孔边裂纹塑性应变疲劳扩展试验研究

简介了循环J积分ΔJ*path体系,以16MnR钢单边椭圆孔边裂纹试件进行了6种循环应力比的恒幅应变疲劳裂纹扩展试验,采用材料应变疲劳循环加载条件下的应力-应变关系,通过弹塑性有限元素法计算ΔJ*path参量,研究了孔边高应变区裂纹塑性应变疲劳扩展规律。结果表明：ΔJ*path能够作为缺口高应变区裂纹塑性应变疲劳扩展的控制参量,与裂纹扩展速率da/dN之间的指数关系,可通过相同材料的标准试件应力疲劳裂纹扩展由Paris公式与ΔJ*path=ΔK2/E转换得到。     

梁式机翼的控制寿命设计与验证

应用“替损件”的设计思想来控制梁式机翼的疲劳寿命,并在××机翼主梁的寿命试验和全机组合疲劳试验中得到验证,得出十分满意的结果,为梁式机翼结构实现长寿命高可靠性的目标,提供一条成功的途径。     

缺口根部小裂纹疲劳扩展特性及闭合效应实验研究

 对LY12CZ铝合金缺口根部疲劳小裂纹闭合特性及扩展行为进行了实验研究。采用光学金相显微镜测量了小裂纹的起裂及扩展。通过测量裂尖后两岸显微硬度压痕随裂纹张开闭合的距离变化,建立了缺口根部角裂纹裂尖附近的裂纹张开位移和载荷的关系,以此确定裂纹的张开应力。根据测得的σ_(op)/σ_(max)及按Newman模型计算的σ_(op)/σ_(max),进行闭合效应修正后算得的小裂纹疲劳扩展速率与实验结果基本符合。在小裂纹的情况下,所得结果与Newman方法所得结果相比,更为接近实际情况。     

TC11钛合金的组织及塑性与其断裂韧性及裂纹扩展速率的关系

研究了TCll合金的组织及拉伸塑性(ψ)与断裂韧性(K_(IC)及裂纹扩展(da/dN)的关系。指明:K_(IC)及da/dN与ψ的关系取决于合金的组织类型。对片状组织及等轴组织进行了具体分析。     

多跨加筋板的动态裂纹扩展

提出了一种加筋板数值分析中筋条与板相互作用的计算模型,用有限差分法对多跨加筋板结构进行了动态裂纹扩展分析计算。当筋条位于板的边界时,筋条的作用可以作为边界力处理;当筋条位于板的内部时,其作用可作为局部作用的类似体积力进行分析。按照这种模型对多跨加筋裂纹板进行静态与动态断裂分析。计算结果表明:筋条具有降低裂纹尖端应力强度因子作用,在裂纹动态扩展情形还能降低裂纹扩展速度甚至止裂。     

飞机典型结构细节——紧固孔随机裂纹扩展分析

根据7475T761铝合金犬骨型试样在随机谱载荷作用下的试验结果,采用两种随机裂纹扩展分析的方法,即通用的和解析的分析方法,研究了飞机典型结构细节——紧固孔中疲劳裂纹扩展的概率累积损伤,给出了概率裂纹扩展轨迹、裂纹扩展损伤累积分布及裂纹超出数的概率。试验结果与预测结果的比较表明,两者十分吻合,能满足工程精度的要求,为飞机结构的耐久性和损伤容限评估提供了适用的分析手段。     

疲劳裂纹扩展速率统计分析

给出了4种常幅载荷下疲劳裂纹扩展速率的统计处理方法,获得了在规定存活率P下的“P-da/dN-△K”关系,并对LC9中心裂纹试样试验数据进行了统计分析,给出了存活率为0.50、0.90、0.95和0.99时Paris方程中的c和n值。最后对4种方法进行了比较。     

TC17 合金焊接接头显微组织与疲劳裂纹扩展特性

研究了TC17钛合金惯性摩擦焊焊接接头的疲劳裂纹扩展规律,并利用光学显微镜、扫描电镜对材料的显微组织和断口形貌进行分析。结果表明:TC17钛合金母材为α+β网篮状组织,晶粒较大;焊缝区和热影响区内可以看到明显的原β相晶界,焊缝区的原β晶粒较细小,热影响区的原β晶粒较粗大,晶粒内部存在细小的α相。在室温下,当ΔK≤15 MPa.m1/2时,焊缝区疲劳裂纹扩展速率较小,而当ΔK≥15 MPa.m1/2时,焊缝区的扩展速率最大,其次是热影响区,母材的裂纹扩展速率最小;在高温下,焊接接头各部位的裂纹扩展速率相差不大,均小于室温。     

某型飞机机体机翼接头裂纹分析及维修

针对某型飞机机体机翼左接头部位存在裂纹的现象．对裂纹产生原因进行了分析,并利用有限元软件,对接口部位的简化模型进行两种危险情况加载计算,结果表明此裂纹为疲劳裂纹．在修理中采用加强件代替原垫圈提高了疲劳强度。     

时变转速下裂纹圆柱壳的参数振动稳定性分析

利用有限元方法建立周期时变转速影响下裂纹圆柱壳的有限元模型并且得到了系统的质量、刚度和阻尼矩阵.在对圆柱壳进行模态分析的基础上,利用Bolotin方法编制MATLAB程序进行周期时变转速影响下裂纹圆柱壳的参数振动稳定性分析,讨论裂纹长度C、模态阻尼比ξ、转速基值Ω₀、静载荷因子α和动载荷因子β对不稳定区域的影响规律.