能恶化的主要原因。采用合成微射流(Micro-SJ)对翼面层流分离泡进行流动控制,失速迎角推迟了11°,机翼最大升力系数由0.59提升至1.10,最大升阻比增加了13.6%。合成微射流控制具有选频特性,驱动频率f=200~400 Hz的合成微射流控制效果最佳,更易促进分离剪切层提前转捩,形成湍流再附,使得层流分离泡长度缩短。     

原始疲劳质量评定和裂纹扩展方法研究

在对带有一个铆接孔的试件进行试验研究的基础上,利用性能退化失效曲线,提出了一种新的初始疲劳质量和裂纹扩展速率的确定方法。根据试验结果和理论推导,建立了裂纹扩展长度与加载循环次数的函数关系。在此基础上,估算了EIFS值,并用指数函数拟合方法估计了疲劳裂纹扩展速率。最后通过对临界裂纹尺寸的理论计算验证了新方法的可行性和有效性。     

温度对有机玻璃裂纹扩展速率影响研究

以试验为舢出，系统的研究了不同温度(23℃、40℃、80℃、-30℃)及不同应力比(R=0．1、0．4)对有机玻璃裂纹扩展速率的影响，并提供了有机玻璃裂纹扩展da／dN～△K曲线。     

机翼亚音速非定常气动力计算

分析机翼非定常气动力特性既可用实验方法[1～3],也可用数值计算方法[4]。现采用非定常涡格时间历程法对机翼沉浮、俯仰、偏航和滚转振荡时的气动力进行计算。1　基本原理与计算公式设图1中t=0时机翼作定常运动;t=Δt时,机翼攻角突变1°,则机翼上产生一涡环ΔΓ1,并以V0向下游运动;t=2Δt时,机翼上又产生一涡环ΔΓ2;随着时间的推进,不断产生以V0向下游运动的涡环,从而模拟机翼的非定常绕流。当涡环以V0运动时(图2),其速度势为φP0=V0Γ4πlimy→0y∫b/2-b/2dz∫x1+V0tx11rdx上式对x、y、z分别求导得到非定常涡环的诱导速度Vx=V0Γb4πx…     

带保载平面应变塑性诱发裂纹闭合效应

用黏塑性有限元法模拟含中心裂纹试件在等幅循环拉伸加载和保载作用下的裂纹扩展规律.试件采用涡轮盘材料Udimet720 Li(low inclusion)、恒温700℃和平面应变假设,通过逐步释放裂纹尖端节点约束来模拟裂纹扩展.计算了在应力比R=0,不同最大循环载荷、不同保载时间对平面应变下无量纲裂纹张开应力强度因子的影响.平面应变情况下,无量纲裂纹张开应力强度因子随最大载荷的变化而趋于分散,并随着裂纹的扩展,会存在先上升后下降并趋于一个稳定值的趋势;载荷相同时,保载时间的增加使裂纹张开应力强度因子增加.高温保载情况下,蠕变会影响裂纹扩展速率.      

平面形状对MAV气动特性的影响

通过风洞测力实验研究了平面形状(后掠角)对展长/根弦长之比为1.0的机翼的气动特性的影响,实验结果表明,模型后掠角在很大程度上影响小展弦比机翼的气动特性,当模型后掠角Λ≤35°时,能增大模型的最大升力系数和失速迎角,推迟失速;当模型后掠角Λ=56°~64°时,能得到较好的升力曲线,改善机翼的失速特性。此外,实验结果表明模型前缘背风面倒角与迎风面倒角相比,有效地提高了模型的最大升阻比和失速后的升力系数。     

某型飞机机体机翼接头裂纹分析及维修

针对某型飞机机体机翼左接头部位存在裂纹的现象．对裂纹产生原因进行了分析,并利用有限元软件,对接口部位的简化模型进行两种危险情况加载计算,结果表明此裂纹为疲劳裂纹．在修理中采用加强件代替原垫圈提高了疲劳强度。     

8090铝锂合金疲劳短裂纹扩展行为研究

 研究了8090铝锂合金二维短裂纹的扩展行为,发现了短裂纹扩展抗力明显低于长裂纹,且随裂纹尺寸不同而异,其原因是裂纹闭合效应随裂纹尺寸变化。应用有效应力强度因子幅值可统一各种尺寸短裂纹乃至长裂纹的扩展行为。     

