某机身壁板结构环向裂纹扩展分析与试验对比

对于机身加筋壁板结构,获取较为准确的应力强度因子是进行裂纹扩展分析的基础,其核心工作是计算结构的几何因子。本文结合T.Swift提出的机身加筋壁板结构几何因子计算方法,编制了相关分析工具,计算获得某机身壁板结构环向裂纹几何因子,将计算结果与采用有限元法计算获得的几何因子进行对比。最后,将几何因子输入Nasgro软件进行裂纹扩展寿命分析,与试验结果进行对比,吻合较好。该方法计算效率高,可节省大量计算时间,具有较强的工程应用价值。     

深过冷熔体中的晶体形核与快速长大

 以特制的无机盐玻璃作为净化剂去除液态Ni-0.39％B-6.58％Si合金中的异质晶核,获得363K(0.229T_L)过冷度,采用高速摄影及快速红外测温技术研究了深过冷熔体的快速凝固行为。     

不同应力三维度下空穴缩胀的模拟计算与分析

 用弹塑性大变形有限元方法对含微空洞的40 Cr材料制轴对称拉伸试件进行了模拟计算与分析,表明空穴沿轴向和径向长大规律的不同,主要表现在对应力三维度水平的依赖程度不一样;在所考察的范围内,空穴横纵扩张比与应力三维度成线性关系。该计算模型在一定程度上反映了真实试件中的空穴变形情况,简单推算表明它在一定程度上也能反映裂纹体裂端空穴长大规律,并有可能用于估计材料的韧脆转变的研究。     

基于小裂纹理论的航空材料疲劳全寿命预测

综述了基于小裂纹理论的疲劳全寿命预测方法。该方法把断裂力学的ΔK分析与裂纹闭合概念结合起来,应用于自然萌生的小裂纹和长裂纹的扩展,并全部基于对起源于材料初始缺陷的裂纹扩展分析预测疲劳全寿命。这一方法已被作者成功地应用于多种航空材料,包括:4种高强度铝合金、2种高强钢和2种钛合金,载荷类型涉及恒幅、Mini-Twist和直升机旋翼谱等。结果表明,预测的疲劳全寿命与实验结果吻合良好,从而为把基于断裂力学裂纹扩展的损伤容限方法向传统的疲劳领域(S-N曲线,安全寿命)延伸开辟了可行的途径。     

2024-T42铝合金疲劳裂纹扩展曲线的拟合方法研究

 提出了一种疲劳裂纹扩展曲线( a-N 曲线) 的新拟合方法,并采用这种新的拟合方法对2024-T42 铝合金CCT 试样的疲劳裂纹扩展数据进行了拟合分析。通过疲劳裂纹扩展寿命计算结果和试验结果的对比分析,证明这种新的裂纹扩展曲线拟合方法具有较高拟合精度。经过实验和计算分析,还给出了2024-T42 铝合金的疲劳裂纹扩展速率材料常数c 和n 值。     

Ni3Al合金热/机械疲劳裂纹扩展速率试验及其预测研究

本论文对 Ni3Al高温合金进行了 45 0℃～ 990℃热 /机械疲劳裂纹扩展行为的试验研究与宏微观分析。分别研究了相位角、保持时间、温度、频率对 Ni3Al合金裂纹扩展行为的影响。研究发现 :温度的升高和频率的降低均会加速裂纹扩展 ;同相位热 /机械疲劳裂纹扩展速率大于反相位热 /机械疲劳裂纹扩展速率 ,而且它们两者介于最大温度和最小温度的等温疲劳裂纹扩展速率之间 ;载荷保持加速裂纹扩展。在试验结果的基础之上 ,针对 Ni3Al合金建立了一个热 /机械疲劳扩展速率线性累积模型 ,并应用该模型对两个验证试验进行了检验 ,结果表明 ,该线性累积模型预测结果与试验数据吻合得很好。     

纤维金属层板疲劳裂纹扩展速率与寿命预测的唯象模型

以纤维金属层板疲劳裂纹稳定扩展的特性为基础,提出了纤维金属层板等效裂纹长度（l0）的概念,导出了纤维金属层板疲劳过程中的有效应力强度因子方程,建立了纤维金属层板等幅疲劳下疲劳裂纹扩展速率与寿命预测的唯象模型。它不仅适用于中心裂纹,同时也适用于边缘裂纹。用唯象模型对2/1GLARE和3/2GLARE层板的CCT试样和SENT试样进行了寿命预测,并与试验结果进行了对比。当裂纹从锯切裂纹尖端扩展到试样宽度的80%时,对于GLARE层板的CCT试样,2/1GLARE层板的预测寿命与实测寿命之比为1.05,3/2GLARE层板的预测寿命与实测寿命之比为1.07.对于GLARE层板的SENT试样,预测寿命与实测寿命之比为1.12.唯象模型不仅预测结果可靠,精度高,而且都是解析运算,非常方便。唯象模型的提出使得纤维金属层板的疲劳裂纹扩展速率和寿命的预测变得跟金属材料一样方便,因此具有重要的工程应用价值。     

论加速可靠性增长试验(Ⅲ)分组数据的图方法

基于Arrhenius－幂律模型，给出了分析恒定应力加速可靠性增长试验分组数据的图方法。它们包括：增长趋势、幂律模型的拟合优度、相同故障机理及拟合加速方法的图检验；幂律模型参数、加速方程系数、加速系数、激活能及正常与加速应用水平下MTBF的图估计，并用实例说明这些方法。     

论加速可靠性增长试验(Ⅴ)单独故障时间数据的统计方法

基于Arrhenius或逆幂律－幂律模型，以恒定应力加速可靠性增长试验（CSARGT）的单独故障时间数据的情况，给出了统计分析方法，并用数值例说明了这些方法。     

DELAMINATION FORMATION AND DELAMINATION PROPAGATION OF COMPOSITE LAMINATES UNDER COMPRESSIVE FATIGUE LOADING

Fatigue tests of the smooth composite laminates and the notched composite laminates under compressive cyclic loading have been carried out. The damage mechanism is discussed and analyzed. Damage evolution is monitored using stiffness decay. From these tests, it is found that the initial delamination occurs at the free boundary of smooth specimens, or the notch boundary of notched specimens, subjected to the compression-compression cyclic load. A point of view in relation to two-phases of compression fatigue delamination of composites is proposed, namely, compression-compression delamination consists of the delamination formation phase and the delamination propagation, and there is a “damage transition point” to separate this two-phases. Furthermore, an empirical modulus degradation formula and its parameters fitting method are presented. According to the test data handling results, it is shown that this formula is univocal and can fit the test data conveniently. In addition, two kinds of new anti-buckling devices are designed for these tests. At last, the E-N curves, the D-N curves and the S-N curve of the smooth carbon fiber reinforced composite laminates of T300/648C are determined to predict the fatigue life of the notched composite laminate. And the E-N curve of the notched specimens at the given load ratio R=10 and minimum load P_min=-0.45　kN is also measured to verify the estimated result of fatigue life.