构件疲劳寿命预估的改进型损伤力学方法

引入应力集中因子修正疲劳极限,提出一种实用有效的损伤演化方程.根据损伤力学守恒积分原理,得到缺口试件应力和应变集中与损伤度的耦合关系.利用分离变量方法对损伤演化方程积分,得到构件的应力与寿命关系的积分表达式.损伤演化方程中的材质参数由KT=1与KT=3的标准板试件试验疲劳曲线确定.损伤演化方程与寿命预估方法的正确性由KT=5的疲劳试验结果验证,为采用损伤力学方法预估构件的疲劳寿命提供一种可行的方法.最后,应用此方法提供KT=4与KT =2时的理论疲劳曲线.     

镁合金低周疲劳损伤演化模型探讨

通过铸造镁合金AZ91D和变形镁合金AZ31B室温环境应力控制的低周疲劳试验,基于连续损伤力学,选取平均应变的变化作为损伤变量,将镁合金的低周疲劳损伤演化划分为损伤初始阶段、损伤稳定阶段和循环末期的快速损伤阶段,各阶段的损伤分别以形核损伤、微裂纹损伤和主裂纹损伤为主。在此基础上建立了三阶段损伤模型和两阶段损伤模型,并用上述损伤模型进行了镁合金的低周疲劳损伤演化分析。研究结果表明:相对于经典的低周疲劳损伤模型,采用三阶段损伤模型和两阶段损伤模型所得损伤曲线与试验结果符合较好,能较好地反映镁合金低周疲劳损伤的演化过程。     

疲劳损伤演化的机理及损伤演化律

疲劳是由材料内部的损伤演化导致的,但损伤演化的机理目前尚不清楚。根据原子运动的热扰动,当原子的活性能大于某一临界值时,原子将从原平衡位置逃逸并产生空穴。当材料受循环应力作用时,因原子平衡位置的变化而导致热扰动所产生的空穴不能完全相互湮灭,从而形成缺陷或导致其发展。这一观点不仅可以说明疲劳损伤演化的机理,而且可以把损伤演化速率与原子逃逸过程的速率联系起来,从而可以提出一种具有机理性依据的疲劳损伤演化律的一般形式。这种形式的损伤演化律,是与已知的金属材料损伤寿命关系相一致的。讨论并给出对称循环下损伤演化律的具体形式,并依据该演化律讨论损伤的累加方式。     

低周疲劳过程损伤变量的复合分析法和三阶段损伤演化模型

采用疲劳损伤力学的方法分析Ni Cr Mo V钢核电汽轮机低压焊接转子1︰1模拟件接头低周疲劳过程,针对损伤变量表征方法中的弹性模量法和应力幅值法应用的局限性,并考虑循环前期循环软化造成的材料的损伤,提出适用于循环软化材料的低周疲劳全过程损伤变量表征的复合分析法,提高了疲劳过程各阶段材料损伤测量的准确性;提出低周疲劳损伤过程的三阶段损伤模型,将焊接接头的疲劳损伤过程分为应力松弛、微空洞和微裂纹的萌生和扩展以及宏观裂纹的萌生和扩展三个阶段,并用于分析焊接接头的低周疲劳损伤过程。试验结果表明,在Ni Cr Mo V钢汽轮机低压焊接转子接头的低周疲劳损伤过程分析中,采用复合分析法表征损伤变量较弹性模量法和应力幅值法更为合理,且三阶段疲劳损伤模型能很好地反映疲劳损伤过程。     

基于损伤本构的齿轮疲劳模型

在损伤本构模型基础上,依据Lemaitre-Chaboche塑性损伤理论,建立了一种新的齿轮材料疲劳损伤模型,导出了齿轮材料的疲劳寿命理论方程,结果表明基于损伤本构的疲劳损伤模型正确反映了材料属性、三轴应力比、应力幅值水平对疲劳寿命的影响,而且给出了这种新的理论疲劳理论模型算例验证,分析了该模型与传统名义应力S-N曲线形式的统一性,为预测齿轮材料的寿命提供了一种新的途径。     

