声发射监测技术在损伤容限试验中的应用

在某型飞机疲劳关键部位全尺寸盒段损伤容限试验过程中,综合利用声发射技术及常规检查方法,监测裂纹的萌生及扩展。利用有限元数值模拟技术模拟裂纹扩展速率,结合损伤监测情况,确定合理的裂纹检查周期,确保试验获得准确有效的试验数据。通过数值模拟及试验验证证明了声发射监测技术在损伤容限试验中的有效性。     

铝合金结构腐蚀疲劳裂纹扩展与剩余强度研究

 在3.5%NaCl腐蚀溶液环境下对含中心孔LY12 CZ铝合金紧固件的疲劳裂纹扩展进行了试验研究,得到3种不同频率下紧固件的腐蚀疲劳裂纹扩展曲线。试验结果说明,随着频率的增加,腐蚀疲劳裂纹扩展速率逐渐降低,腐蚀溶液中疲劳裂纹扩展速率比在空气中大。以试验数据为基础,结合裂纹扩展分析软件AFGROW,提出一种可以用数值方法模拟腐蚀疲劳裂纹扩展的方法,模拟结果和试验结果符合较好。对紧固孔试验件利用2种失效模式进行了剩余强度分析,得到腐蚀环境下紧固孔结构的剩余强度曲线。     

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。     

涡轮盘榫槽的损伤力学研究

本文运用损伤力学方法对涡轮盘试件榫槽在蠕变和疲劳交互作用下的裂纹起始寿命与裂纹扩展寿命进行了分析研究。榫槽的非线性损伤累积模型是由修正的Ｃｈａｂｏｃｈｅ′ｓ低循环疲劳损伤模型和改进的Ｋａｃｈａｎｏｖ′ｓ蠕变损伤模型综合形成的。在此基础上建立了疲劳和蠕变交互作用下裂纹扩展计算模型。从理论分析计算与试验结果的一致性,说明所建模型的正确性。采用损伤有限元素法,以有限元网格尺寸模拟损伤裂纹长度。从试件榫槽的裂纹扩展计算分析中,提出裂纹起始方向和裂纹扩展方向判断准则,并通过计算检验了此准则的正确性。文中所建立的基本理论,计算方法及结果分析在工程实际中具有一定使用价值。     

基于平均扩展速率的裂纹扩展模型

不同于基于线弹性断裂力学（LEFM）的经典裂纹扩展模型,基于平均扩展速率的裂纹扩展模型通过形式简单的经验公式来描述随机载荷谱下单位飞行小时的平均裂纹扩展,该模型将随机谱当作"当量常幅谱"处理,模型中仅有两个特征参数,反映了所有复杂的载荷顺序效应及其他影响。基于该模型,进一步提出速率类比法则,可基于试验谱下扩展速率对未试验谱下扩展速率进行合理预测。首先介绍了基于Frost&Dugdale公式和基于Paris公式的平均扩展速率模型的内涵及参数推导方法,然后通过典型机身框关键部位模拟件在多种随机谱下的疲劳试验数据对平均扩展速率模型和速率类比法则进行试验验证。经对比分析,推荐使用基于Paris公式的平均扩展速率模型。经验证,采用基于Paris公式的模型和速率类比法则,可实现随机载荷谱下裂纹扩展速率和寿命的高精度预测。同时,速率类比法则的准确度与理论参数推导时选取的经典LEFM模型有关。平均扩展速率模型和速率类比法则为外场飞机单机寿命监控提供了一种可靠的疲劳寿命预测方法。     

有机玻璃疲劳裂纹扩展表达式及控制参量

将用于建立金属材料疲劳裂纹扩展关系式的静态断裂模型引入有机玻璃裂纹扩展行为的研究中,得到了在近门槛区、中部区和快速扩展区都能较好地与实验结果相吻合的疲劳裂纹扩展速率表达式。该关系式揭示了疲劳裂纹扩展速率和应力强度因子与弹性模量、门槛值和断裂韧性之间的内在关系,式中不含无明确物理意义的待定系数,是较为完善的表达式。认为有机玻璃疲劳裂纹扩展的控制参量为 :有效应力场强度因子、门槛值与断裂韧性之比值及最大应力场强度因子与断裂韧性之差。     

