近门槛区疲劳裂纹扩展规律的研究

本文检验了定义ΔK_(th)为da/dN=10~(-7)mm/次所对应的ΔK值的工程适用性,提出用二次曲线拟合[Ig(da/dN),IgΔK]数据可以得到更准确的ΔK_(th)值。在此基础上研究了两种近门槛区疲劳裂纹扩展速率公式[da/dN=c(ΔK-ΔK_(th))~n和da/dN=c(ΔK~n-ΔK_(th)~n)]的适用性以及确定c、n值的方法,给出了平均da/dN—ΔK曲线和p—da/dN—ΔK曲线的表达式。     

广义断裂等寿命曲线与二维门槛值概率分布

根据疲劳等寿命曲线思想,首次提出广义断裂等寿命ΔKth-Kmth曲线概念及其表达式,该公式具有明确的物理意义,并能合理表达疲劳裂纹扩展门槛值均值与幅值之间的关系,用以确定二维门槛值概率分布;根据相关系数优化法建立了该公式的参数估计方法,并给出了具有可靠度p的广义断裂等寿命p-ΔKth-Kmth曲线公式,以广义p-ΔKth-Kmth曲线为基础首次导出了二维断裂门槛值概率分布,最后,分别以LY11和40CrNiMoA材料为研究对象,各进行了3组不同应力均值下的门槛值试验,并运用该方法对上述试验结果进行了可靠性分析,发现精度良好.     

一种新的微机辅助疲劳裂纹扩展综合测试系统

在对数据处理和变载技术研究的基础上,采用C+ +编程,在X86系列微机上建立了一套新的功能先进的计算机辅助疲劳裂纹扩展速率综合测试、处理与分析系统.与其它系统相比,该系统在测试精度、信息获取、试验周期等方面大大改进,可进行恒ΔP法、恒ΔK法以及降ΔK升ΔK法等多种载荷与应力强度因子幅的控制试验,并在腐蚀疲劳裂纹扩展测试中得到成功应用,说明该系统测试有效,功能可靠.     

复杂应力状态下多晶体亚微观强度

本文提出了有关多晶体材料的晶粒中应变分布的试验和计算的方法。为此目的,专门设计了微观复杂应力试验机。试件有两种:光滑及有预制裂纹的铝合金(LY12)薄壁筒。在各种不同载荷条件下得出了多晶体的晶粒中的主应变曲线。本文还提出多晶体屈服准则。裂纹前端的应变分布证明用dε/dN标定ΔK_(th)要比用da/dN更准确。 由本文可得出另一有意义的结论:既使在一维加载情况下,晶粒中也有二维应变状态。这一事实对于裂纹的生成、扩展和多晶体强度的进一步研究都是重要的。     

航空铝试块疲劳裂纹相控阵超声成像检测

表面疲劳裂纹扩展可导致结构失效,利用相控阵超声成像技术监测疲劳裂纹,获取结构完整性评价所需裂纹信息,可及时对结构失效提出安全预警。采用三点弯曲疲劳试验法在航空铝试块上生长疲劳裂纹,对裂纹开口面材料进行逐步切削来获得不同长度的疲劳裂纹,利用相控阵超声全矩阵采集(FMC)和全聚焦方法(TFM)获得的裂纹尖端和开口图像信息来监测裂纹扩展和测量裂纹长度,并测试了相控阵超声探头放置位置、裂纹张开/闭合、裂纹表面粗糙度对超声成像检测效果的影响。研究结果表明:相控阵超声探头从裂纹侧面入射检测能更好地对裂纹进行超声成像,并真实反映材料内部裂纹扩展前缘形貌。当疲劳裂纹长度大于3倍超声波长时,裂纹尖端和开口图像完全分离,相控阵超声全矩阵采集和全聚焦成像技术可有效测量裂纹长度,测量误差小于0.2 mm。相比裂纹张开时,疲劳裂纹闭合效应会使裂纹尖端超声图像信号减弱4.5 dB,长度测量值小0.6 mm。      

疲劳多裂纹扩展随机模型的参数估计方法

建立了用试验数据估计疲劳多裂纹扩展随机模型参数的方法,尤其为利用现有的单裂纹扩展试验数据,建立了用不完全数据估计多裂纹扩展参数的方法,为含多裂纹结构的概率损伤容限分析作准备.应用最小二乘原理,讨论了完全试验数据-并联远源裂纹和完全试验数据-近源裂纹2种情况下裂纹扩展参数的估计方法,考虑了裂纹扩展试验的2种极限情况,给出了估计结果偏于保守的不完全试验数据-近源裂纹情况下的裂纹扩展参数的估计方法.完善了疲劳多裂纹扩展随机模型,为模型的工程应用打下了基础.      