35CrMo合金钢的低周疲劳损伤演变

通过控制应变幅的低周疲劳试验,测定了国产35 CrMo合金钢在不同应变水平时的损伤变化情况。根据试验结果,给出了一个非线性损伤律,并进一步讨论了其损伤的演变方程。     

车轮应变疲劳性能及损伤演变规律研究

通过试验分析了Φ９１５喂线车轮的低周疲劳行为，测定了循环稳定和单调拉伸应力－应变曲线，给出了应变－寿命及应力－寿命关系，讨论了循环软化、循环硬化特性，导出应变疲劳损伤演变方程和寿命估算方程。列表给出车轮钢的全部应变疲劳参数和与之对应的静态参数，可供设计选材、寿命估算时使用。     

基于剩余强度退化规律的疲劳损伤非线性演化模型

通过对正火４５钢的试验数据分析,提出了一个反映剩余强度退化的对数表达式,给出对称恒幅应力循环下疲劳损伤的定义与表达式。该表达工能够反映损伤演化的非线性特性。进一步分析了随机应力循环下结构的疲劳损伤,导出损伤演化的递推公式,并结合大量的计算给出结构在应力块重复循环下疲劳寿命估算的一个近似方法。     

单机疲劳损伤影响因素研究

在对某型飞机实施单机寿命监控过程中,发现同一科目下各飞行起落的疲劳损伤计算结果具有较大的差异。为了弄清其原因,从代号相同的同一个特技科目中任取73个起落的飞参数据进行系统计算和分析,找到影响损伤差异的主要因素。分析结果表明,通过合理控制这些因素,可以在不影响训练质量的条件下,有效减少飞机疲劳损伤增长速度。     

飞机结构疲劳损伤的工程类比法

重点论述工程类比法在基于飞参数据进行飞机结构疲劳损伤计算中的应用.通过对两种机型、60多架飞机30000多飞行小时数据的计算分析,提出结构疲劳损伤值(取对数后)与材料常数m成线性关系的观点.用工程类比法计算出的多架飞机累计损伤结果,其相对轻重水平,基本不随m值的不同而改变.在比较多架飞机疲劳损伤情况时,可以排除材料常数m的影响.     

基于全域损伤测试建立的连续疲劳损伤模型

首先以韧性为损伤变量进行全域损伤曲线测试,以非线性损伤理论框架为基础,用测试曲线数据确定损伤变量参数表达形式,得到非线性连续疲劳损伤模型。该疲劳损伤模型与实验吻合。在此基础上导出复杂加载的寿命计算公式,并考虑平均应力影响。实验研究表明,在二级加载下该计算模型的预测结果是相当令人满意的。     

高温时间相关单多轴疲劳损伤模型

针对高温疲劳中蠕变和氧化因素的影响,提出高温循环加载下时间相关疲劳损伤模型.根据材料高温疲劳微观观察和疲劳过程,充分考虑拉压应变率和循环周期不同而造成的不同损伤,提出高温影响折算时间的计算方法.结合损伤理论和高温对疲劳损伤的影响,把无保载时间的高温疲劳损伤分为纯疲劳损伤、时间相关损伤和交互损伤,损伤模型经高温2.25Cr-1Mo钢单多轴疲劳试验验证,结果表明,误差在两个因子之内.     

基于能量耗散的疲劳损伤模型

能量的耗散和晶体显微结构的运动与演变有关。根据金属显微结构稳定性原理,利用自由能的变化将微观角度的显微结构变化与宏观的疲劳损伤过程联系起来,并用储能定义损伤变量。提出获得储能的数值方法,建立基于不可逆能量耗散的疲劳损伤演化模型;并对该模型用40CrNiMoA的两级加载试验进行验证,预测结果与试验结果吻合较好。     

FATIGUE LIFE PREDICTION THEORY OF COMPOSITE LAMINATES AND EXPERIMENTAL VERIFICATION

According to traditional phenomenological fatigue methodology and modem continuum damage mechanics theory, dual fatigue cumulative damage rules to predict fatigue damage formation and propagation lives of the notched composite laminates are presented. A 3-dimensional damage constitutive equation of anisotropic composites is also established. Damage strain energy release rate is interpreted as a driving force of the fatigue delamination damage propagation. A new damage evolution equation and a damage propagation σa-σm-N surface (stress amplitude-mean stress-life surface) are derived. Hence, using the method above, the fatigue life of composite components can be predicted. Finally, theoretically predicted results are compared with experimental data. It is found that the deviation of theoretic prediction from experimental results is about 22%.     

