GH901材料p—ε—N曲线初探

p-ε-N曲线一般应在应变化相同，而应变幅值不同的条件下（比如应变化为－1）进行低周疲劳试验，对试验结果进行统计处理后作曲线拟合得到。本从已有的四组按局部应力应变法进行等应变历程对比试验的结果（应变比互相相同）出发，按航空工业部有关标准进行统计处理后，通过解非线性方程组，得到了GH901材料的p-ε－N曲线，从而节省了为获得此种材料的p-ε-N而专门安排试验所需的经费与时候，为预测高存活率的安全寿命提供了参数。     

非对称循环载荷下疲劳寿命估算的能量法

 首先给出了材料静态σ－ε曲线更精确的拟合方法，然后提出一种能够对材料在非对称载荷作用下的响应进行定量分析预测的循环特性计算模型——双切线模型，最后用总应变能原理对疲劳寿命进行了估算。结果表明，计算寿命与试验数据符合得很好     

基于局部应力应变场强法的薄壁缺口结构随机声疲劳寿命估算

航空发动机火焰筒结构在随机声激励下的寿命估算属于典型的多轴疲劳问题。对航空薄壁结构随机声疲劳寿命估算的峰值概率密度法和功率谱密度法进行了探讨。在应力场强法的基础上,深入研究了一种用于薄壁缺口结构随机疲劳寿命估算的有效方法——局部应力应变场强法,该方法能同时考虑缺口局部应力梯度和应变梯度对疲劳损伤的影响。以薄壁缺口结构作为研究对象,结合声疲劳问题分析的一般方法,对局部应力应变场强法在声疲劳寿命估算中的运用进行了研究。     

轮盘变幅低循环疲劳寿命预测法

本介绍了基于局部应力应变法的轮盘变幅低循环疲劳寿命预测系统，通过大量试验和理论研究改进了局部应力为寿命估算法，使之具有高的工作效率和较好的寿命预估精度，所提出的应用光滑棒预测轮盘变幅低循环疲劳寿命的方法具有较好的精度，方法简便，是一种有前途的试验评估法，本建议的应用变幅循环的结果确定轮盘的可靠性寿命比EGD－3[1]的方法更科学，更可靠。     

轮盘槽底低周疲劳寿命预测

航空构件要求重量轻,多半采用弹塑性设计,应力集中区域的材料通常是应变循环而不是应力循环,所以局部应变法已成为比较流行的一种寿命预测方法。本文采用了这种方法。鉴于试验更能真实地反映疲劳累积损伤的过程,所以本文除了用局部应变理论估算寿命之外,还利用光滑试样的疲劳试验预测了轮盘槽底的裂纹起始寿命。实践证明这种寿命预测方法比仅用计算公式估算寿命效果要好。对于中值寿命,轮盘和光滑试样的寿命之比仅为1.2倍。      

ε-N曲线和P-ε-N曲线整体推断方法

由于应变疲劳试验数据在lgΔεe-lgN (或 lgΔεp-lgN )坐标系中呈现散点形式,并且疲劳寿命标准差随弹性分量和塑性分量减小而增大,所以无法通过成组试验法和同方差回归分析测定ε-N曲线和P-ε-N曲线,目前采用的平均值法和Wissching方法均属于近似方法,存在较大误差.为此,本文采用异方差回归分析理论,建立了一种测定ε-N曲线和P-ε-N曲线的整体推断方法,该方法能够将不同应变水平下的试验数据作为一个整体进行统计分析,可以很好地处理散点数据和异方差数据.在ε-N曲线和P-ε-N曲线测试中,与传统方法相比,既可节省大量试件,又能有效地提高精度.     

一种较简单的低循环疲劳寿命预测法

 <正> 1。引言 局部应力应变法是目前预测结构裂纹起始寿命的一种行之有效的方法。根据局部应力应变法的原理,可以用计算的方法来预测构件裂纹起始寿命。在计算中,从载荷谱得到局部应变谱,可利用有限元法分析结构的局部应力应变响应。当然还可利用半经验公式(如Neuber法等)。在计算中若考虑材料的记忆特性和循环σ-ε曲线,这无疑对真实地反映受载构件的局部应力应变响应是有利的。但要做到这一点,用有限元分析所需的机时相当可观,因为它要对整个寿命期间的载荷历程进行分析计算,至少也要针对一个典型谱分析计算。 计算中材料的循环应力应变曲线一般可采用下式     

受拉螺栓和耳片的疲劳寿命估算

本文介绍了一种估算结构疲劳寿命的新途径:在结构名义应力谱、应力严重系数/知名义应力等寿命图已知时,把结构件的名义应力等寿命图转换成真实应力等寿命图,用计算出的真实应力、应变查该等寿命图来估算出结构的寿命,或者把用诺伯法确定出的局部应力、应变历程转换成当量名义应力水平后查结构名义应力等寿命图来估算结构的疲劳寿命。这样,同时运用了名义摩力法和局部应力、应变法的优点,使寿命计算更合理。     

复合加载下加劲板疲劳裂纹扩展研究

本文以含倾斜裂纹平板和加劲板为实验模型,进行了平板和加劲板Ⅰ-Ⅱ复合型裂纹疲劳扩展实验。本文提出了复合型加劲板应力强度因子的工程算法,并利用S法和应变准则进行寿命估算,对扩展路径以及线切割预制和疲劳预制裂纹的异同进行了讨论。 实验与计算的结果表明,本文提出的复合型加劲板应力强度因子算法是一种较好的工程算法,应变准则应用于疲劳问题以估算寿命,其结果相当令人满意。     

