多孔多裂纹平板的疲劳裂纹扩展试验与分析方法

飞机结构广布疲劳损伤是目前大型客机损伤容限设计与分析的难点。通过试验研究了典型多孔多裂纹2024-T3铝合金平板的裂纹扩展行为。试验结果表明：相邻孔边裂纹之间的相互干扰明显降低了共线多裂纹平板的疲劳裂纹扩展寿命。就本文研究的典型多孔板,所有孔边都出现了等长裂纹这一极端情况,其裂纹扩展寿命是单孔平板孔边裂纹扩展寿命的10%左右。本文采用Eshelby夹杂理论和权函数法给出了典型多孔多裂纹问题的应力强度因子近似解析解,并结合Paris裂纹扩展公式预测疲劳裂纹扩展寿命。与采用有限元法获得应力强度因子并预测多孔多裂纹板的疲劳裂纹扩展寿命进行对比,对比结果表明：采用解析解和有限元解获得的应力强度因子预测的疲劳裂纹扩展寿命与试验结果吻合良好;相比于有限元法,本文的应力强度因子解法简单、高效,将有助于飞机结构多位置损伤（MSD）的疲劳裂纹扩展寿命预测分析。     

老龄飞机广布疲劳问题研究综述（续）

3.2应力强度因子（SIF）的研究 WFD的应力强度因子是裂纹扩展分析和剩余强度求解的基础,是含裂纹结构的损伤容限分析的首要任务。应力强度因子反映了裂纹尖端附近应力场强度强弱的程度。由于多裂纹结构的形状、边界、受力的复杂性以及裂纹形态的多样性,加之裂纹扩展时的相互作用,增加了对多裂纹结构应力强度因子研究的难度和复杂性,使得解析法在数学上往往难以描述和求解,因此众多研究学者大都采用数值方法进行分析计算。     

基于三维裂纹尖端应力场的应力强度因子计算方法

提出一种基于无限大体裂纹尖端弹性应力场理论解的前几项多项式函数,对实际裂纹体弹性应力场有限元解进行拟合来计算应力强度因子的方法.该方法在计算应力强度因子时不需要预先假设裂纹尖端的应力应变状态,应力强度因子计算结果更符合三维裂纹体裂纹尖端实际的应力应变状态.首先基于二维无限大板中心穿透裂纹应力场理论解验证了方法的有效性,探讨了拟合确定应力强度因子需要的多项式应力函数的项数.然后分别以二维大板中心穿透裂纹、三维大体内埋圆裂纹和三维有限厚板中心穿透裂纹的应力强度因子计算为例,通过与无限大板和无限大体应力强度因子理论解以及基于位移外推法和1/4节点张开位移法的应力强度因子有限元解的对比分析,验证了该方法的有效性和合理性.研究表明该方法能够合理反映三维裂纹体裂纹尖端的实际应力应变状态,计算得到的应力强度因子数值更合理.      

带止裂筋整体翼梁结构的破损安全分析与试验

为了研究带止裂筋整体翼梁结构的裂纹扩展特性,采用ANSYS有限元软件对裂纹尖端应力强度因子进行数值计算,对缩比试验件进行疲劳裂纹扩展试验,当裂纹扩展到止裂筋前时进行剩余强度试验。结果表明:在梁缘条和蒙皮断裂情况下,止裂筋能够降低梁腹板上的应力强度因子幅值,对裂纹扩展起到拟制作用,其能够承担较大的静载荷从而实现破损安全设计,但是用止裂筋阻止疲劳裂纹扩展的效果并不显著;与梁弯曲产生的正应力相比,腹板上的剪应力不足以驱动Ⅱ型裂纹扩展。     

一种多部位损伤全寿命分析的工程方法

提出了一种多部位损伤全寿命分析的工程方法,该方法包含3部分内容。对多裂纹萌生问题,通过研究多细节结构中裂纹萌生机理,将裂纹萌生寿命的取值事件转化为3个独立事件的积事件,前者的发生概率等于3个独立事件发生概率的乘积,3个独立事件的发生概率可由单细节结构裂纹萌生寿命的概率分布求得。从而可由单细节结构裂纹萌生寿命概率分布得到多细节结构中依次出现的各条裂纹的萌生寿命的概率分布。对多裂纹扩展问题,先通过有限元方法计算出多裂纹指定长度组合下的应力强度因子,然后引入响应面法,定量地建立了裂纹长度与应力强度因子之间的函数关系,由响应面模型得到多裂纹任意长度组合下的应力强度因子,最后采用循环接循环法进行裂纹扩展分析。对多裂纹结构失效分析,采用亚临界条件判断结构是否失效,认为结构上萌生的首条裂纹与第2条裂纹的位置相邻,裂纹发生首次连通时,结构失效。进行了单细节带孔板与多细节带孔板的裂纹萌生扩展试验,并对多细节带孔板的裂纹萌生扩展寿命和首次裂纹连通寿命进行了预测。预测结果和试验结果吻合良好,表明该方法是有效的。     