四参数全范围Forman裂纹扩展速率曲线p-da/dN-△K曲线拟合技术

裂纹扩展分析软件NASA／FLAGRO VERSION 2．0，采用的Forman裂纹扩展速率公式，是包括门槛区和快速扩展区的全范围裂纹扩展公式。采用四参数Forman公式可对裂纹扩展的整个过程进行描述，Fonnan公式考虑了应力幅值△K和应力比R对裂纹扩展速率的影响。通过对试验数据的拟和，可以得到Forman的四个参数C、n、p、q，进而得到各种不同材料的da／dN-△K-R曲面，再代入不同的应力比R，即可求得不同R下的da／dN-△K曲线。此外，为计算具有可靠度的疲劳裂纹扩展寿命，需采用具有可靠度的裂纹扩展速率表达式，即p-da／dN-△K表达式。     

基于能量模型的三维穿透裂纹扩展研究

利用能量释放率与应力强度因子的关系,给出了裂纹尖端的有效能量释放率;裂纹稳定扩展时有效能量释放率恰好等于裂纹扩展阻力,利用裂纹尖端前沿各点的有效能量释放率相等关系,提出了一种基于能量模型的三维穿透裂纹扩展形貌计算方法,可以计算不同厚度试样的三维穿透裂纹扩展形貌,并通过不同厚度单侧裂纹板的有限元仿真计算和试验进行了验证.仿真与试验结果表明:利用基于能量模型的三维穿透裂纹扩展形貌计算方法可以确定三维结构的裂纹扩展形貌;随着单侧裂纹板厚度的增加,裂纹尖端“隧道效应”消失,裂纹扩展形貌转变为“马鞍”形;试样自由面处的裂纹扩展速率要小于中面处的裂纹扩展速率.      

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。     

基于模态频率的V型缺口梁裂纹扩展速率模型

针对机械结构裂纹扩展预测问题,研究了基于模态频率下降率的V型缺口梁裂纹扩展速率模型。设计了V型缺口梁的疲劳裂纹扩展实验系统,完成了4个试件的模态频率和裂纹扩展实验测试。基于实验结果,讨论了影响V型缺口梁裂纹扩展行为的因素,应用Pairs模型拟合了V型缺口梁的裂纹扩展速率方程,探讨了模态频率下降率与应力强度因子的关系。结合模态频率下降率与裂纹扩展长度及循环加载次数的关系,建立了基于模态频率下降率的裂纹扩展速率模型。结果表明,V型缺口梁的裂纹扩展速率随模态频率下降率增加单调递增,裂纹尖端的应力强度因子幅值也随模态频率下降率增加单调递增,基于模型预测的裂纹扩展速率与实验结果基本吻合。所提出的基于模态频率的裂纹扩展速率模型有助于梁的裂纹扩展监测。     

三维非平面裂纹扩展参数化模拟方法

发展一种基于有限元方法（FEM）的自动模拟三维非平面裂纹扩展的模拟方法。该方法采用参数化建模的方式建立裂纹体,以镶嵌裂纹体的方式在结构中插入裂纹,然后通过有限元计算得到裂纹扩展参量,自动更新裂纹体从而模拟裂纹的扩展过程。通过模拟三个裂纹扩展算例,计算了裂纹扩展循环数,对比试验结果,误差分别为195%、161%、21%。结果表明:该方法能够模拟三维非平面裂纹的扩展并计算扩展寿命,具有一定的精度和适用性。      

FGH97粉末高温合金缺口试样小裂纹闭合特性数值模拟

采用有限元方法研究了FGH97粉末高温合金缺口试样小裂纹的塑性诱导裂纹闭合效应,分析了网格单元尺寸、缺口形式及外载大小、应力比和本构模型对裂纹闭合的影响,同时采用Walker公式计算裂纹扩展速率,并和试验结果进行对比以考察有限元方法的准确性。结果表明:当前塑性区尺寸大于10倍裂纹尖端网格单元尺寸时,裂纹闭合程度会趋于收敛;缺口形式在裂纹闭合未稳定前会产生影响,外载荷将决定闭合程度的稳定值;应力比的增大会降低裂纹闭合程度直至消失;相对于理想弹塑性本构模型,多线性弹塑性本构模型对网格的依赖性较低。缺口试样小裂纹扩展试验结果表明:考虑裂纹闭合效应之后,裂纹扩展速率计算结果与试验符合良好。      