金属宏观断口形态的数学分析

本文对金属疲劳和脆性宏观断口形态进行了数学分析。分析表明,宏观疲劳弧线的间隔、弯曲方向的改变、偏转、周应力集中时对轴的疲劳弧线的形状及各种情况下的疲劳沟线(台阶),均可用一简单的数学方程式来描述;本文用两种不同的模型(瞬时裂纹前沿线的包络线的垂线和依次生核的裂纹扩展交点的轨迹线)及两种不同的裂纹核心的扩展方式(等功的和等速的)形成的宏观脆性放射线条——即人字纹——进行了数学分析、比较和讨论。     

钛合金恒幅载荷下腐蚀疲劳裂纹扩展影响因素和机理的综述

本文评述了钛合金恒幅载荷下腐蚀疲劳裂纹扩展的影响因素:循环加载频率,循环载荷波形,合金成分,组织结构和热处理,以及介质种类,pH值,温度等。介绍了钛合金腐蚀疲劳裂纹扩展机理和几种模型。最后作者对研究钛合金腐蚀疲劳裂纹扩展速率提出了一些看法。     

高温受弯构件表面裂纹疲劳扩展寿命预测

基于J-积分半经验公式建立了构件表面裂纹在其长度和深度方向上的疲劳扩展速率表达式,用来预计模拟SUS304钢构件在550℃高温环境中受弯曲载荷作用下表面裂纹的疲劳扩展寿命.并在相同条件下进行了疲劳裂纹扩展试验.结果表明,预测曲线与实验数据基本一致,证明了本文预测方法的有效性.     

用双边切缝试样的高温蠕变裂纹扩展分析

对双边切缝试样切缝根部萌生裂纹进行了有效SIF分析,并用于1Cr18Ni9Ti不锈钢板材的高温蠕变裂纹扩展试验,在所试验的温度T(570～650℃)和应力σ(15.3～16.9kg/mm~2)范围内,试验数据表明:稳态蠕变裂纹扩展是一个热激活过程,相应的综合参量S=S(T,σ,K_(1eff))有效地控制了稳态蠕变裂纹扩展率da/dt。     

双剪连接件及双耳连接耳片疲劳寿命估算的逐次累计求和算法

为了研究复杂连接件疲劳失效机理和估算其裂纹形成和扩展寿命,在双剪连接件和双耳连接耳片疲劳试验的基础上,首先,通过扫描电子显微镜（SEM）分析,研究了其破坏模式和机理,并利用断口定量反推技术判读了疲劳裂纹形成与扩展寿命。然后,根据应力严重系数法,建立了复杂连接件疲劳性能S-N-L（疲劳应力-寿命-应力严重系数）曲面;利用该曲面,发展了复杂连接件疲劳裂纹形成寿命估算算法;基于断裂力学理论,推导出裂纹扩展长度与扩展角度公式,建立了疲劳裂纹扩展寿命估算的累计求和算法。最后,运用寿命估算方法,估算了双剪连接件的疲劳裂纹形成寿命、双剪连接件和双耳连接耳片的裂纹扩展寿命,预测结果与断口判读结果吻合良好。本文寿命估算方法为复杂连接件疲劳定寿提供了理论依据。      

基于涡流阵列传感器的金属结构疲劳裂纹监测

针对飞机金属螺栓连接结构疲劳裂纹实时监测的需求,提出了一种基于柔性平面涡流阵列传感器的飞机金属结构疲劳裂纹监测方案,通过半解析建模对传感器的工作特性进行了研究,搭建了监测系统并通过试验对方案可行性进行了验证.半解析模型结果表明传感器感应通道与激励通道的相位差和幅值比随提离距离及被测试件电导率的变化曲线具有单调性,且幅值比变化大,敏感度高.程序载荷谱作用下2A12-T4铝合金试件疲劳裂纹监测试验结果表明:将各通道幅值比变化曲线中的拐点作为特征点,传感器通道1能对累积损伤进行监测,通道2,3,4能对疲劳裂纹扩展长度进行定量监测,监测精度达到1 mm.所提出的柔性平面涡流阵列传感器能够实现对疲劳试件从累积损伤到疲劳裂纹扩展整个寿命周期的监测.     

论铝合金应力腐蚀DCB试样中的残留应力

测定了不同热处理状态LC4合金DCB试样中的残留应力。测定和计算了残留应力对裂纹尖端应力强度因子的贡献K_(1R)。试验证明,当K_(1R)值高于材料的K_(1SCC)值时,无外载荷的DCB试样中的裂纹能够应力腐蚀扩展到试样末端。进行160℃时效或予变形,能够消除淬火残留应力的大部分。     