应力强度因子变程相关的FGH97蠕变-疲劳裂纹扩展主导因素

利用扫描电镜对FGH97试件在750℃,应力比为0.05,不同保载时间和应力强度因子变程处的断口微观特征进行了观察,发现保载时间为90s时,随着应力强度因子变程提高,疲劳条带特征逐渐消失,可忽略疲劳载荷作用的应力强度因子变程值位于中等水平处;保载时间为450s和1500s时可忽略疲劳载荷作用的应力强度因子变程值更低.基于包含蠕变-疲劳交互项的3项式模型,引入时间相关和循环相关分量对蠕变-疲劳裂纹扩展试验数据进行了分析,发现不同保载时间下,时间相关分量与循环相关分量对总的裂纹扩展速率的贡献量与应力强度因子变程水平有关.基于分析结果,给出了时间相关裂纹扩展速率描述模型,并讨论了不同保载时间下影响裂纹扩展主导因素的应力强度因子变程值.      

预循环应力对材料断裂力学性能“锻炼”效应的影响

对服役多年的高速列车用7N01铝合金材料进行疲劳裂纹扩展速率试验,其对数坐标系中的疲劳裂纹扩展速率da/d N与应力强度因子ΔK的关系呈折线形式。与未服役材料对比,在裂纹扩展初期阶段,裂纹扩展速率降低。选取两种原始铝合金材料进行107次预循环应力作用后的疲劳裂纹扩展速率试验,研究低于疲劳极限的预循环应力对材料断裂力学性能的影响。结果表明:经预循环应力作用的材料,其da/d N与ΔK的关系曲线在裂纹扩展初期(对应于低应力强度因子阶段)均出现折转现象。对试验数据的回归分析表明:预循环应力的作用使得材料的断裂力学性能有所提高,预循环应力对材料产生"锻炼"效应。     

双向受载裂纹板的胶接修补效果分析

运用有限元方法,分析了双向受载裂纹板胶接复合材料补片后,裂纹尖端的应力强度因子、补片内的最大拉伸应力和胶层内的最大剪切应力。没有补片时,平行于裂纹方向的拉压应力对裂纹尖端的应力强度因子没有影响。而裂纹板经复合材料补片胶接修补后,平行于裂纹方向的拉压应力对裂纹尖端的应力强度因子具有耦合效应,并且这种耦合效应的大小与补片的铺层含量有很大的关系。     

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。     

裂纹参数和筋条布局对共振九宫板动态应力强度因子的影响

由于裂纹的出现会改变振动结构的断裂行为,本文建立了含中心裂纹九宫板结构的有限元模型并采用模态叠加原理快速求解出该结构在共振条件下的裂纹尖端应力强度因子（SIF）,然后分析并讨论了裂纹参数（偏转角度和裂纹长度）及筋条布局对应力强度因子的影响。结果表明：随着裂纹偏转角度的增加,Ⅰ、Ⅱ和Ⅲ型应力强度因子最大值分别表现出不同的变化趋势（单调增加、无显著变化、先增加后减小）;裂纹长度同时影响应力强度因子最大值和裂纹类型;对于裂纹参数相同的九宫板,筋条布局改变了结构的模态振型,从而导致不同裂纹类型出现;特别地,当九宫板中央区域为正方形时,应力强度因子最大值和裂纹类型对裂纹偏转角度不敏感。     

基于数字图像相关的预腐蚀2024-T4铝合金疲劳开裂实验研究

通过三维数字图像相关(3D-DIC)方法研究预腐蚀2024-T4铝合金在三种不同最大应力水平和应力比下的疲劳开裂行为。通过应变场演化直观地显示裂纹萌生和扩展的时空特征,并通过扫描电镜观测关键损伤区域的断裂微观形貌。结果表明:试样边缘的局部腐蚀促进了疲劳裂纹萌生,影响了裂纹的形核位置,并引起材料氢脆现象;疲劳裂纹扩展方向与加载方向呈60°~68°角,表明疲劳裂纹扩展可以用KⅠ/KⅡ混合模式来描述;预腐蚀铝合金疲劳失效存在单裂纹断裂、多裂纹联合、多裂纹竞争和多裂纹平行扩展4种典型的失效模式。     

