喷丸强化7475-T7351铝合金的小裂纹行为和寿命预测

对7475-T7351铝合金进行了喷丸强化和未喷丸(机械加工后抛光)单边缺口拉伸(SENT)试样的小裂纹扩展行为试验研究,利用权函数法(WFM)和叠加原理分析计算了三维表面小裂纹在外加载荷和残余应力场联合作用下的应力强度因子(SIF),并将其加入到基于裂纹闭合的小裂纹扩展分析程序FASTRAN3.9中,采用该程序预测了均布外载荷σmax=160MPa、R=0.06下,喷丸强化和未喷丸SENT试样自然萌生裂纹扩展的a-N曲线。研究发现喷丸强化残余压应力对疲劳小裂纹扩展速率的降低是疲劳寿命延长最主要的原因,采用基于裂纹闭合的小裂纹扩展分析方法能够较好地定量描述喷丸强化的疲劳延寿作用。     

TC4-DT焊接接头Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展实验及模拟研究

拉剪复合载荷作用下,构件中的裂纹呈现复杂的Ⅰ-Ⅱ复合型扩展模式,研究其扩展规律对准确评估构件疲劳寿命具有重要意义。针对TC4-DT钛合金电子束焊接头Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展规律开展研究,设计并加工紧凑拉伸剪切(CTS)试样,通过开展不同加载角度下接头试样的疲劳裂纹扩展实验,得到接头Ⅰ-Ⅱ复合型裂纹的a-N曲线及疲劳裂纹扩展路径。在上述基础上引入Ⅰ-Ⅱ复合型等效应力强度因子并结合Paris公式建立TC4-DT电子束焊接头Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展速率方程。采用扩展有限元法(XFEM)对复合型疲劳裂纹扩展过程进行数值模拟研究,得到不同加载角度下的扩展规律,并与实验结果进行比较。结果表明:不同加载角度下Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹开裂角模拟值与实验结果误差均在10%以内,并且扩展路径均与实验结果吻合;XFEM能够有效预测复合型疲劳裂纹扩展路径。     

MB8变形镁合金超声疲劳试样解析设计

对MB8变形镁合金超声疲劳试样进行设计计算.为了减小试样振幅,使试样产生较少的热量,减轻冷却系统压力的同时防止试样产生相变等组织变化,将试样设计成变截面形状.根据试样振动位移方程、边界条件和位移连续条件推导出试样谐振长度与其他尺寸的关系,计算出一系列超声疲劳试样的尺寸.结果表明:变截面圆柱和板状试样随着圆弧过渡段长度增大,谐振长度减小,圆弧过渡半径增大;对于无中间等截面段试样,位移应力系数Cs和应力放大系数M随着圆弧过渡段长度减小而减小;对于含有中间等截面段试样,位移应力系数Cs和应力放大系数M随着中间等截面段长度减小而减小.     

2219薄板铝合金浮动式双轴肩搅拌摩擦焊接及组织性能分析

以运载火箭助推器贮箱广泛应用的4 mm厚2219薄板铝合金为焊接对象,研制了浮动式双轴肩搅拌头,分析了内部塑性金属流动模式及特点,并推测出需匹配较低焊接热输入才能获得优质焊缝。工艺探索及优化试验结果直接验证了焊缝内部塑性金属流动模式及推测。接头宏观组织形貌分析结果显示:不同焊接速度下的焊缝横截面宏观形貌都可以观察洋葱环特征,且随着焊接速度提高,洋葱环特征越发增多,并从靠近前进侧的焊核区逐渐向后退侧孕育发展,这也有效验证了薄板铝合金双轴肩搅拌头的设计思路。薄板铝合金双轴肩搅拌摩擦焊接头横截面显微硬度分布均呈"U"型,接头显微硬度最低点位于焊核区与后退侧热机影响区的交界处。接头力学性能测试结果显示:随着焊接速度逐渐升高,接头抗拉强度逐渐升高,且当焊接速度达到350 mm/min时,接头抗拉强度达到最高值。铝合金浮动式双轴肩搅拌摩擦焊接头延伸率整体较高,焊接速度对其影响不大。铝合金双轴肩搅拌摩擦焊接头正、背弯均可以达到180°无裂纹。基于立式纵缝搅拌摩擦焊系统成功实现了2 m长试片的浮动式双轴肩搅拌摩擦焊,累计焊接长度达到60 m,且双轴肩搅拌头完整,未发现裂纹、扭曲或其他损伤。     

超声疲劳试样设计

介绍了超声疲劳试样的设计计算方法,给出了谐振状态下不同形式、尺寸试样中沿其谐振长度方向的位移、应力分布。结果表明:狗骨形试样中,中间等截面段尺寸对试样中应力的大小、分布影响很大。分析狗骨形试样应力放大系数表明,应力放大系数随着试样中间等截面段直径的减少会有显著增加,随着试样中间段长度的增加,应力放大系数也相应降低。     

受剪紧固件DFR_τ的确定方法

本文介绍DFR_τ和其他疲劳参数之间的关系以及利用受拉光滑试件疲劳试验数据、根据强度理论并考虑擦伤影响来确定DFR_τ的方法。     

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.     

复合材料ENF试件裂纹扩展理论分析

对复合材料端部缺口弯曲（ENF）试件裂纹扩展过程进行了理论分析,研究了界面参数变化对载荷-位移曲线的影响。首先在梁微段分析的基础上,通过双线性Cohesive本构模型模拟了界面损伤。本文模型中考虑了轴力的影响,根据界面损伤程度对模型进行了分段,并分别获得了各段通解。以裂纹长度以及黏聚区范围为变量分析了ENF试件裂纹扩展过程,求解获得了载荷-位移曲线。通过与已有理论模型结果对比,验证了本文理论分析的正确性,且本文理论考虑了弹性段后非线性的存在。分析了界面参数与黏聚区长度的关系,为界面参数的选取提供了一定的依据。     

一种新型的紧固件传递载荷试件

推出了一种新型传递载荷试件，并根据实测的数据进行了分析，验证了这种形式的试件优于国外推荐的反向双狗骨型试件，且经济简单易行，并对其中的一些问题进行了探讨和研究。     

飞机结构关键件设计改进后的疲劳寿命评定技术

 结合某型飞机重要疲劳关键件起落架梁设计改进后的寿命评定,建立了在不进行全尺寸试验的情况下,对设计改进结构进行寿命评定的方法。即在结构改进前后关键疲劳薄弱部位细节应力分析的基础上,通过该疲劳关键部位的模拟试件在改进前后应力谱下的寿命分析和疲劳对比试验,综合评定结构改进后的寿命增加系数,参照改进前该结构的全尺寸疲劳试验结果,确定设计改进后该关键件的疲劳寿命。用上述方法完成了对某型飞机重要疲劳关键件起落架梁改进后的寿命评定,其结果也应用到了该型飞机结构的定延寿。