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为了更好地分析航空发动机用高温合金裂纹萌生阶段的变幅载荷对高温材料的低周疲劳裂纹萌生及扩展寿命的影响,将低周疲劳的裂纹萌生过程视作损伤累积过程,基于连续损伤力学建立了低周疲劳损伤累积模型.结合室温下GQGH4169合金的裂纹扩展试验数据,通过有限元建模计算和数值分析方法确定了模型中具体的损伤参数数值,并对裂纹萌生寿命进行了预测.结果表明:该方法不但能准确地预测变幅加载下CT试样的裂纹萌生寿命,而且能很好地反映萌生阶段变幅载荷对裂纹扩展寿命的影响,而且降低了试验成本. 相似文献
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疲劳应力变幅的断口反推研究 总被引:5,自引:0,他引:5
通过对18Cr2Ni4WA钢在不同应力比和不同载荷下的疲劳裂纹扩展速率试验,拟合得Paris关系式,然后对试验断口进行疲劳条带宽度S(微观裂纹扩展速率)测量,将疲劳条带宽度值代入拟合的Paris关系式中,反推计算断口试样的疲劳应力变幅.结果表明,疲劳条带宽度只在疲劳裂纹扩展的一定阶段与宏观裂纹扩展速率相等,选择该阶段的数据点进行疲劳应力变幅反推计算,相对误差在10%以下;数据点是否位于宏、微观裂纹扩展速率相等的阶段,可由S~yπa双对数座标S形曲线判定,并发现由于裂纹扩展速率的误差传递系数小于0.5,计算结果对裂纹扩展速率测量的相对误差不敏感. 相似文献
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目前关于预测变幅载荷下裂纹扩展模型有几十种。近年来提出的一些改进后的新模型除考虑拉伸超载的“迟滞效应”外,还考虑了压缩载荷的“加速效应”。如Willenborg/Chang,MPYZ等模型。这些模型在一定范围内都能够预测变幅载荷下裂纹扩展。但这些模型目前还都是以线弹性断裂力学为基础,以应力强度因子范围⊿K为描 相似文献
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飞机谱载荷下裂纹扩展的三维约束效应 总被引:5,自引:2,他引:5
研究裂纹端部三维应力约束、塑性约束和位移约束等对谱载疲劳裂纹扩展的影响。用适于三维应力状态的修正条带屈服模型 ( Modified Strip Yield Model)计算与裂纹扩展有关的三维约束因子。利用所得约束因子的理论解改进 NASA多年来发展的 FASTRAN-II寿命预测软件 ,使其避免了依赖经验确定的约束因子进行寿命预测的局限 ,仅利用一组常幅疲劳裂纹扩展数据和材料的常规机械性能便可预测飞机谱载下的裂纹扩展寿命。对多种谱型、应力水平、过载比和材料的组合情况进行了分析 ,预测寿命与试验结果吻合很好 ,证明本文方法和改进软件可以用于实际结构的寿命预测。 相似文献
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对2024-T3铝合金板材中心孔试样进行了疲劳裂纹扩展行为及寿命预测的理论和试验研究.采用疲劳条带与显微镜观测相结合的办法获得试样在块谱作用下孔边自然萌生裂纹扩展的α-N数据,并通过对断口的SEM观察获取试样的初始缺陷形状.利用基于裂纹闭合的小裂纹扩展分析程序FASTRAN3.9对试样α-N数据进行反推,建立了描述孔边裂纹细节原始疲劳质量的当量初始缺陷尺寸(EIFS)分布.以该分布为基础,采用FASTRAN3.9对试样进行了恒幅载荷下试样的中值疲劳S-N曲线的预测,预测结果与试验验证结果吻合较好. 相似文献
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以2524铝合金与激光熔化沉积TC11钛合金为试验对象,开展了不同载荷条件下的疲劳裂纹扩展试验,采用数字图像相关方法(DIC)对裂纹尖端张开位移(CTOD)进行了测量,研究了CTOD、CTOD变程、CTOD塑性分量、CTOD滞回环面积等参量在疲劳裂纹扩展过程中的变化规律,分析了上述参量与疲劳裂纹扩展速率的相关性,提出了一种以CTOD滞回环面积为主控参量的疲劳裂纹扩展速率模型。研究结果表明,CTOD滞回环面积和CTOD塑性分量与疲劳裂纹扩展速率间均存在明确的关联关系,可有效地表征疲劳裂纹扩展中塑性行为的影响;采用CTOD滞回环面积表征疲劳裂纹扩展速率在恒幅与变幅载荷下均具有适用性,且受测量偶然误差的影响更小,在应用中具有一定优势。 相似文献
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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。 相似文献
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《中国航空学报》2016,(6):1618-1625
A comparative study is performed between a crack closure model and the Willenborg model, which can calculate the fatigue crack growth rate under the overload effects. The modified virtual crack annealing (VCA) model is briefly reviewed, which is based on the equivalent plastic zone concept. In this method, the retardation phenomenon is explained by the crack closure level variation, which is derived from the interactions between forward and reverse plastic zones ahead of the crack tip. As a comparison, the Forman equation in conjunction with the Willenborg model is also reviewed. The retardation phenomenon is described by directly modifying the stress intensity factor. It is known that the large plastic zone created by the overload can decelerate the fatigue crack growth rate until the crack grows beyond this region. A relationship between the plastic zone and the modified stress intensity factor is developed, which is a mathematical fitting equation instead of physical-based formulation. The experimental data in aluminum alloys are used to val-idate these two models. Overall, good agreement is observed between the model predictions and the testing data. It is noted that the approach based on modified VCA model can give more accurate prediction curves than the Willenborg model. 相似文献
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飞机和发动机等重要装备承力结构在服役过程中通常承受变幅疲劳载荷作用。直接测量和分析由于过载塑性变形而导致的裂纹尖端附近残余应力场,对于较好地理解变幅加载下疲劳裂纹扩展行为,从而改善和发展疲劳寿命预测模型具有重要价值。本文基于微细尺度的深度-传感压痕(DSI)残余应力测量技术,研究了材料疲劳裂纹尖端附近残余应力场的实用测试技术,获得了铝合金中心裂纹拉伸试样在恒幅及单峰疲劳过载作用下裂纹尖端附近的残余应力场分布。同时,还采用弹塑性有限元方法模拟分析了相同疲劳载荷下裂纹尖端附近相应的残余应力场分布。相互验证表明:两种方法获得了基本吻合的结果。 相似文献
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本文用再结晶法测定了等幅循环载荷中施加超载后在裂纹尖端发生的高应变区内的塑性应变,求得了此区域的各参数与J积分、裂纹尖端张开位移CTOD及超载对疲劳裂纹扩展的延缓效应。实验结果表明,用再结晶法研究超载对裂纹扩展的延缓效应是一种很有效的方法。 相似文献
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本文简要地评述了铝合金、钛合金和高强度钢的疲劳裂纹扩展机制及其工程应用;提出了预测疲劳裂纹扩展门槛值的一个普遍关系式;评价了现有四种超载模型对Ti-6A1-4V合金在拉伸超载下的延缓效应和预测寿命能力。对Willenborg和Maarse模型作了改进,并应用于A1和Ti合金的寿命预测。改进后的Maarse模型明显地提高了预测拉伸超载下和谱载下寿命的精度。文中还讨论了显微组织、应力比和表面状态等对材料疲劳裂纹扩展行为的影响。 相似文献