GC－4高强度钢化学短裂纹特性研究

采用恒ΔＫ法对ＧＣ－４钢在３．５％ＮａＣｌ溶液中化学短裂纹特性进行了试验研究。结果表明：恒ΔＫ时裂纹扩展的ｄａ／ｄＮ－ａ曲线存在临界裂纹尺寸ａ。当ａ＜ａ时,显示化学短裂纹效应。ａ值几乎不受加载频率、应力比和ΔＫ水平的影响;化学短裂纹特征扩展速率与长裂纹扩展速率之比是各种力学参量的弱函数。依据分析给出化学短裂纹扩展速率与裂纹尺寸之间的关系。     

孔挤压强化对两种超高强度钢疲劳裂纹起始与扩展寿命的影响

采用挤压和非挤压的中心孔试样研究了３００Ｍ和３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ两种超高强度钢在随机载荷谱加载条件下的疲劳裂纹起始和扩展寿命。试验结果表明,孔冷挤压显著提高两种超高强度钢的疲劳飞行寿命。经ＳＥＭ观察,挤压件的疲劳源产生于孔用处,为单疲劳源;未挤压件的疲劳源大多起始于孔壁表面,为多疲劳源。     

论疲劳短裂纹

 <正> 1.裂纹扩展阶段划分及影响因素 总结已有的实验分析表明,影响短裂纹扩展的可能因素有:(1)微观结构因素和微观力学因素;(2)力学因素和环境因素。微观因素是影响晶粒量级裂纹扩展的主要因素;远大于晶粒量级的裂纹则主要受宏观因素的影响。因此将短裂纹按其控制因素的性质分为微观结构短裂纹(MSC)和物理短裂纹(PSC)较为科学(图1)。 通过对许多实验结果的分析表明:MSC的上界视局部应力,晶界和夹杂的性质等的不同为1～3M(M为微观结构特征尺寸)。     

LY12CZ板材疲劳损伤及裂纹形成研究

 受交变载荷的构件,其疲劳损伤裂纹形成阶段在全寿命中占有相当大的比例。已有的疲劳损伤分析要求给出明确的应力或应变控制条件。只有光滑构件才能满足该条件,而缺口构件的疲劳损伤经常发生在缺口根部附近,这里的控制条件是难以准确模拟的。因此对缺口构件的疲劳损伤分析须进行细致的实验观测。     

30CrMnSiNi2A和GC4（40CrMnSiMoVA）钢裂纹扩展性能比较分析研究

在分析30CrMnSiNi2A和GC4力学性能的基础上,在相同裂纹长度条件下,对两种材料的裂纹扩展寿命和裂纹扩展速率的统计特性进行了统计研究。经比较分析后认为,由于30CrMnSiNi2A钢的裂纹扩展速率较慢,故裂纹扩展寿命较长,但由于其分散性较大,在裂纹长度较大时,99.9%的安全寿命尽管仍比GC4钢大,但两者已很接近。     

运输机随机载荷谱的简化和浓缩

以１００次飞行为基础编出的随机谱的数据仅需以１０００次飞行为基础编出谱的１／１０,但裂纹扩展试验寿命相差不到１０％。浓缩谱,只含少数循环,数据比以１００次飞行为基础编出的随机谱少９０％以上,但是,无论是这两种谱的裂纹扩展试验寿命,还是计算寿命,相差都不超过１５％。     

K_(Imax)<K_(Iscc)时30CrMnSiNi2A钢的腐蚀疲劳与失效机理

 应用电化学-断裂力学方法研究了30CrMnSiNi2A钢在室温模拟潮湿大气（H₂O）及海洋大气（3.5％NaCl）环境中低K范围内不同电位下的疲劳裂纹扩展特性。通过动力学及断口分析,提出在K_ImaxIscc范围内高强度钢可发生循环应力腐蚀开裂,其湿腐蚀疲劳失效机理应是裂尖局部阳极溶解与氢脆共同作用,且两者对△K_th及da/dN的意义不同,从而对以往高强度钢湿腐蚀疲劳的纯氢脆模型作出修正。     

SIMPLIFYING AND CONDENSING A SET OF RANDOM SPECTRA FOR TRANSPORT

ＳＩＭＰＬＩＦＹＩＮＧＡＮＤＣＯＮＤＥＮＳＩＮＧＡＳＥＴＯＦＲＡＮＤＯＭＳＰＥＣＴＲＡＦＯＲＴＲＡＮＳＰＯＲＴＺｈａｎｇＢａｏｆａ；ＦｕＸｉａｎｇｊｉｏｎｇ（ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＳｔｒｅｎｇｔｈ，ＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵ...     

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。