一种计算疲劳裂纹扩展门槛值的新方法

提出一种计算疲劳裂纹扩展门槛值的新方法,不像现行的线性拟合计算方法只能确定实用门槛值,该法能够确定材料的实际门槛值,两种材料八组试验数据的计算对比表明,发近门槛值区域试验数据数目不同时,该法导致的计算结果的分散性要明显低于线性方法,与线性方法相比,该法只要需较少的低速扩展阶段的试验数据点,即可获得相对稳定的结果,文中还该法可能引起的误差进行了分析研究,并给出了相应对策。     

基于试验数据的疲劳裂纹扩展门槛值研究

试验确定门槛值是最常用和最基本的方法,裂纹闭合使其准确性受到质疑。文中总结基于试验数据确定门槛值的方法,依据高低压一体化转子材料的疲劳门槛值试验和疲劳裂纹稳定扩展数据,对不同确定方法进行比较。结果发现高压端(high-pressure zone,HP)门槛值比低压端(low-pressure zone,LP)大,最大载荷法、简易方法和近似公式确定的门槛值偏大,而由Paris公式直接外推所得门槛值过小,近似公式计算的门槛值准确性不高。通过分析晶粒尺寸对裂纹扩展路径的影响,认为高压端与低压端门槛值不同是由于裂纹闭合程度不同引起的,粗糙度诱发裂纹闭合占主导作用。     

高强度钢的疲劳裂纹门槛值实验研究

以轴承钢为例对高强度钢的疲劳裂纹开裂和门槛值进行了仔细研究，提出了该类材料门槛值的理论计算公式，考虑了如应力比、应力集中、曲率半径等影响脆性开裂的主要因素，并给出了实验验证，两者非常吻合。     

16MnR钢的高温疲劳裂纹扩展门槛值研究

对16MnR钢在250℃和300℃下的疲劳裂纹扩展门槛值进行了测试和分析,得到了两种温度下的疲劳裂纹扩展门槛值,并分析两种温度下门槛值不同的原因。结果表明:16MnR钢在300℃时的门槛值高于250℃时的门槛值,分析认为16MnR钢在250℃和300℃门槛值不同是由于氧化作用引起裂纹闭合程度不同造成的。     

高强度钢的疲劳裂纹门槛值实验研究

以轴承钢为例对高强度钢的疲劳裂纹开裂和门槛值进行了仔细研究，提出了该类材料门槛值的理论计算公式，考虑了如应力比、应力集中、曲率半径等影响脆性开裂的主要因素，并给出了实验验证，两者非常吻合。     

疲劳近门槛值区裂纹扩展模式变化的试验研究

利用扫描电镜观察疲劳门槛值区试样的裂纹表面形貌,研究了疲劳门槛值区裂纹扩展模式的分布,分析了裂纹扩展模式的变化对疲劳裂纹扩展速率da／dN的影响。结果表明,断口形貌存在面型断裂（沿晶或穿晶）（Faceted Fracture,FF）,面型断裂分数（Percentageof Faceted Fracture,PFF）最大值出现在循环塑性区尺寸接近原始奥氏体晶粒直径时。通过比较循环塑性区尺寸与晶粒尺寸,随着应力强度因子幅值AK的降低,裂纹先以辉纹型模式扩展,在PFF达到最大值后,裂纹以晶体学模式扩展。辉纹型模式扩展时,PFF的变化对da／dN影响不大;晶体学模式扩展时,由于FF诱发裂纹闭合,从而降低da／dN。     

基于安定理论的微小裂纹疲劳门槛值的分析

通过弹塑性有限元法 ,利用 Melan的安定理论 ,分析了单缺口试件 ,在含有与试件材料晶粒尺寸相当的微小裂纹下的疲劳门槛值。通过对航空齿轮材料试件进行算例分析 ,其结果与相应实验结论比较吻合 ,并且表明 :利用静力安定法所研究微小裂纹疲劳门槛值 ,预测航空齿轮的寿命是较安全的。     

全复合型裂纹疲劳扩展门槛限估算

提出了可供工程设计使用的全复合型疲劳门槛限估算方法。该方法基于最大应变能释放率准则，根据（Ⅰ＋Ⅱ）及（Ⅰ＋Ⅲ）复合型疲劳实验数据求得有关材料常数后，导出该材料的全复合型疲劳门槛限计算表达式。依此式可以估算各种复合比加载条件下的疲劳门槛限。估算值与实际值的相对误差小于１０％。     

Ⅰ-Ⅲ复合型裂纹疲劳扩展门槛值

以垂直于裂纹扩展径向平面上的主应力σ1 及极径r的组合量 2πr·σ1 为主应力强度因子 σ1 ,提出主应力强度因子下的复合型裂纹初始扩展准则及扩展的静态断裂模型 ,在此基础上推导复合型裂纹的门槛值方程和裂纹面扭转角公式及裂纹扩展速率公式 ,定义复合型裂纹的理论门槛值 ,进行Ⅰ Ⅲ复合型裂纹扩展试验。试验表明 ,文中提出的疲劳裂纹扩展门槛值模型是适用的     

使用恒Kmax方法测试物理小裂纹门槛值研究

大量研究表明长裂纹和物理小裂纹扩展行为差异的主要原因是由于裂纹闭合程度不同造成的,消除裂纹闭合效应影响后的长裂纹与小裂纹的裂纹扩展行为应趋于一致.文中使用恒Kmax/增Kmin值降低△K的试验方法来测试裂纹扩展门槛值.此方法在测出△Kth时应力比R已经很高,实际上已不存在裂纹闭合效应的影响.通过对比试验结果表明,恒Kmax法测试长裂纹扩展门槛值能有效去除裂纹闭合效应的影响,用测得的门槛值近似表述小裂纹门槛值,能给出偏于保守的结果.     