超载对无裂纹缺陷试件疲劳寿命的影响

采用无裂纹缺陷试件进行疲劳试验得到试件的疲劳寿命,同时利用考虑了记忆特性的局部应力应变法对试件的疲劳寿命进行定量分析。主要讨论了材料的记忆特性与可用性系数, 采用Neuber近似解法求出局部应力应变,然后按照Manson-Coffin公式求出各级载荷的疲劳寿命和对应的疲劳损伤,采用:Miner疲劳累积损伤理论估算疲劳寿命,最后讨论了超载对裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命的影响。     

二维寿命分散系数和二维强度缩减系数

提出了二维寿命分散系数和二维强度缩减系数的概念和公式, 从而可以综合利用当前数据和经验数据, 得到更接近于母体真值的安全寿命和安全强度。该公式不但适用于完全数据, 而且也适用于不完全数据和无失效数据。      

两个疲劳分散系数计算公式之间的关系的研究

常见的计算疲劳分散系数的公式有:(1)Antilog和(2)Antilog。国内外有的文献认为公式(1)的缺点是未说明以何种置信度确定母体均值,主张在应用公式(1)之前先对母体均值进行区间估计。本文提出了安全疲劳寿命(或极限)直线的概念,指出两个公式实际上是该直线的两种不同表示形式,并导出了它们之间的等效变换关系,从而说明公式(1)也象(2)一样包含有母体均值置信度的信息。     

轻、重腐蚀涡轮盘榫齿高温复合疲劳试验研究

针对某型发动机二级涡轮盘榫齿裂纹故障,设计了一套新型试验加载方案,对涡轮盘枞树型榫槽进行了高温复合疲劳试验研究,得出了多通道传力结构的复合疲劳裂纹扩展规律,进而对比了轻、重两种腐蚀状态的涡轮盘榫齿高温复合疲劳寿命,给出了重腐蚀盘较轻腐蚀盘的寿命明显降低,且分散性大的结论,为制订轮盘腐蚀判废标准提供了依据。     

A fatigue damage-cumulative model in peridynamics

While the present structural integrity evaluation method is based on the philosophy of assumed similitude, Fatigue and Damage Tolerance (F&DT) evaluations for next generation of air-vehicles require high-fidelity physical models within cyberspace. To serve the needs of F&DT evaluation in digital twin paradigm, a fatigue damage-cumulative model within peridynamic framework is proposed in this paper. Based on the concept of fatigue element block and damage accumulation law in form of Coffin-Manson relationship, the proposed model applies to both fatigue crack initiation and fatigue crack growth; fatigue crack growth rates under constant-amplitude and simple variable-amplitude block loading cases can be well predicted for three common structural materials without inputs of Paris law parameters. Additionally, the proposed model can also be easily extended to a probabilistic version; for verification, multiple-site-damage problems are simulated and the statistic nature of fatigue process in experiments can be well captured. In the end, main features of the proposed model are summarized, and distinctions from the other models are discussed. There may be a potential for the peridynamic damage-cumulative model proposed in this work to numerically predict fatigue problems in digital twin paradigm for future generations of aerospace vehicles.     

疲劳试验中的数据处理

从疲劳试验工作的实际出发，介绍与疲劳问题有关的数理统计方法。该方法使分散性很大的疲劳试验结果得以合理处理，从而可准确地提供试验数据，供作材料疲劳鉴定与疲劳寿命估算之用。     

Individual aircraft life monitoring: An engineering approach for fatigue damage evaluation

Individual aircraft life monitoring is required to ensure safety and economy of aircraft structure, and fatigue damage evaluation based on collected operational data of aircraft is an integral part of it. To improve the accuracy and facilitate the application, this paper proposes an engineering approach to evaluate fatigue damage and predict fatigue life for critical structures in fatigue monitoring. In this approach, traditional nominal stress method is applied to back calculate the S-N curve parameters of the realistic structure details based on full-scale fatigue test data. Then the S-N curve and Miner’s rule are adopted in damage estimation and fatigue life analysis for critical locations under individual load spectra. The relationship between relative small crack length and fatigue life can also be predicted with this approach. Specimens of 7B04-T74 aluminum alloy and TA15M titanium alloy are fatigue tested under two types of load spectra, and there is a good agreement between the experimental results and analysis results. Furthermore, the issue concerning scatter factor in individual aircraft damage estimation is also discussed.     

焊接结构的疲劳评定方法

焊接结构的疲劳强度是焊接结构完整性的重要保证.焊接结构的疲劳强度取决于整体结构构造及接头特征等因素,焊接结构的疲劳评定需要考虑焊接接头类型及局部力学行为等不同结构层次的作用.目前已发展了名义应力评定方法、结构应力评定方法、局部应力应变评定方法和断裂力学评定方法.     

涡轮构件疲劳/蠕变寿命的试验方法

根据弹用发动机涡轮构件的真实工况,通过有限元分析确定试验寿命考核点,提出并设计了一套加载方案,模拟了工作条件下结构的应力场和温度场,构件的试验寿命、断裂部位与有限元预测结果一致。试验结果表明提出的小结构大载荷、小空间高温度的试验方法可以很好地再现涡轮构件的疲劳/蠕变故障,为发动机构件的寿命评定提供了依据。     

高低周复合载荷燕尾型榫连接微动疲劳的试验研究

分析了国内外对飞机发动机轮盘和叶片的燕尾型榫连接构件微动疲劳的研究现况,对榫连接构件进行受力分析,设计了实验装置,通过实验,认为该实验装置是可行的。通过边界元素法进行了数值计算,分析接触表面当量应力、摩擦功,以及当量应力和摩擦功对疲劳损伤的影响。      

结构可靠性定寿模型及其在航空动力结构中的应用

本文以安全寿命定寿，以损伤容限保障安全，发展了结构可靠性定寿模型，给出了确定结构首翻期和检修周期公式；还给出了该模型应用于航空发动机动力构件疲劳定寿的实例