燕尾榫连接结构微动疲劳全寿命预测方法

微动损伤使航空发动机榫连接结构疲劳寿命显著降低。以钛合金Ti-6Al-4V燕尾榫连接结构为例,提出一种适用于复杂结构微动疲劳全寿命预测方法。基于修正的Manson-McKnight方法和多轴疲劳理论,疲劳损伤参数由等效应力参数（ESP）表征,微动疲劳裂纹萌生位置和成核寿命通过有限元分析（FEA）和ESP预测。基于断裂力学理论和最大周向应力准则,提出微动疲劳裂纹扩展数值模拟方法,建立微动疲劳扩展寿命与裂纹长度函数关系,依据裂纹终值长度预测微动疲劳扩展寿命。结果显示:钛合金Ti-6Al-4V燕尾榫连接结构微动疲劳裂纹扩展角预测值与实验值均为18°,裂纹生长方向预测值与实验值相符;微动疲劳全寿命（成核寿命+扩展寿命）预测值在实验值的2倍分散带内;最大拉伸载荷对榫连接结构的微动疲劳全寿命影响显著,在相同应力比下,最大拉伸载荷从18 kN变化到24 kN,钛合金Ti-6Al-4V燕尾榫连接结构微动疲劳全寿命降低1个数量级。      

温度/机械载荷作用下裂纹扩展的随机化分析

为描述温度/机械载荷共同作用下裂纹扩展速率,基于疲劳和蠕变裂纹扩展的线性叠加模型,给出了结合试验的修正方法.该方法根据试验结果提取新的材料参数,解决了原模型中由于交变载荷对蠕变裂纹扩展的影响所导致的材料参数不独立的问题.在此修正模型基础上,引入对数正态随机过程,建立了温度/机械载荷共同作用下的裂纹扩展随机模型,并采用泰勒级数展开法获得了指定裂纹长度下寿命分布和指定寿命下裂纹长度分布的表达式.通过算例比较随机模型和试验结果获得的寿命分布,证实了该随机化处理方法的可靠性.     

基于涂层传感器的金属结构疲劳裂纹监测

针对飞机金属结构在服役过程中的裂纹扩展实时监测需求,提出一种现代表面技术与电位法原理相结合的疲劳裂纹监测研究方案.在结构易出现裂纹的热点部位制备了一种具有绝缘隔离层、导电传感层和封装保护层3层结构的裂纹监测涂层传感器.然后进行了疲劳裂纹监测试验,结果表明:通过分析涂层传感器电阻(电位)的变化可以实现对2A12-T4铝合金连接结构多个部位的裂纹同时进行有效监测.此外,还对表面制备涂层传感器的试样与原始试样的疲劳特性进行了对比研究.结果表明:应用现代表面技术在2A12-T4铝合金表面制备涂层传感器,对其疲劳性影响甚微.     

航空铝合金系列材料裂纹扩展性能的温度效应

高低温裂纹扩展性能是航空金属结构损伤容限设计的前提,为此,试验测定了3种系列的6种航空铝合金材料(2024-T351、2397-T8、6061-T651、7050-T7451、7050-T7452和7475-T761)在5种温度环境(-70、-54、25、125和150℃)下的裂纹扩展性能,观测了试验现象,并进行了性能对比分析和疲劳断口扫描电子显微镜(SEM)分析,研究了温度对航空铝合金材料裂纹扩展性能的影响机制,获得了具有工程参考价值的结果与结论:与25℃相比,低温下裂纹扩展阻力系数的对数值降低7%~15%,而高温下却增大5%~23%;低温下裂纹扩展指数增大7%~21%,而高温下却减少5%~34%;氢脆效应和高温氧化作用是导致裂纹扩展速率随温度升高而加快的主要原因。     

飞力试验盘的裂纹扩展寿命研究

本文用有限元和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，本文提供的分析方法及计算程序在进行轮盘损伤容限设计分析方面有积极的参考价值。     

中碳回火钢疲劳小裂纹扩展微观特性的探讨

对超强钢(M4340)和中强钢(SCM435)[1]疲劳小裂纹扩展特性的分析表明,当微观结构以马氏体板条束为主,则微观结构小裂纹长度与原奥氏体晶粒或马氏体板条束尺寸都有很好的相关性,所以,减小这两种微观结构单元尺寸的冶金和热处理都可使微观结构小裂纹长度降低,从而改善材料的疲劳小裂纹扩展的抗力。     

LC_4高强度铝合金应力腐蚀断裂机理的研究(一)

本文用DCB试样研究了LC4高强度铝合金在pH=6～6.5,35℃±1℃的3.5％NaCl溶液中应力腐蚀断裂机理。 文中分析了断口表面的特征,并且指出靠近裂纹尖端的断口表面上被一层薄的钝化膜所复盖。它是一种非常有效的防止氢进入金属的阻挡层。 用金相跟踪照相的方法得到的应力腐蚀断裂试验结果证实裂纹尖端前沿的塑性区大小取决于裂纹尖端的K_1,而不取决于其它因素。 用恒电位技术得到的IgV—ψ曲线,表明阴极极化作用会抑制裂纹扩展,而阳极极化作用会促进裂纹扩展速率。 作者论证了LC4铝合金在试验条件下的裂纹扩展不是由于氢脆引起的。