某机中央翼下壁板疲劳裂纹扩展寿命估算

为评估某型飞机中央翼下壁板萌生疲劳裂纹后的使用安全性,进行结构模拟件疲劳试验,并利用AFGROW软件对其疲劳裂纹的扩展寿命进行估算,与试验结果进行对比,初步确定出该部位裂纹扩展速率,为裂纹故障部位的修理提供参考依据.     

903钢的疲劳裂纹扩展实验及寿命估算

对９０３低合金钢进行了常幅载荷及程序载荷疲劳实验，得到了９０的Ｅｌｂｅｒ常数及其裂纹闭合子随应力比变化的规律。同时对ＡＦＦＤＬ模型进行了修正，利用修正的ＡＦＦＤＬ模型对程序谱进行了寿命估算，估算结果较好地吻合了实验数据。     

有机玻璃疲劳裂纹扩展定量分析

采用断裂力学方法分析了有机玻璃裂纹尖端应力分布及银纹微纤化断裂机理 ,由此建立的力学模型所得到的疲劳裂纹扩展表达式 ,能较好地拟合有机玻璃疲劳裂纹扩展实验数据。而由裂纹扩展实验数据通过线性回归计算得出的裂纹扩展系数 B和理论门槛值 ΔKth可分别定量描述有机玻璃在中部区和近门槛区的扩展行为 ,且 B值与有机玻璃拉伸性能之间存在确定的函数关系 ,认为这两个参数可作为评估有机玻璃疲劳裂纹扩展行为的基本参量。     

TC21钛合金的疲劳裂纹扩展研究

建立了新型损伤容限性钛合金TC21的疲劳裂纹扩展模型;研究了疲劳裂纹扩展速率da／dN与疲劳裂纹扩展门槛值之间的关系。该模型预测了TC21钛合金的疲劳裂纹扩展速率,其预测结果与实验结果非常吻合。     

一种疲劳长裂纹扩展率新模型

基于LZ50车轴裂纹扩展数据分析,提出描述长裂纹扩展的新模型。新模型包含门槛值和断裂韧度,并考虑循环比效应,可有效描述门槛值附近和高应力强度因子范围长裂纹的扩展行为及其趋于断裂点的行为;该模型克服了现有Paris-Erdogan模型不能描述门槛值附近和高应力强度因子范围,Forman-Kearney-Engle模型不能描述门槛值附近,Elber方程不能描述高应力强度因子范围疲劳裂纹扩展规律的缺陷。     

疲劳门槛值统一理论模型的比较及验证

针对应力比对疲劳裂纹扩展及门槛值的影响,依据裂纹闭合与裂纹扩展驱动力机制的统一思想,阐述了Zhu-Xuan模型与Kwofie-Zhu模型的建立过程,并基于25Cr2Ni2MoV转子钢焊接接头的疲劳裂纹扩展试验数据对模型进行验证。结果表明,两种模型在近门槛值区和Paris区均有良好的预测效果,其中Zhu-Xuan模型形式简单,对CrMoV钢具有普适性,预测门槛值的误差在10%以内,而Kwofie-Zhu模型预测结果更准确,但应用过程涉及参数求解,过程较复杂。研究认为,裂纹闭合与扩展驱动力机制的统一模型描述疲劳裂纹扩展行为的应力比相关性是合理可行的,且具有较好精度。     

Q235材料的Paris常数C、m及△Kth值测试

以大型机械结构最常用的Q235板材(等同于ASTM A36)为研究对象,在实验室条件下测取裂纹扩展速率的Paris常数C、m,并验证与轧制方向垂直的裂纹受平行于轧制方向应力作用时最易扩展的结论.同时以应力比R=0.1加载试验数据外延计算获得其门槛值△Kth(da/d/N=0.5×10-6mm/cycle时).     

基于断裂力学的疲劳裂纹扩展速率公式研究

对疲劳裂纹扩展速率公式的研究已有50余年的历史,但是这些公式中均含有物理意义不明确、需由实验确定的常数,通过对三个常用公式和一个新近得到公式的分析比较,验证了新近得到公式的正确普适性、参数易求性及公式物理意义的明确性,进而可预测不同材料的疲劳裂纹扩展速率.     

不同碳含量的CrNiMo钢疲劳裂纹扩展特性

三种不同碳含量的ＣｒＮｉＭｏ 钢的疲劳扩展试验结果表明,随着钢中碳含量升高,裂纹扩展速率升高。回归分析表明,ＣｒＮｉＭｏ 钢的疲劳裂纹扩展速率符合以下公式：ｄａ／ｄｎ＝ Ｂ（ｄｋ－ ｄｋｔｈ ）２ ,其中疲劳裂纹扩展系数Ｂ值可以由材料拉伸性能估算。该式的有效性还以不同应力比下的疲劳裂纹扩展数据进行了验证。     

基于损伤容限设计的疲劳裂纹扩展寿命估算

从损伤容限设计概念出发,以断裂力学理论为基础,在承认零构件内具有初始缺陷的基础上,应用著名的Par-is裂纹扩展速率公式,以对1020冷轧薄钢板在承受单轴恒幅循环载荷下的寿命次数的估算为例,介绍了一种简单实用的疲劳寿命估算方法,从而为技术人员在进行含裂纹件的疲劳裂纹扩展寿命计算中提供一定的理论依据。