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。     

试件厚度对铝合金疲劳裂纹扩展的影响

不同厚度试样的疲劳裂纹扩展试验表明,飞行模拟载荷条件下具有明显的厚度影响。考查了模型对于厚度影响的预测能力。Ｎｅｗｍａｎ的模型具有预测厚度影响的潜力,广义改进的Ｗｉｌｌｅｎｂｏｒｇ模型不含有厚度影响的考虑,即使通过调整约束系数α的方法也难于计及厚度的影响。     

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，...     

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