随机谱下疲劳裂纹扩展的等损伤模型

本文对预测随机谱下疲劳裂纹扩展寿命的等损伤模型进行了较为系统的研讨，在损伤等价原则下导出5种不同形式的等损伤模型，并利用两种材料在两种谱型和两种应力水平下的疲劳裂纹扩展试验数据对其评估。结果表明：对于一般过载效应不强的随机型载荷，等损伤模型的预测精度足以满足工程要求；等损伤模型形式上的不同不会明显影响预测结果。本文还研究了经跑道计数法浓缩处理的简化谱对寿命预测结果的影响。     

疲劳裂纹扩展寿命预测概率模型

根据随机载荷谱作用下复杂构件危险部位疲劳裂纹扩展速率的随机特性，采用同步跟踪自校验算法，建立了用于复杂构件疲劳裂纹扩展寿命预测的概率模型。采用该模型用Monte－Carlo有限元混合方法做了多钉多层板复杂接头疲劳裂纹扩展寿命计算机仿真试验，给出了该构件疲劳全寿命分布规律。     

疲劳S-N曲线预测的三维断裂力学方法

根据旋转弯典圆棒疲劳断口分析,给出了裂纹几何参量及应用强度因子随裂纹扩展的变化规律,采用考虑三维应力约束效应的断裂力学理论及常幅载荷下材料的疲劳裂纹扩展da/dN-ΔK曲线,得到了独立于试件几何形状和应力比的材料da/dN-ΔKeff基准数据,结合断口分析所得的应力强度因子以及材料da/dN-Δkeff数据,以三种旋转弯曲圆棒S－N（应力－疲劳寿命）曲线进行了预测,结果表明,本文预测的疲劳S－N曲线和试验的结果较为吻合,本文的S－N曲线断裂力学预测方法对确定结构全寿命具有实际指导意义,同时也揭示了发展疲劳断裂统一理论的可行性。     

不同预腐蚀时间下微动对搭接件疲劳寿命影响研究

通过对不同预腐蚀时间下搭接件疲劳试验和断口宏微观的分析,得到不同预腐蚀时间下微动对搭接件疲劳寿命的影响规律。引入应力强度因子影响系数β用于修正微动效应对搭接件孔边裂纹应力强度因子的影响,针对不同腐蚀时间裂纹成核位置不同,利用裂纹扩展分析软件AFGROW建立了考虑微动影响的两种疲劳寿命计算模型。研究结果表明:微动和腐蚀的交互作用使搭接件的寿命减少更大,对于未腐蚀和腐蚀较轻的搭接件,由于微动作用,裂纹一般起源于螺栓孔处靠近螺栓孔沉孔区的螺栓体区,微动损伤占主导;对于腐蚀较重的搭接件,腐蚀占主导作用,裂纹一般起源于孔壁与接触面相交处。在考虑微动影响下,疲劳寿命预测值与试验值吻合较好,模型更加合理。     

一种旋翼轴裂纹扩展寿命分析方法

提出了一种旋翼轴裂纹扩展寿命分析方法。以某型号传动系统旋翼轴为研究对象,通过应力分析确定了疲劳破坏危险部位,建立了旋翼轴裂纹扩展的有限元模型。计算裂纹前沿的应力强度因子,对不同疲劳破坏危险部位进行了裂纹扩展的仿真分析,预测旋翼轴裂纹扩展寿命。通过对旋翼轴故障件进行分析验证了方法的可行性,该分析方法可用于直升机旋翼轴损伤容限设计。     

基于数值模拟的孔构件挤压强化疲劳寿命预测

为研究飞机机身7050铝合金孔构件挤压强化后的疲劳增益,采用数值模拟与试验研究相结合的方法,对孔构件的挤压强化过程、疲劳加载过程、疲劳裂纹萌生和裂纹扩展过程进行研究。通过数值模拟探究了孔构件在不同状态下危险截面的应力分布和对应的疲劳行为,分析了残余应力场对疲劳性能的影响,探讨了残余应力与疲劳裂纹萌生和裂纹扩展的内在联系,建立了孔构件挤压强化疲劳寿命数值预测模型。结果表明：孔挤压强化引入的残余压应力可以减小孔构件在受载时孔壁最大拉应力,改变疲劳裂纹的萌生位置,抑制疲劳裂纹萌生和裂纹扩展,提高7050铝合金孔构件疲劳寿命近2倍,疲劳寿命数值预测模型误差在12%以内。     

