16Mn钢锐缺口疲劳裂纹萌生寿命研究

以16Mn钢为研究对象,通过带缺口试样的疲劳试验得到不同尺寸的缺口启裂时所对应的疲劳循环次数,回归得到16Mn钢的缺口启裂寿命估算公式。然后采用与真实焊缝咬边等尺寸的模拟试样,进行与实际结构等应力范围条件下的模拟疲劳试验,并结合通过应力-寿命法得到的结果进行分析比较。结果表明,试验寿命与根据估算公式计算得到的寿命非常接近,应力-寿命法得到的结果偏保守,从而为带锐缺口的在用压力容器疲劳寿命评估提供理论依据和试验数据。     

缺口构件疲劳裂纹形成的研究

本文论述了使用缺口顶端的形变功密度作为预测缺口构件疲劳裂纹形成的控制参量,利用缺口弹塑性应力应变集中的能量理论计算缺口顶端的局部应力、应变,从而十分简便地预测缺口的疲劳裂纹形成寿命。同时提出了考虑缺口顶端局部应力比 R′的寿命估算公式:N[(A—R′)~m△W。]=C并进行了不同初始过载比的缺口疲劳裂纹形成实验,提出了在初始过载条件下估算缺口疲劳裂纹形成寿命的关系式。     

疲劳缺口系数Kf和随机疲劳寿命估算

基于局部应力-应变实验分析和随机疲劳试验，就国内外文献中关于确定疲劳缺口系数Kf的方法和近似计算公式进行了研究，并结合修正Neuber法则将其应用于随机载荷下缺口件的局部应力、应变计算与疲劳裂纹形成寿命估算。通过与实测结果的比较，分析讨论了各种近仿计算公式的精度及其疲劳寿命估算结果的影响。最后为工程疲劳寿命估算方法推荐了几种较符合实际的Kf近似计算公式。     

带缺口构件疲劳寿命的研究进展

对带缺口构件疲劳寿命的构成、缺口疲劳裂纹萌生尺寸的定义、缺口疲劳寿命的局部应力估算方法、影响萌生寿命N1的主要因素、缺口疲劳寿命及锐缺口疲劳裂纹萌生寿命的研究现状等进行了简要综述,同时介绍了一种萌生寿命N1的新的表征参量△K/ρ(1/2),以及N1的估算方法.最后指出了控制缺口疲劳裂纹萌生寿命的主要参量以及它们之间存在...     

疲劳裂纹萌生尺寸的定义及其确定方法

以缺口件为研究对象，根据疲劳非扩展裂纹的性质，给出裂纹萌生尺寸的定义，提出疲劳裂纹萌生尺寸的确定方法，从损伤角度解释其萌生尺寸的物理意义，最后用局部应力应变法估算形成寿命，验证其合理性。     

在役超高压反应管的疲劳强度及裂纹扩展寿命的研究

本文根据带内外壁人工缺口高压聚乙烯反应管的内压疲劳试验结果,分析了适用于厚壁管的应力强度因子表达式,研究了残余应力衰减对反应管疲劳裂纹扩展寿命的影响。研究结果表明:厚壁管的疲劳裂纹扩展计算应采用Newman—Raju公式(对外壁裂纹还应进行适当修正);自增强残余应力的作用主要在提高裂纹萌生寿命,而对在役反应管的裂纹扩展寿命影响不大;反应管的裂纹扩展寿命较短,所以应尽量避免内外壁产生裂纹。     

低周疲劳精密下料新工艺及试验研究

传统的金属棒料下料工艺存在着材料利用率低、能耗高、生产效率低以及下料断面质量差等问题。采用一种新的下料工艺-周向加载低周疲劳精密下料技术,利用V形槽的应力集中效应,促使棒料V形槽底尖端处疲劳裂纹的萌生及疲劳裂纹的快速扩展。描述周向加载低周疲劳精密下料机的工作原理。给出在低周疲劳下棒料V形槽根部裂纹是否起裂的判据。采用两种控制曲线对5种材料(20钢、H59、45钢、20Cr和LY12)的棒料进行试验研究,实现加速棒料裂纹的产生、扩展并获得良好的棒料断面质量。试验结果表明,V形槽的应力集中效应可以有效地减小棒料下料过程中的平均应力,在不断增加打击位移的同时减小冲击频率可以保证棒料裂纹的稳定扩展和断裂。     

考虑分级加载的连续非线性Chaboche-Paris全寿命模型

结构疲劳全寿命可分为裂纹萌生和裂纹扩展两个阶段,裂纹萌生寿命和裂纹扩展寿命的预测通常分开进行,很少有理论能将两者合二为一。结合CHABOCHE提出的非线性损伤理论,对Paris公式进行修正,将其扩展至全寿命阶段;建立损伤累积与裂纹长度关系模型,分析分级加载对损伤累积的影响。计算结果表明,提出的Chaboche-Paris全寿命模型对无初始裂纹结构的寿命预测结果与其S-N疲劳试验数据结果一致,对具有宏观可见裂纹结构的寿命预测结果与Paris公式计算结果一致,验证提出的全寿命模型在全寿命预测和裂纹扩展寿命预测两个阶段的可用性和正确性;分级加载时,Chaboche-Paris模型可以体现出加载顺序对疲劳损伤累积的影响,当外载为低-高加载时,循环比之和大于1,当外载为高-低加载时,循环比之和小于1,与试验结果吻合。     