基于微观孔洞型损伤的疲劳蠕变寿命预测方法

孔洞型损伤是延性金属材料一种常见的破坏形式.对于材料疲劳蠕变破坏过程,文中提出等效孔洞体积概念,从微观唯象角度出发,综合考虑疲劳蠕变对孔洞体积长大的影响,得到一种微孔洞型疲劳蠕变寿命预测模型.以此模型对1.25Cr0.5Mo钢540℃应力控制下疲劳蠕变寿命进行预测,结果显示该模型具有很好的适用性.     

40Cr钢的三点弯曲疲劳损伤在线跟踪测量

用系统分析的方法，在线跟踪观察40Cr钢的三点弯曲疲劳损伤过程。实验结果表明，用系统分析的方法提取损伤参数，能够反映材料的三点弯曲疲劳损伤整个过程；实验结果也从一个方面验证了双线性损伤规律的合理性。此外在相同的实验条件下，损伤参数直观、敏感地反应出试样表面状态等因素对疲劳寿命的影响。     

NEW FATIGUE CUMULATIVE DAMAGE PROBABILISTIC MODEL OFTHE MECHANICAL PARTS

ＮＥＷＦＡＴＩＧＵＥＣＵＭＵＬＡＴＩＶＥＤＡＭＡＧＥＰＲＯＢＡＢＩＬＩＳＴＩＣＭＯＤＥＬＯＦＴＨＥＭＥＣＨＡＮＩＣＡＬＰＡＲＴＳＮＥＷＦＡＴＩＧＵＥＣＵＭＵＬＡＴＩＶＥＤＡＭＡＧＥＰＲＯＢＡＢＩＬＩＳＴＩＣＭＯＤＥＬＯＦＴＨＥＭＥＣＨＡＮＩＣＡＬＰＡ...     

油膜振荡下转子疲劳的损伤力学研究

在对油膜振荡进行非线性动力学分析的基础上,将其动力学响应作为位移边界条件,把损伤引入到材料的本构关系当中,考虑损伤与应力、应变的相互影响,采用全耦合的损伤力学分析方法对转子在油膜振荡行为下的损伤发展过程进行了分析,揭示了转子在油膜振荡行为下的疲劳破坏机制;同时分析了损伤与应力、应变的耦合作用对损伤演化、发展的影响,为汽轮机组的灾变防治和安全设计提供了一定的理论依据。     

高匹配焊接接头不均匀体低周疲劳损伤研究

将高匹配的焊接接头抽象为软夹硬力学不均匀体，并运用材料应力幅的变化定义一个新的损伤变量，运用损伤力学的方法对高匹配的焊接接头力学不均匀体在低周疲劳载茶下的损伤行为进行研究。研究结果发现对于高匹配的焊接接头，在低周疲劳的载荷条件下，随着中间高强度的焊缝宽度的增加，焊接接头在断裂时的循环次数将下降，而接头中损伤的发展则在加快。     

多处损伤的疲劳裂纹扩展分析方法研究

多处损伤(multiple site damage，MSD)是影响老龄飞机结构完整性的重要因素之一。文中以线弹性断裂力学为基础，将应力强度因子组合模型、裂纹连通准则、断裂准则以及MSD扩展中相关性处理综合在一起，建立一种等幅载荷谱下MSD裂纹扩展分析方法，并用所编程序对三种典型MSD模式的扩展与断裂过程进行计算分析。结果表明，寿命预测结果与试验结果吻合很好。