LF6超塑性变形断裂研究

研究了LF6铝合金超塑性变形中的显微组织变化及断口形貌特征。试验结果证明空洞主要在三角界处形核。变形量增加，空洞不断长大，同时有新的空洞产生。晶界滑动是引起空洞长大的主要原因。合金有高的应变速率敏感性，能抑制空洞沿横向晶界的扩展和连接。仅在变形后期，空洞才因试样薄弱处局部应力的增加沿横向晶界大范围扩展连接，并导致合金断裂。变形过程中晶粒的长大和伸长会促使空洞的形核。文中给出了合金超塑性变形断裂的物理模型。     

一种获得高温声疲劳S──N曲线的新方法

高温声疲劳试验应在行波管上加加温装置来完成,但这种方法费时、耗资大。基于疲劳等效原理,提出在振动台上加加温装置来得到高温声疲劳S-N曲线的一种新方法,其中涉及如下几个方面的问题：试件设计;声学环境模拟;温度场模拟;反射板设计;温度控制及应力、温度测量等等。用上述方法给出了GH140材料的S-N曲线,证明了本方法是简单可行的。     

钛合金惯性摩擦焊接头断裂韧性的研究

对钛合金惯性摩擦焊接头的断裂韧性（ＣＴＯＤ）进行了研究，并用光学显微镜和电子显微镜对裂纹尖端显微组织进行了分析。结果表明，焊态接头的断裂韧性较低，这主要与其显微组织细小有关，而焊后普通退火可以明显提高焊接接头的断裂韧性。     

飞机主梁疲劳裂纹萌生声发射信号的识别方法

 提出利用多参数识别和相关技术在高背景噪声环境下获取裂纹萌生所产生的声发射信号,并在试验进行到近 5 0 0 0 fh时预报出主梁螺栓孔长度不足 0 .5 mm裂纹的萌生     

安—24飞机延寿疲劳试验中裂纹临界长度和扩展寿命的计算

在飞机结构疲劳试验中,正确地给出裂纹的临界长度和扩展寿命是圆满完成疲劳试验,并保证损伤后的飞机能够通过剩余强度试验的关键环节。本文采用能量释放率法计算了安-24飞机延寿疲劳试验中主要裂纹的应力强度因子.并确定了临界长度和扩展寿命。这为适时结束安-24飞机疲劳试验,进行l审j余强度试验提供了理论分析依据,这里所给出的确定裂纹临界长度和扩展寿命的分析方法,对飞机结构疲劳试验和剩余强度试验有较高的参考价值;同时,这种分析方法对服役飞机出现裂纹后正确确定检测周期也具有一定参考价值。     

一种Ti3Al基合金高周疲劳特性的研究

本文研究了Ｔｉ－２５Ａｌ－１０Ｎｂ－３Ｖ－１Ｍｏ（ａｔ－％）合金（简称ＴＤ２合金）棒材、饼材和环形件三种类型的组织及其室温、６５０℃、７００℃的高周疲劳性能。结果表明，ＴＤ２合金具有较高的高周疲劳性能。应用ＳＥＭ，对不同组织在室温和高温下的断口特征进行了分析，用ＴＥＭ观察了疲劳试样上的位错形貌，讨论了ＴＤ２合金疲劳裂纹荫生机制。     

疲劳强度的模糊可靠性设计方法

 用模糊集合描述应力和强度,探讨了模糊变量与随机变量同时存在时的疲劳强度可靠性设计方法。提出了当隶属函数与概率密度函数都是连续函数时的可靠度计算公式,推导出几种不同分布的可靠度计算公式,同时对模糊可靠度与普通可靠度的意义及其区别加以分析。     

用塑性滞后能原理估算随机载荷下的疲劳寿命

 材料的疲劳损伤包括静力损伤和循环损伤,静力损伤为第一次静力加载引起的塑性应变能与静力韧性之比；循环损伤由循环塑性滞后能与疲劳韧性之比来计算,计算中计及了材料循环硬化（或软化）引起的屈服应力增大（或减小）的影响。为了简化计算,假设在循环加载时应力一应变曲线均按迟滞回线规律变化；不同应力变程下材料疲劳韧性可由对称循环的应力控制疲劳试验确定。本文提出了一种比较合理又便于工程应用的、用塑性滞后能原理估算随机载荷下疲劳寿命的新方法,初步的试验验证是令人满意的。     

芳纶／铝合金层板冲击后疲劳性能研究

对自由ＡＲＡＬＬ层板和两种预应力ＡＲＡＬＬ层板的冲击损伤机理、冲击损伤在疲劳过程中的扩展进行了表面观察与无损检测分析,建立了层板冲击后的疲劳累积损伤模型,探讨了预应力对ＡＲＡＬＬ层板冲击后疲劳性能的影响。     

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

ＥＳＴＩＭＡＴＩＯＮＯＦＦＡＴＩＧＵＥＬＩＦＥＵＮＤＥＲＲＡＮＤＯＭＬＯＡＤＩＮＧＷＩＴＨＰＬＡＳＴＩＣＨＹＳＴＥＲＥＳＩＳＥＮＥＲＧＹＴＨＥＯＲＥＭＷｕＦｕｍｉｎ（ＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ＇ａｎ，...