基于场强法的燃烧室机匣后衬套安装座疲劳寿命预测

由于局部应力应变法存在缺陷而引入场强法,对缺口构件的疲劳寿命预测问题进行研究。给出了应力场强法估算缺口构件疲劳寿命的基本框架和分析计算步骤,通过算例对场强法重要参数场径的影响因素、应力集中系数和权函数进行了探讨,并对场强计算中的有限元网格细化问题进行了初步探讨。采用场强法和局部应力应变法对某型发动机燃烧室机匣后衬套安装座进行了疲劳寿命预测。结果表明：利用场强法预测出的寿命更接近试验结果。     

基于中值滤波和参考点的风洞压敏涂料试验图像处理技术

提出了一种结合图像中值滤波和试件参考点的风洞压敏涂料（PSP）试验图像数据处理方法。与通常用校准箱获取校准曲线进而得到PSP试验试件表面压力或压力系数（Cp）的方法不同，该方法通过空心中值滤波技术恢复PSP光强比图像中测压孔处的光强比数据，结合若干参考点处常规测压技术实测所得Cp值，获得Cp值和PSP图像光强比数据的关系曲线，进而得到整个试件表面的Cp值数据，该方法获得的数据结合了风洞试验诸多因素对试验结果的影响。利用MATLAB对PSP技术试验图像数据进行了处理，并将PSP方法获得的Cp值与常规测压方法获得的Cp值进行了比较，得到的结果显示，笔者采用的方法获得的Cp值与常规测压方法获得的Cp值吻合较好。该方法为PSP图像数据的处理提供了一种新的方法，具有较大的发展潜力和应用价值。     

多点裂纹起始过程的计算机模拟

在多点裂纹起始的情况下,可以观察到多个微观裂纹的萌生和早期扩展,所以宏观裂纹形成的寿命估算是比较复杂的。本文介绍一种二维计算机模型,模拟一种马氏体钢F82H的多点裂纹起始过程,损伤的累积程度通过单位面积裂纹密度表示,微裂纹萌生循环数通过Tanaka-Mura公式确定。该模型可以模拟材料的微观结构参数(如晶粒尺寸和取向)对裂纹萌生寿命的影响,给出定量的寿命估算表达式。模拟的裂纹密度和循环数的关系与试验结果符合得相当好。     

飞机整体翼梁结构断裂特性分析研究

研究飞机整体翼梁结构的损伤容限特性,采用ANSYS有限元分析软件,计算不同结构参数下应力强度因子,并根据最大拉应力理论确定裂纹扩展轨迹.分别讨论裂纹按照直线轨迹扩展和按照最大拉应力理论确定的轨迹扩展对应力强度因子的影响,并进行了分析比较.研究了整体翼梁结构腹板厚度及止裂筋条结构参数变化对应力强度因子及裂纹扩展轨迹的影响.     

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。     

飞机典型结构──含有裂纹的加筋板应力强度因子计算

本文应用复变应力函数和分区变分原理,提出了确定型材和板有裂纹的加筋板应力强度因子的计算方法,并以实例叙述了方法的应用,给出了应力强度因子的计算公式及在某一特定的结构参数下其应力强度因子随裂纹长度变化的曲线。     

内燃机声强测试的有效性研究

有普通内燃机试验间内用声强法对发动机噪声进行测量,重点依据ＩＳＯ９６１４－Ｉ国际标准对测试数据的有效性和精度进行较深入的分析和校核,结果表明其方法可行,数据有效。通过测量分析,估算了发动机辐射的声功率及声能分布,进行了内燃机声源识别,获得了该型发动机噪声的有关特征和规律。此项研究为在普遍试验间进行内燃机噪声测量分析提供了经验。     

CSM玻璃钢层间剪切断裂

 本文对CSM-GRP层间剪切断裂用实验与分析方法进行了研究。用英国标准BS4994规定的双槽试件拉剪法测量了层间剪切强度（ILSS）。用有限元法计算了应力分布、损伤扩展和复合型应力强度因子。并讨论了BS4994规定的这一试验方法的可靠性。