考虑应力比的疲劳裂纹扩展概率模型

考虑到应力比对疲劳裂纹扩展速率的影响及裂纹扩展的分散性,在Paris公式基础上,提出了一种考虑应力比的疲劳裂纹扩展概率模型;运用非线性函数线性化原理给出概率模型参数的求解方法;通过该概率模型和曲面,可从宏观上把握应力比对裂纹扩展的影响规律及得到任意应力比下的概率疲劳裂纹扩展速率曲线;对30CrMnSiNi2A钢试验数据的处理及分析验证了该模型的有效性和实用性.      

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。     

腐蚀环境下疲劳裂纹扩展试验

腐蚀严重危害飞机结构的安全。为了研究腐蚀对裂纹扩展的影响，完成了3种加载频率下的腐蚀疲劳裂纹扩展试验，并与实验室空气环境下的试验结果进行了比较。研究了加载频率对腐蚀疲劳裂纹扩展率的影响。结果表明，腐蚀减少了结构的裂纹扩展寿命，但频率对结构的裂纹扩展速率没有明显的影响。     

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。     

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。     

飞机疲劳载荷谱试验研究

介绍了在战斗机谱载作用下的30CrMnSiNi2A和LY12CZ试件的裂纹形成寿命试验,以及在运输机谱载作用下的30CrMnSiA和LY12CZ试件的裂纹扩展寿命试验。对影响疲劳寿命的主要参数,如高载截取、低载截除、载荷顺序以及不同载荷谱型对寿命的影响进行了讨论,得出了一些有重要意义的结论。     

30CrMnSiNi2A钢电子束焊接头的疲劳裂纹扩展特性研究

比较了26mm厚30CrMnSiNi2A超高强度钢电子束焊接头的母材、热影响区和焊缝区的疲劳裂纹扩展速率.试验结果表明,母材的抗疲劳裂纹扩展性能最好;热影响区抗疲劳裂纹扩展性能相对较弱;焊缝区的抗疲劳裂纹扩展性能接近母材.分别观察了母材、热影响区和焊缝区3个区域疲劳试样的断口形貌,发现接头各区域均呈现多源启裂特征,在稳...     

周期过载对LY12CZ铝合金腐蚀疲劳裂纹扩展的影响

对ＬＹ１２ＣＺ铝合金在周期过载条件下腐蚀疲劳裂纹扩展特性进行了试验研究。结果表明,周期过载迟滞效应取决于过载比和过载周期。当每一过载周期内裂纹扩展量小于由过载引起的塑性区尺寸时,可用等幅腐蚀疲劳裂纹扩展公式很好地拟合周期过载腐蚀疲劳裂纹扩展速率实验结果,从而周期过载迟滞裂纹扩展速率可通过在等幅腐蚀疲劳裂纹扩展公式中引入迟滞系数而获得。高－低加载顺序对腐蚀疲劳裂纹扩展的影响主要出现在近门槛区。     

腐蚀环境下的概率裂纹扩展分析

给出了裂纹扩展的概率方法，完成了3种加载频率的腐蚀疲劳裂纹扩展试验。用概率方法研究了加载频率对腐蚀疲劳裂纹扩展速率的影响，给出了在给定时间内的裂纹尺寸分布和在给定裂纹长度时的寿命分布。结果表明随着频率的增加，腐蚀的影响减小。预测结果与试验结果比较吻合，可以为飞机结构的损伤容限设计提供参考。     

GC-4高强钢腐蚀疲劳裂纹扩展的研究

本文研究了GC-4高强度钢的腐蚀疲劳裂纹扩展行为。考虑了不同热处理制度、不同环境(实验室空气、3.5%NaCl溶液、蒸馏水)和不同应力比(R=0.1,0.3)的影响。研究表明,300℃等温的疲劳及腐蚀疲劳裂纹扩展性能远优于180℃等温制度,在盐水和蒸馏水环境下裂纹扩展速率明显加快,随着应力比的提高,环境影响加剧。利用扫描电镜对试样断口形貌进行了分析并讨论了腐蚀疲劳机理。     

孔边角裂纹扩展特性分析

采用二维裂纹扩展分析方法研究含孔边角裂纹平板中疲劳裂纹扩展速率和寿命。该方法假设孔边角裂纹两个主方向上裂纹扩展主要取决于两方向裂纹尖端的应力强度因子。并采用裂纹闭合特性修正。预测在常幅拉伸疲劳载荷情况下２１２４Ｔ８５１铝合金板和３０ＣｒＭｎＳｉＮ１２Ａ合金钢板中孔边角裂纹扩展速率和寿命。理论计算和实验结果较吻合。     

30Cr Mn Si Ni 2A钢在飞机环境下的腐蚀疲劳裂纹扩展研究

 <正> 1.引言 飞机结构的许多部位同时受交变循环应力和环境介质的作用,腐蚀介质对疲劳裂纹     

铝合金腐蚀疲劳机理与腐蚀疲劳寿命分析方法综述

概括了影响高强度铝合金腐蚀疲劳的环境与力学因素，阐述了铝合金腐蚀疲劳裂纹形成与扩展的机理，介绍了结构腐蚀疲劳裂纹形成与扩展寿命的分析方法，为腐蚀环境下飞机铝合金结构的抗疲劳设计、耐久性与损伤容限评估提供参考。     

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。     

一种反映腐蚀疲劳裂纹增长的da／dN-（ΔK，f）数学模型

分析了加载频率ｆ对腐蚀疲劳裂纹增长的影响,提出了一种计及加载频率ｆ影响的腐蚀疲劳裂纹增长数学模型ｄａ／ｄＮ－（ΔＫ,ｆ）。     

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。     

轴对称构件疲劳寿命预测的损伤力学-附加载荷-有限元法

 提出了一种实用有效的弹塑性损伤应力 -应变本构方程与损伤演化方程。针对中高周疲劳问题,发展了轴对称疲劳寿命预测的损伤力学 -附加载荷 -有限元法计算格式。通过引入塑性附加载荷,考虑了构件应力集中区域塑性变形对构件疲劳寿命的影响。预估了30 Cr Mn Si Ni2A材料含沟槽轴对称试件的疲劳裂纹形成寿命,并分析了疲劳裂纹的扩展情况。疲劳寿命理论预测结果与实验结果吻合良好。