轴向共振控制的结构疲劳裂纹扩展分析

针对工程结构共振疲劳问题,提出一种激励频率跟踪随裂纹扩展变化的固有频率的加载方法,并对共振频带激励的裂纹悬臂杆进行理论分析.分析过程中,采用线性弹簧等效裂纹单元,复弹性模量考虑阻尼行为,得到考虑激励幅值、激励频率、阻尼以及裂纹长度等因素的动应力.利用Paris方程模拟裂纹扩展过程,分析阻尼对共振结构疲劳裂纹扩展寿命的影响.结果显示:裂纹扩展使结构共振频率下降;阻尼较小时,阻尼变化对疲劳裂纹扩展寿命的影响并不显著;阻尼达到一定值后,裂纹扩展速率迅速下降,可能发生止裂现象;越低阶模态振动,裂纹扩展速率越大,对应的疲劳裂纹扩展寿命越短.     

可重复使用运载器舵轴裂纹扩展寿命分析

针对可重复使用运载器舵轴中应用的30CrMnSiA及0Cr17Ni4Cu4Nb两种典型材料,开展了裂纹扩展速率测试,确定了其裂纹扩展参数;基于扩展有限元方法,建立了30CrMnSiA及0Cr17Ni4Cu4Nb两种材料平板结构的裂纹扩展寿命预测模型,预测结果与试验结果吻合良好。建立了含初始1mm裂纹的重复使用运载器舵轴裂纹扩展模型,确定了其裂纹扩展寿命,分析模型和结果可用于指导该类结构的损伤容限设计。     

老龄结构分析中腐蚀坑与等效裂纹间的量化关系

通过对航空结构的主体材料LY12-CZ进行预腐蚀试验,得到在不同条件下的腐蚀坑尺寸,然后进行疲劳试验并得到试验件寿命,再利用蒙特卡罗(MonteCarlo)方法对Paris公式进行数值积分并求解非线性方程,从而确定了与已知尺寸腐蚀坑有相同寿命所对应的等效表面裂纹的尺寸,最后把等效裂纹和腐蚀坑的尺寸分别代到模拟软件AFGROW内进行寿命预测并和试验疲劳寿命进行了比较。结果发现,把腐蚀坑等效为具有相同寿命的表面裂纹时,等效表面裂纹的尺寸比对应腐蚀的尺寸小19.7%-22.5%。     

三维疲劳裂纹扩展仿真的双重边界元法

运用双重边界元方法求解三维疲劳裂纹前沿的应力应变场,基于Forman理论、最小应变能密度法和Elber模型,采用增量步裂纹扩展分析方法,并根据裂纹几何形状的改变,对裂纹面进行网格重划分和迭代计算,模拟了三维裂纹的扩展和预测裂纹扩展寿命.获得了裂纹前沿各点的扩展长度、扩展方向和应力强度因子等特征量.扭力轴表面裂纹扩展的应用实例表明该方法正确合理.     

涡轮盘热力耦合及中心孔疲劳裂纹扩展研究

基于有限元软件ABAQUS/Franc3D,对某型航空发动机涡轮盘在热-机械载荷作用下的疲劳裂纹扩展规律进行研究。首先,进行涡轮盘网格无关性验证以保证计算精度;其次,针对涡轮盘进行导热分析以确定温度分布;再次开展了热-力载荷联合作用下的应力应变计算、静强度校核;最后,计算了中心孔处疲劳裂纹扩展参量以及疲劳裂纹扩展寿命。研究结果表明:该涡轮盘在最大转速状态下静强度满足要求,中心孔区域为应力集中危险点。裂纹尖端温度变化速率随着裂纹的深入而增加,导致了裂纹尖端应力场的扰动,裂纹由I型模式转为I/II混合模式。疲劳裂纹扩展寿命预测结果偏于危险,但可为涡轮盘损伤容限设计提供依据。     

