基于Abaqus的双裂纹不同间距对裂纹扩展速率的研究

扩展有限元法是近年经过大量运用的,在传统有限元的范围中求解不连续问题一种有效计算方法,它是基于单位分解的思想,在计算不连续问题时加入跳跃函数。以ABAQUS为平台,基于扩展有限元方法 (XFEM),以含双穿透型裂纹的有限宽板受横向拉伸载荷为力学模型,建立相应的裂纹尖端应力的有限元模型,研究焊接接头区域不同间距双裂纹相互作用对裂纹扩展速率的影响。结果表明:双裂纹间距的的大小并没有对裂纹的扩展速率产生影响。     

基于声发射和高斯混合模型的灰岩破裂特征识别研究

通过单轴压缩条件下灰岩破裂过程的声发射试验研究,利用高斯混合模型(GMM)对加载过程声发射信号波形特征进行深入分析,探索性识别灰岩破裂失稳过程的裂纹模式及其前兆特征。分析结果表明,灰岩在单轴加载过程中先后主要存在张拉和剪切两种破裂模式。其中,张拉破裂的声发射信号波形特征在AF-RA坐标空间呈现低A_F值、高R_A值分布;剪切破裂的声发射信号波形特征在AF-RA坐标空间呈现低R_A值、高A_F值,且随着应力的增加分布中心向A_F轴靠拢。GMM分析结果揭示了灰岩在整个应力加载过程中以张拉裂纹为主,在加载前中期几乎全为张拉裂纹,临近破坏阶段过渡到剪切破坏为主。剪切裂纹所占比例的最大值出现在(0.8～0.9)σ_c阶段,也是AF-RA坐标轴分布呈现最大A_F值时。研究结果可为预测早期灰岩破裂失稳提供参考,同时为深入研究识别岩石破裂失稳前兆信号特征提供了一种分析方法。     

涡流脉冲热像检测中金属疲劳裂纹的生热分析

涡流脉冲热像技术是一种将电磁生热和红外热成像相结合的新型无损检测技术。针对金属疲劳裂纹生热研究不深入的问题,本文以含有贯穿的疲劳裂纹金属平板试件为研究对象,搭建了涡流脉冲热像检测实验系统,并建立了涡流脉冲热像有限元模型,分析了涡流脉冲热像检测中裂纹生热的规律。研究结果表明:在红外热像中,同一时刻越靠近裂纹根部的位置,温升的最大值越大;在激励过程中,裂纹区域的温升逐渐升高,当激励结束时,裂纹区域的温升则具有逐渐下降趋势,并且呈现先迅速后缓慢的下降速度。进一步揭示了裂纹尺寸对裂纹区域温升的影响。     

搅拌摩擦加工对AZ91镁合金微观组织及裂纹扩展性能的影响

对铸态AZ91镁合金进行搅拌摩擦加工,通过光学显微镜,扫描电镜进行组织及断口分析。结果表明,观察发现晶粒得到极大细化,第二相融入基体。对其裂纹扩展行为研究发现,抵抗裂纹扩展能力提高,加工之后的裂纹扩展断口出现韧窝,相比母材呈现塑性断裂的特征,发生脆韧转变。     

HP 295加工月牙开裂原因分析及对策

结合生产实践及加工特点,针对焊瓶钢HP295封头拉伸过程中月牙开裂缺陷产生原因进行了细致分析。分析认为:铸坯中间裂纹、长条状MnS夹杂是造成焊瓶钢加工月牙开裂缺陷的根本原因,而成分偏析、合理的组织构成和规范的加工工序亦非常重要。     

体心立方Fe中微裂纹与间隙型位错环相互作用的分子动力学模拟

采用分子动力学方法,在原子尺度详细研究了bcc结构Fe中间隙型位错环与微裂纹之间的相互作用过程。模拟结果表明,二者之间的相对距离、裂纹开裂斜率、位错环尺寸以及是否存在自由表面,都对二者的相互作用过程及最终形成的微观结构具有重要的影响。在不同条件下,辐照形成的间隙型位错环与微裂纹的相互作用会形成复杂的辐照缺陷结构、位错环被微裂纹吸收,或者造成裂纹尖端凹凸不平,这些均会对微裂纹的开裂及扩展产生影响,研究结果为理解辐照过程提供一种可能的解释。     

温度和应力比对高强高韧7055铝合金型材裂纹扩展行为的影响

在不同温度(150℃、室温、-70℃)、不同应力比(0.1,0.5)下对7055-T76511铝合金型材进行了裂纹扩展速率试验,研究了温度和应力比对其裂纹扩展速率和门槛值的影响。结果表明:随着温度的降低和应力比的减小,7055-T76511铝合金裂纹扩展门槛值逐渐增大,裂纹扩展速率逐渐降低;-70℃下合金断裂时对应的裂纹扩展速率较小,且裂纹扩展门槛值较大,抗裂纹扩展能力最好。     

裂纹源位置对6005A铝合金挤压型材高周疲劳寿命的影响

通过高周疲劳试验研究了裂纹源位置对6005A-T6铝合金挤压型材高周疲劳寿命的影响。结果表明:6005A-T6铝合金挤压型材在应力比0.1下的中值疲劳强度为164.5 MPa,疲劳强度较高,但疲劳寿命分布较分散;在最大应力200 MPa条件下,具有不同疲劳寿命试样的疲劳裂纹源区的面积较小,疲劳裂纹扩展区均由疲劳条带和二次裂纹组成,瞬断区的面积较大,均由孔洞和韧窝组成;在相同最大应力下疲劳寿命存在差异的原因在于疲劳裂纹源位置的不同,在最大应力为200 MPa条件下,疲劳裂纹源位于孔洞缺陷处试样的疲劳寿命最长,比疲劳裂纹源位于氧化夹杂物处试样的疲劳寿命延长一个数量级,疲劳裂纹源位于Al7(Cr Fe)第二相颗粒处试样的疲劳寿命居于二者之间。     

飞机机身蒙皮均布增压疲劳裂纹萌生实验与仿真研究

用自制飞机机身蒙皮均布增压疲劳模拟装置做实验,研究了机身结构蒙皮在均布增压循环载荷0 Psi～7.8Psi作用下的疲劳裂纹萌生情况。并通过有限元仿真分析,研究了机身结构蒙皮疲劳裂纹萌生位置以及疲劳裂纹萌生的先后顺序。研究表明,结构蒙皮在均布增压疲劳载荷作用下,拉钉孔左、右侧会发生疲劳裂纹萌生,疲劳裂纹萌生顺序主要与拉钉孔左、右侧的最大von Mises应力值大小有关,同时受结构蒙皮连接紧度的影响。