8090铝锂合金疲劳短裂纹扩展行为研究

 研究了8090铝锂合金二维短裂纹的扩展行为,发现了短裂纹扩展抗力明显低于长裂纹,且随裂纹尺寸不同而异,其原因是裂纹闭合效应随裂纹尺寸变化。应用有效应力强度因子幅值可统一各种尺寸短裂纹乃至长裂纹的扩展行为。     

热载荷下热障涂层表面裂纹-界面裂纹的相互作用

针对热障涂层在热循环载荷下陶瓷层表面和氧化层/黏结层界面形成裂纹而导致涂层失效的问题,采用扩展有限元和内聚力单元建立陶瓷层表面裂纹与氧化层/黏结层界面裂纹相互作用的有限元模型,得到不同裂纹附近应力分布和开裂程度,分析了这2种裂纹之间的相互影响,结果表明:表面裂纹对界面裂纹影响较大,而界面裂纹对表面裂纹影响较小;氧化层几何参数以及材料参数对2种裂纹演变的影响研究结果表明:氧化层正弦幅值和厚度主要影响界面裂纹,在热载荷下,氧化层越粗糙,界面裂纹扩展速度越快。黏结层弹性模量主要影响界面裂纹扩展程度,而陶瓷层弹性模量主要影响表面裂纹扩展程度,对界面裂纹间接地产生较大影响。     

镍基合金GH4169疲劳小裂纹的扩展行为

基于表面复型法,采用快速固化材料RepliSet监测了镍基合金GH4169单边缺口拉伸试样疲劳小裂纹的萌生和扩展行为,利用光学显微镜对复型进行了观测。结果表明:RepliSet材料可有效复制试样表面形貌,记录疲劳小裂纹的萌生和扩展过程。镍基合金GH4169疲劳小裂纹起始于材料表面夹杂,疲劳小裂纹早期扩展阶段受微观结构影响,扩展速率波动性较大。疲劳小裂纹扩展过程中的临界裂纹长度约为250μm,当主裂纹长度小于250μm时,裂纹扩展非常缓慢;但当裂纹长度超过250μm后,疲劳小裂纹快速扩展成为长裂纹并导致试样断裂。在双对数坐标系中,疲劳小裂纹扩展速率和裂纹长度近似为线性关系。      

TC4钛合金和7475铝合金的长裂纹和小裂纹扩展特性的研究

研究了TC4钛合金和7475铝合金在应力比R=0.5,0和-1恒幅载荷下的长裂纹和小裂纹的扩展行为。小裂纹试验采用单边缺口拉伸试样,裂纹从半圆形缺口根部自然萌生。研究结果显示,TC4钛合金在恒幅载荷下,未显示出小裂纹效应。该现象与小裂纹扩展初期出现明显的裂纹偏析和分叉有关。小裂纹起始寿命较长,裂纹起始寿命约占疲劳寿命的20%~55%。7475-T7351铝合金在低应力比(R≤0)下的低应力强度因子范围内,存在经典的小裂纹效应,小裂纹起始于孔壁表面的第二相质点团或空洞处,夹杂质点团较之单个杂质点对裂纹的萌生更有害,裂纹起始寿命约占疲劳寿命的15%~29%。     

考虑小裂纹特性的裂纹扩展数值分析方法及实验验证

为了对工程断裂关键件进行全面的损伤容限分析,需要发展一种能够考虑小裂纹阶段的疲劳裂纹扩展数值分析方法。在Paris公式的基础上基于镍基粉末高温合金小裂纹扩展行为特点,提出了一种小裂纹加长裂纹阶段的裂纹扩展物理力学过程描述,并以此建立了裂纹扩展速率模型。同时考虑到工程应用,将该模型通过FRANC3D软件的用户子程序,与有限元方法结合,构建了一种可分析实际工程结构例如航空发动机涡轮盘上疲劳裂纹扩展的数值分析方法。针对带初始缺陷的FGH96合金标准试棒进行了裂纹扩展数值分析,并与开展的裂纹扩展寿命实验进行了对比。数值计算结果与实验结果吻合较好,表明该方法能够充分考虑小裂纹阶段的裂纹扩展行为特点,适用于分析工程结构疲劳裂纹扩展的全过程。     

铸造镍基高温合金疲劳裂纹的形成与扩展

 本文对铸造镍基高温合金光滑板试样（经过热等静压处理）疲劳裂纹的形成与扩展进行了研究。扫描电镜观察到裂纹在碳化物、显微疏松及其附近的基体上形成。着重观察了裂纹从20～2000μm长度范围内的扩展行为,以及从微观裂纹到宏观裂纹转变的特征。从裂纹长度和循环次数的关系可以看到小裂纹（<1000μm）的扩展是不连续和不规则的,它表明显微组织（特别是晶界）对裂纹扩展速率有影响。但是,用裂纹的平均扩展速率仍可以描述小裂纹的长大过程,小裂纹的扩展速率至少比长裂纹的扩展速率高一个数量级。     

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。      

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。      

多孔多裂纹平板的疲劳裂纹扩展试验与分析方法

飞机结构广布疲劳损伤是目前大型客机损伤容限设计与分析的难点。通过试验研究了典型多孔多裂纹2024-T3铝合金平板的裂纹扩展行为。试验结果表明：相邻孔边裂纹之间的相互干扰明显降低了共线多裂纹平板的疲劳裂纹扩展寿命。就本文研究的典型多孔板,所有孔边都出现了等长裂纹这一极端情况,其裂纹扩展寿命是单孔平板孔边裂纹扩展寿命的10%左右。本文采用Eshelby夹杂理论和权函数法给出了典型多孔多裂纹问题的应力强度因子近似解析解,并结合Paris裂纹扩展公式预测疲劳裂纹扩展寿命。与采用有限元法获得应力强度因子并预测多孔多裂纹板的疲劳裂纹扩展寿命进行对比,对比结果表明：采用解析解和有限元解获得的应力强度因子预测的疲劳裂纹扩展寿命与试验结果吻合良好;相比于有限元法,本文的应力强度因子解法简单、高效,将有助于飞机结构多位置损伤（MSD）的疲劳裂纹扩展寿命预测分析。     

随机谱载荷下含多裂纹结构的概率断裂力学可靠性模型

通过将结构疲劳裂纹在随机谱载荷下的扩展作为一个时间离散的随机过程处理,建立了一个估计各载荷谱周期末的裂纹长度概率分布的裂纹扩展概率断裂力学计算方法。当已知结构裂纹扩展引起的载荷重新分配时,该方法可以给出多裂纹结构随时间变化的各个裂纹的长度的概率分布。在此基础上,本文建立了一个多裂纹结构裂纹相互干扰情况下的结构可靠性模型,并给出了一个简单的算例。