阳极氧化对7075铝合金疲劳性能的影响

研究了铬酸与硫酸阳极氧化对7075铝合金疲劳性能的影响,结果显示,铬酸阳极氧化在ΔK较小时,能显著降低7075-T6铝合金在空气中疲劳裂纹扩展速率以及在3.5%NaCl溶液中的腐蚀疲劳裂纹扩展速率,而在ΔK较大时对疲劳裂纹扩展的速率几乎没有影响,却使腐蚀疲劳裂纹扩展速率明显增加.在实验室空气中经铬酸阳极氧化的铝合金的疲劳断口裂纹扩展的皱褶更为细致,腐蚀疲劳断口则几乎见不到裂纹扩展形成的辉纹.还发现ΔK在300～700 N/mm3/2之间,硫酸阳极氧化使7057-T6铝合金疲劳裂纹的扩展速率增大,只是当ΔK较大时增加的幅度不是十分明显,却能在较宽的ΔK范围内显著降低铝合金腐蚀疲劳裂纹的扩展速率.     

涡轮榫接疲劳寿命评估及验证：研究现状及展望

介绍了涡轮榫接结构疲劳寿命评估技术的研究现状,分别从多场载荷分析、裂纹萌生寿命评估、裂纹扩展模拟和试验技术等方面探讨了现有研究的进展、不足以及发展趋势,重点论述了涡轮榫接结构使用寿命和损伤容限的评估方法。结果表明：现有的分析和试验方法能基本实现涡轮榫接的疲劳寿命评估,但由于各种局限性,工程适用性亟待提高,仍需稳健的载荷降阶分析方法、基于物理机制和数据驱动的寿命评估方法、载荷历程相关的裂纹扩展寿命评估方法和复杂热力环境下的试验技术,从而建立先进航空发动机涡轮榫接结构疲劳寿命评估及验证体系。     

宽板铆接搭接件腐蚀疲劳特性试验研究

对航空铝合金2A12宽板搭接件进行了基准疲劳试验、预腐蚀疲劳试验、腐蚀-疲劳交替试验,观察搭接件内部腐蚀情况、断口情况;对比分析了三种不同情况的下的结果形成原因;从腐蚀产物、腐蚀形态、裂纹形成位置、能谱分析等方面对试验件进行微观对比分析。结果表明:预腐蚀试验后,试验件疲劳寿命下降明显,腐蚀—疲劳交替试验疲劳寿命最低,腐蚀—疲劳交替试验对试验件的疲劳性能影响较大;预腐蚀试验后,搭接处缝隙内有明显的腐蚀痕迹存在,缝隙环境加重了缝隙内部的腐蚀;裂纹源为韧性断裂,外表面有脆性特征,也存在解裂、二次裂纹等特征;对于腐蚀—疲劳交替试验搭接件,裂纹在界面腐蚀坑处发展,萌生的裂纹呈解理、沿晶等特征;腐蚀和应力的耦合降低了疲劳寿命。     

基于断裂力学方法的微动疲劳寿命估算

提出了基于断裂力学基础上的微动疲劳裂纹扩展寿命估算方法,该方法的关键是计算微动接触界面上的分布力.运用ANSYS有限元分析软件建立了赫兹接触问题的计算模型,计算了接触界面上的分布力,将计算结果与解析结果进行比较,二者相当吻合,验证了ANSYS软件计算接触分布力的可靠性.对给出的算例,计算了接触界面上的分布力,进而估算了微动疲劳裂纹扩展寿命,估算结果与实验结果吻合性很好.     