基于实验确定疲劳缺口系数Kf的方法

采用局部应力应变法预测复杂载荷下结构或构件的疲劳裂纹形成寿命,最定.通过实验研究不同转换因子和不同半径对Smith损伤参量的影响.借助于光滑试件和缺口件的对比实验结果,提出确定弹塑性疲劳缺口系数的方法.采用此方法确定疲劳缺口系数,获得的损伤参量与裂纹形成寿命关系的数据分散带最窄.因此,可以提高疲劳裂纹形成寿命预测的精度.     

裂纹扩展中的部分止裂现象及其对疲劳寿命的影响

由实验发现超载比在1.4到2.2之间时,裂纹有一停止扩展阶段,因此把超载之后的迟滞区分为两部分,即部分止裂区和裂纹扩展恢复区。根据实验现象,提出了一个受超载比和超载数目影响的部分止裂次数经验公式,将此公式应用到 AFFDL 模型中进行疲劳寿命估算,计算结果与实验结果符合得很好。     

滚动轴承疲劳寿命的最小寿命研究

以53个基本型号、153组共计2301套轴承的疲劳寿命试验数据为基础，采用将小子样合并为大子样的方法，重点对可靠度大于90％的Weibull分布形状参数b及最小寿命L0进行了分析研究，结论为6=2．0，L0=0．085L10。     

疲劳寿命可靠性分析模型

基于寿命失效准则：使用寿命≥疲劳寿命，建立一种直接基于疲劳寿命分布的可靠性分析模型。并从理论上证明了该模型与应力－强度可靠性干涉模型的一致性。     

国内外飞机疲劳寿命分散系数计算

疲劳分散系数是防止飞机发生疲劳破坏的一个可靠性量度。目前各国在分散系数取值上存在差别，其中一个主要原因是采用的计算公式不同。文中对三种国内外疲劳寿命分散系数计算公式的原理进行了剖析，并通过计算对其做了比较。     

生命意义教育论——当代大学生心理健康教育之要

针对当代大学生生命失落的心理现状，从什么是生命的意义入手，尝试性地解答了大学生对生命意义之惑，并指出，要大力加强心理健康教育，重点突出生命意义教育，以唤醒生命之爱，引领大学生正确认知生命，使其充分发挥出生命的创造力，实现个人价值与社会价值的统一。最终实现各自的生命意义。     

直线滚柱导轨副寿命试验研究

根据恒定应力寿命试验的理论,设计了直线滚柱导轨的加速寿命试验系统,对LGR35EA、LGR45EA直线滚柱导轨副在不同载荷下进行了寿命测试。试验表明在给定的试验条件下,直线导轨副的失效机理没有改变,对于直线导轨副进行恒定应力加速寿命试验是合理和可行的。     

对数正态分布步加试验和步降试验的效率比较分析

在对数正态分布场合下,针对定时截尾步进应力加速寿命试验和步降应力加速寿命试验,根据准则1对总的产品失效数的比较和准则2对产品条件平均寿命的比较,分别对两种试验方式的效率进行比较分析.而针对定数截尾步进应力加速寿命试验和步降应力加速寿命试验,根据准则3对总试验时间的比较和准则4对样本均值的比较,分别对两种试验方式的效率进行比较分析.并以简单步进应力加速寿命试验和步降应力加速寿命试验为例,通过大量的Monte-Carlo模拟,在四个不同的准则下分别比较两种试验方式的效率,可以得到步降应力加速寿命试验有利于提高试验效率,即步降应力加速寿命试验优于步进应力加速寿命试验.因此,认为步降应力加速寿命试验很值得推广.     

飞机结构腐蚀疲劳分析中的DFR法

通过分析和试验,说明DFR(detail fatigue rating)法在腐蚀疲劳分析中的适用性及其与常规疲劳分析的DFR法的主要差异;给出腐蚀环境中细节疲劳额定值DFRf(t)的定义及其在典型环境中细节疲劳额定值的表达式;在此基础上,简单说明飞机结构腐蚀疲劳作用下产生工程可检裂纹α0的日历年限分析方法,并通过算例说明分析过程.     

一种基于剩余强度衰减的疲劳寿命可靠性分析模型

建立了一种基于剩余强度衰减理论的复合疲劳寿命可可靠性模型,通过推导分析和算例计算对比分析,说明该方法的正确性及其优点。     

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.     

退役产品的层次性回收方法

在讨论产品回收理论中的产品结构层次性和回收策略层次性的基础上，提出了层次性回收方法，给出了数学模型，着重分析了该方法中的零部件回收价值计算、回收率分析等问题，并以四桥主减速器为例，演示了应用该方法的步骤和有效性。