ESTIMATION OF FATIGUE LIFE UNDER RANDOM LOADING WITH PLASTIC HYSTERESIS ENERGY THEOREM

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一种变K_f-Neuber法及疲劳裂纹形成寿命计算

 本文讨论修正Neuber法中疲劳缺口系数K_f可表示为材料性能、理论应力集中系数和局部塑性变形的函数。在此基础上提出了一种变K_f-Neuber法。试验表明此法具有较好的计算精度。     

疲劳裂纹起始扩展门槛值的研究

 1.疲劳裂纹起始扩展门槛值(△K_(th))的概念 人们通常提到的疲劳裂纹扩展门槛值△K_(th)是在裂纹扩展过程中不断下降△K,使裂纹扩展不断减慢,直至停止扩展时所对应的△K值。它由降K程序测定,试验方法见文献。达到△K_(th)时裂纹前缘塑性区很小,在厚度和应力比一定的条件下,△K_(th)是材料常数。然而,在构件承受变幅交变载荷作用时,某级载荷使裂纹尖端产生应力强度因子K_(fmax),对应     

阳极化对航空铝合金疲劳性能的影响

采用S-N曲线研究硫酸阳极化、铬酸阳极化和硼酸硫酸阳极化对航空铝合金疲劳极限的影响.结果表明,对包铝的铝合金,不同阳极化试样的疲劳极限差别很小,对于铝合金基材,硫酸阳极化明显降低材料的疲劳极限,铬酸阳极化使材料的疲劳极限下降,而硼酸-硫酸阳极化不降低材料的疲劳极限.并对造成上述现象的原因进行了讨论.     

损伤力学方法在材料低周疲劳试验中的应用研究

考察了低周疲劳过程中的弹性模量和应力随循环次数的变化.研究表明:可以用弹性模量和应力的变化来反映材料的低周疲劳损伤过程.对没有明显循环稳定阶段并表现为循环软化响应行为的材料, 不适合用应力的变化来定量的反映材料低周疲劳的损伤过程.用弹性模量随循环次数的演化关系得到了不同应变水平下材料的疲劳裂纹萌生寿命, 并用三参数幂函数方程对应变与疲劳裂纹萌生寿命进行了拟合处理, 得到了应变与疲劳裂纹萌生寿命方程.      

飞机疲劳载荷谱代表起落选取方法研究

 飞机中值载荷谱编制用100个左右实测飞行起落小子样反映机队飞机使用情况,用结构当量寿命子样中值作为代表起落选取指标,用实测飞行小子样作为任务剖面代表起落选取基准。本文提出在用实测飞行准确测量结构飞行载荷的基础上,用累积损伤子样平均值作为选取代表起落的指标,用机队飞机外场实际使用飞行数据大子样作为代表起落选取的基准。分析和对比实验结果都表明,用本文方法选取代表起落编制的飞机疲劳载荷谱能真实反映机队飞机的平均使用情况。     

MDYB-3有机玻璃疲劳性能温度效应研究

 对MDYB-3有机玻璃进行了不同温度下等幅载荷拉-拉疲劳试验,对实验结果按照疲劳寿命的幂函数公式进行拟合,得到了几个典型温度下的S-N曲线。结果表明随着温度的升高,疲劳强度有大幅度的降低。在对实验数据线性回归分析结果的基础上进行多项式拟合,建立了考虑温度效应的疲劳寿命估算方程,并用疲劳包络线粗略地表示了不同温度下达到指定疲劳寿命时的应力水平。分析了疲劳总应变与循环次数比之间的关系,给出了不同温度下第二阶段总应变增长率与疲劳寿命之间的关系式。研究结果为飞机风挡和舱盖的设计和寿命评估提供了参考和依据。     

基于整体-局部技术的鼠笼式弹性支承疲劳强度分析

基于M sc.Patran/Nastran有限元分析软件,使用从整体到局部的有限元分析方法,对某型航空发动机减振用鼠笼弹性支承进行了疲劳强度分析。该分析方法克服了传统方法中对有限元模型的规模与精度难以兼顾的缺点,为分析工程中复杂构件的强度提供了1条新的思路。     

铝合金结构腐蚀疲劳裂纹扩展与剩余强度研究

 在3.5%NaCl腐蚀溶液环境下对含中心孔LY12 CZ铝合金紧固件的疲劳裂纹扩展进行了试验研究,得到3种不同频率下紧固件的腐蚀疲劳裂纹扩展曲线。试验结果说明,随着频率的增加,腐蚀疲劳裂纹扩展速率逐渐降低,腐蚀溶液中疲劳裂纹扩展速率比在空气中大。以试验数据为基础,结合裂纹扩展分析软件AFGROW,提出一种可以用数值方法模拟腐蚀疲劳裂纹扩展的方法,模拟结果和试验结果符合较好。对紧固孔试验件利用2种失效模式进行了剩余强度分析,得到腐蚀环境下紧固孔结构的剩余强度曲线。     

疲劳分散系数随应力的变化规律

 从《航空金属材料疲劳性能手册》中取出267个铝合金试件和139个钢合金试件的疲劳试验数据,研究了疲劳分散系数随疲劳试验应力的变化规律,即在一定应力范围内,疲劳分散系数随着应力的减小而增加。由此变化规律,绘制出它们的变化规律曲线。