复合材料胶补飞机损伤金属结构疲劳寿命分析

针对复合材料单面胶接修理飞机损伤金属结构疲劳寿命分析时,多种失效模式耦合作用、残余热应力和附加弯曲力矩以及裂纹非均匀扩展的影响,提出了一种能够综合考虑上述影响因素的复合材料修理损伤金属结构疲劳寿命评估方法。算例分析结果与试验结果吻合,表明本文方法可为复合材料单面胶接修理损伤金属结构疲劳寿命估算提供参考。     

含边缘裂纹铝合金厚板的复合材料双面修补研究

采用表面打磨,80℃、接触压固化的方法,利用碳纤维/双马复合材料预固化补片对边缘裂纹的铝合金厚板进行双面胶接修补,测试修补前后的静态和疲劳性能,并结合高低温老化和常温油浸试验考核其耐煤油性。结果表明:修补后平均破坏载荷由94.313 kN增加到143.593 kN,提高了52.25%;疲劳寿命由2 019次循环增加到34 698次循环,提高了16.19倍;临界裂纹长度由13.5 mm增加为27.5 mm;裂纹扩展速率由2.72 mm/1 000循环降低为0.59 mm/1 000循环。在300次循环高低温油浸及180 d的常温油浸试验条件下,燃油对试验件疲劳性能无影响,同时修补试验件对煤油品质无明显影响。     

2E12铝合金机身壁板损伤容限分析与试验验证

2E12为国产新研铝合金材料,拟用于飞机机身蒙皮结构。损伤容限特性是该材料应用于型号的关键指标之一。按损伤容限设计要求,本文设计了3组典型的机身壁板结构试验件,包含了单跨裂纹、双跨裂纹和裂纹修理3种情况,首先完成了裂纹扩展和剩余强度数值分析,随后进行了验证试验,同时与2024铝合金试验件进行了对比分析和试验。研究结果表明：新研2E12铝合金材料损伤容限性能较好,能够满足型号设计要求;相对于单裂纹扩展,多裂纹的存在显著提高了裂纹扩展速率,多裂纹的总寿命缩短约为30%;裂纹扩展分析结果与试验结果误差小于10%;各试验件剩余强度结果一致性很好,分析结果与试验结果的差别约为2.3%。     

铝合金板广布疲劳损伤载荷谱加重的数值分析

在三排45孔铝合金试验件载荷加重试验基础上,对该模型进行了细致的有限元计算,系统地分析了广布损伤裂纹尖端相互影响因子分布和载荷加重裂纹扩展规律。结果表明:对于两个裂纹参数ai和aj影响的裂纹尖端相互影响因子βi,随着aj的增加而增加,随着ai的增加而减小;对于3个参数ai,aj和ak影响的裂纹尖端相互影响因子βi,随着aj和ak的增加而增加,随着ai的增加而减小;载荷加重后对β没有影响,这是由于有限元模型进行的是线弹性分析。由有限元法、构件疲劳额定系数法和构件细节数效应系数法3种方法计算的载荷1.2倍加重后的裂纹扩展量Δa1.2和原载荷扩展量Δa的比值η,在加载比较小,裂纹比较短时,多裂纹的扩展可以看作独立的裂纹扩展,可以吻合得很好,大约在2左右;但是当加载比较大,裂纹比较长时,裂纹尖端的相互影响因子变大,裂纹的扩展会快速增加,用有限元法可以更好地预测。     

晶体塑性模型及其在金属疲劳寿命预测中的应用

作为细观尺度上描述各向异性非均质材料塑性变形行为的重要方法，晶体塑性模型能够基于晶体材料的微观组织结构预测其宏观力学性能，在航空航天金属的力学性能设计及评估中展现出应用前景。本文总结了晶体塑性模型的发展历程和不同变种，从流动准则、硬化模型和内部状态变量演化3个角度对比分析了唯象晶体塑性模型与基于物理机制的晶体塑性模型的特点与差异；然后介绍了基于疲劳指示参数和寿命评估准则的晶体塑性有限元在金属疲劳寿命预测领域的应用尝试，以航空航天常用金属疲劳裂纹萌生寿命预测为例，给出了部分应用实例表明不同模型的预测能力和适用性；最后展望了晶体塑性模型和应用的未来发展趋势和有待加强的研究方向。