点火期间装药裂纹内流场特性的有限元计算

通过理论分析,建立了固体火箭发动机推进剂裂纹动态点火的理论模型,对裂纹内部燃烧流动情况进行了理论计算。在非结构网格下,用有限元方法计算了不同几何特性和增压梯度下,火焰在裂纹内的传播及裂纹内的压强变化情况。计算表明：增压梯度越大,裂纹越窄,裂纹内的火焰传播速度越大,裂纹尖端压强也越大。     

飞力轮试验盘槽底裂纹损伤容限分析

用有限元和J积分相结合的方法, 确定飞力轮试验盘裂纹尖端参量随裂纹尺寸的变化规律, 并根据材料的断裂韧性确定临界裂纹长度。最后算出裂纹疲劳扩展寿命。计算结果与试验结果基本一致。      

聚硫推进剂燃烧条件下裂纹扩展过程的研究

研究了影响聚硫推进剂试件内裂纹扩展的各种因素。对含裂纹的推进剂试件进行了大量的燃烧试验,其燃烧过程用Ｘ射线实时成像系统进行了记录;并用粘弹性有限元方法计算了试件在燃烧过程中的应力应变状态,利用Ｊ积分法对裂纹扩展的可能性进行了预估。理论分析和试验结果均表明：燃烧室增压速率、裂纹尺寸、边界条件等因素对裂纹的扩展均有较强的影响。该研究结果对制定固体火箭发动机装药失效判据有一定的参考价值。     

裂纹齿轮动力特性三维有限元模拟

建立了裂纹齿轮结构的三维有限元动力学模型,分析了齿轮轮齿发生裂纹后的齿轮动力特性(固有频率、振型、动态应力等),并对裂纹出现位置和裂纹尺寸等对齿轮动力特性的影响进行了深入探讨和计算机模拟。指出裂纹尺寸和位置对于齿轮的固有频率和振型都有影响,当出现裂纹后固有频率发生下降,振型也发生变化,而裂纹位置对固有频率和振型影响大于裂纹尺寸的影响,当裂纹位于齿根处时齿轮固有频率下降较大,当裂纹位于齿顶处时齿轮固有频率下降较小,当裂纹出现后齿轮体的振型明显不同于无裂纹时的振型,在裂纹附近振动的振幅增大,并且齿轮体的动态应力也发生变化,与无裂纹的齿轮结构动力特性完全不同。      

基于虚拟裂纹闭合法的铝合金疲劳裂纹扩展分析

基于虚拟裂纹闭合法,以Abaqus有限元软件为平台,编写了用户单元子程序,计算出不同裂纹扩展阶段的应变能释放率和裂纹尖端应力强度因子。结合Paris公式,建立了有限元裂纹扩展模型,可仿真再现疲劳裂纹扩展过程,预测裂纹扩展寿命,为损伤容限评估方法提供一种技术支持。     

裂纹扩展的无网格数值模拟方法

疲劳断裂是航空材料的重要失效形式 ,由于裂纹尖端应力存在奇异性 ,传统有限元方法模拟裂纹沿任意路径扩展存在很多不足。作为一种新兴的数值模拟方法 ,无网格计算只需将求解问题离散为独立的节点 ,计算过程中可以实时跟踪裂纹尖端区域进行局布细化。将连续的裂纹扩展过程看作多个线性增量 ,每一个增量内裂纹扩展角根据应力强度因子确定 ,通过在裂纹尖端细化节点和引入外部基函数提高了计算精度。本文给出了应用无网格方法模拟裂纹扩展过程的关键技术和计算流程 ,通过对带有中心斜裂纹的 Ti-6 Al-4 V合金平板进行分析 ,预测得到的裂纹扩展路径与实验值吻合的较好。     

考虑分层损伤的复合材料螺栓连接强度预测与损伤分析

针对传统复合材料损伤分析方法未考虑界面层的损伤问题,基于三维累积损伤分析方法和内聚力模型方法,建立一套能够综合考虑面内损伤和层间损伤的复合材料螺栓连接数值分析模型。通过对两种典型复合材料单钉接头进行强度分析,表明该计算方法比传统有限元方法具有更高的精度。基于该模型,对接头层合板的分层扩展以及拧紧力矩对接头强度和分层扩展的影响进行研究。结果表明:分层扩展方向和层合板断裂方向是一致的;拧紧力矩对连接强度有明显提高作用,并且对孔边分层扩展有抑制作用。