比例加载下应力幅比对2A12-T4疲劳寿命的影响

采用2A12-T4铝合金漏斗形试件,针对不同拉扭应力幅比,进行了比例加载下多轴高周疲劳寿命试验,研究了不同应力幅比对多轴高周疲劳寿命的影响.针对试验结果,采用3种常用的多轴高周疲劳寿命预测模型,包括等效应力准则、应力不变量准则、临界面准则进行了预测.结果表明:在相同的Von-Mises等效应力下,随着扭转应力幅与拉压应力幅比值的增大,疲劳寿命逐渐升高.等效应力准则的预测结果或过于危险,或过于安全;应力不变量准则的预测结果认为应力幅比的变化对疲劳失效没有影响,与试验结果不符;临界面准则的预测结果优于其他准则.     

疲劳裂纹扩展参数的寿命反推方法

为解决腐蚀疲劳条件下无法由断口判读获得(a,N)数据集以确定裂纹扩展公式参数的问题,提出了确定疲劳裂纹扩展参数的寿命反推方法。通过与用(a,N)数据集全部数据拟合结果的比较,证明该方法在指数b=1的情况下适用,而在b≠1时偏差较大;指定破坏概率的载荷循环数和裂纹长度的比较结果,说明该方法的结果可用于概率损伤容限分析。      

APS热障涂层氧化动力方程适用性实验

使用实验的方法研究了大气等离子喷涂(APS)热障涂层在4种不同高温环境下的氧化层生长规律, 并且使用目前常见的两种氧化层生长动力学曲线方程拟合了涂层氧化的实验数据, 分别得到了相应的方程特征参数值.研究结果表明:APS热障涂层在所研究的4种温度下的动力学曲线形式上是一致的;抛物线形式的动力学方程只能描述较高温度下的氧化层生长规律, 而幂函数形式的动力学方程对氧化温度的适应能力比较强, 能很好的描述在所研究的4种温度下APS热障涂层的生长规律.      

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.     

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采用腐蚀条件下的细节疲劳额定值(DFR)方法对民机机身典型长桁机加接头结构进行了综合环境下的疲劳分析.结合分析过程,给出了由细节模拟试件试验得到的DFR腐蚀影响系数确定结构综合环境的DFR腐蚀影响系数的方法,并采用民机机身长桁机加接头部位模拟试件,完成指定使用情况所对应的预腐蚀-腐蚀疲劳交替验证试验.试验结果与分析结果的对比表明,结果基本一致,综合环境下疲劳分析方法可行.     

热障涂层热应力影响因素的正交有限元分析

利用有限元分析方法,采用Walker粘塑性材料本构模型计算了喷涂于圆管型试件上的热障涂层在室温和高温环境下的热应力.使用试验中常用的正交设计分析方法,分析了热障涂层不同的结构和喷涂工艺中的4种因素在取不同的水平条件时对热障涂层热应力的影响.分析结果表明:对于所考察的危险点,4种因素对热障涂层中热应力的产生都有显著影响,其中以氧化层的厚度对其影响最为严重;4种因素随其各自水平的变化对涂层内部应力变化的影响规律不同.     

飞机薄壁结构面外载荷下三维疲劳裂纹扩展仿真分析

飞机结构中部分薄壁结构在服役中不可避免地承受面外弯曲载荷,这对飞机的安全性有显著影响。采用FRANC3D 和ABAQUS 联合仿真的方法,对薄板受弯曲载荷作用下的疲劳裂纹扩展行为开展研究,分析边界约束强度和初始裂纹形状对此类疲劳裂纹扩展模拟的影响,并评估仿真方法的适用性。结果表明：模拟中施加较弱的边界约束,会使计算的应力强度因子增大;相比于初始非孔边的表面裂纹,初始孔边角裂纹在裂纹扩展初期扩展速率更高;现有的FRANC3D 和ABAQUS 联合仿真的方法在模拟面外弯曲载荷下薄板孔边裂纹扩展时,存在受压面裂纹无法扩展的问题。     

应力强度因子变程相关的FGH97蠕变-疲劳裂纹扩展主导因素

利用扫描电镜对FGH97试件在750℃,应力比为0.05,不同保载时间和应力强度因子变程处的断口微观特征进行了观察,发现保载时间为90s时,随着应力强度因子变程提高,疲劳条带特征逐渐消失,可忽略疲劳载荷作用的应力强度因子变程值位于中等水平处;保载时间为450s和1500s时可忽略疲劳载荷作用的应力强度因子变程值更低.基于包含蠕变-疲劳交互项的3项式模型,引入时间相关和循环相关分量对蠕变-疲劳裂纹扩展试验数据进行了分析,发现不同保载时间下,时间相关分量与循环相关分量对总的裂纹扩展速率的贡献量与应力强度因子变程水平有关.基于分析结果,给出了时间相关裂纹扩展速率描述模型,并讨论了不同保载时间下影响裂纹扩展主导因素的应力强度因子变程值.      

弯曲载荷下薄壁结构疲劳裂纹扩展性能

对某飞机座舱盖侧型材与锁环连接部位的疲劳裂纹扩展性能进行了研究。该结构区别于常见薄壁结构的特征是承受较大的弯曲载荷,使得利用薄板I型裂纹扩展的常用方法进行寿命分析会产生较大的误差。为了研究弯曲载荷下薄壁结构的疲劳裂纹扩展性能,开展了带孔板和侧型材结构模拟件的疲劳裂纹扩展试验。通过有限元仿真分析,研究了弯曲载荷对裂尖应力强度因子的影响,提出了一种当量应力强度因子变程公式;对本文所涉及的2种类型受弯曲载荷作用的试件,裂纹扩展寿命预测结果与试验吻合较好。研究表明,在相同的名义应力和裂纹长度下,薄板受弯时裂纹应力强度因子、裂纹扩展速率远低于受拉的情况;结构受到弯曲载荷时,锁环对连接部位的应力有显著的抑制作用,可以减缓疲劳裂纹的扩展;此外,合理的结构设计能够增加关键部位受弯时的疲劳裂纹扩展寿命。     

飞机结构多部位损伤发生的可能性分析

基于疲劳统计学与断裂力学的基础,利用已有的飞机单细节结构试验结果,提出一种定量计算飞机结构发生多部位损伤(MSD,Multiple Site Damage)可能性的方法.该方法简化了飞机结构发生MSD可能性的计算,为飞机结构的安全性评估提供基础.该方法认为单细节的裂纹萌生寿命服从正态分布或对数正态分布.对于多细节的飞机结构,到某一时刻,当2个或2个以上细节萌生裂纹时,则认为该结构发生了MSD.给出了具体的方法介绍和理论推导,并给出了一个具体的计算示例,得到MSD产生概率与应力水平的关系曲线.计算结果表明,该方法计算合理,较符合实际情况,利于工程应用.