飞机结构疲劳载荷谱加重系数与寿命之间的关系研究

介绍疲劳载荷谱加重方法,导出应力水平的变化与寿命之间的关系,通过耳片在常幅谱作用下的5组疲劳试验、在块谱作用下的2组疲劳试验以及三排45个孔试件在随机谱作用下的2种试验件的疲劳试验,证明该方法在不同载荷谱下和不同结构形式的应用中是可行的。     

八种钢的恒幅和变幅疲劳性能

构件总的疲劳寿命是由裂纹的萌生、裂纹的扩展和最终断裂所组成。选择材料常常以恒幅疲劳性能为基础,这种性能不一定能够提供合理的设计依据。以裂纹萌生尺度为判据的应变控制低周疲劳性能,业已用作疲劳寿命的主要预测基准,就象常幅疲劳裂纹的扩展曾作为预测基准一样。但在变幅加载情况下,因为忽略了疲劳过程的某些部分和没有较多的合适资料,所以两种基准都不可能是完善的。本文提供了八种钢恒幅裂纹扩展的数据以及四种不同变幅载荷谱的疲劳结果,其中包括裂纹的萌生、裂纹的扩展至断裂。把从恒幅疲劳裂纹扩展行为得出的材料评价用于变幅载荷下裂纹的萌生和扩展可能是不正确的。     

疲劳裂纹扩展试验的一种低载截除方法

基于疲劳裂纹扩展门槛值和应力比的关系,提出了一种适用于疲劳裂纹扩展试验的低载截除方法。该方法综合考虑了材料裂纹扩展性能、应力幅值和应力比的影响。用中心裂纹板(M(T))试验件进行了一种飞-续-飞原谱和两种截除谱下的疲劳裂纹扩展试验。截除谱下裂纹扩展寿命与原谱下寿命差别在26%以内,但试验周期最多缩短了78%。试验结果表明,采用提出的方法进行低载截除,可显著缩短试验周期而不改变结构破坏模式,也不明显改变裂纹扩展寿命。     

用当量S—N曲线估算疲劳裂纹形成寿命

介绍了一种利用相对Ｍｉｎｅｒ法则估算构件在变幅载荷谱下裂纹形成寿命的当量Ｓ－Ｎ曲线方法。与常规的名义应力法相比，此方法不用常幅试验下得到的Ｓ－Ｎ曲线，而是根据该构件在两种载荷谱下的疲劳试验寿命，推导出能反映在变幅载荷谱条件下构件疲劳特性的当量Ｓ－Ｎ曲线为依据寿命估算。运用此方法，本文对文献（１）所给六种载荷谱下的试片寿命进行了计算，并以试验寿命为依据对按常规Ｓ－Ｎ曲线法修正的Ｓ－Ｎ曲线法，局部应力     

980钢焊接接头在谱载荷作用下的疲劳裂纹扩展

对980钢焊接接头在谱载荷作用下的疲劳裂纹扩展行为进行了初步研究，用980钢焊接接头掉成两种标准CT试件，裂纹分别开在焊缝金属上和焊趾处平行于焊缝方向，在两种谱载荷下进行了疲劳裂纹扩展试验，采用Wheeler模型进行谱载荷作用下裂纹扩展分析。得到焊缝金属的载荷延滞效应明显，而焊趾处金属的载荷延滞效应不明显的初步结论。     

变幅载荷下的钢板弹簧疲劳裂纹扩展研究

钢板弹簧疲劳裂纹在变幅载荷作用下的扩展预测模型主要是Schütz疲劳裂纹扩展模型,但此模型未考虑裂纹闭合效应对疲劳裂纹扩展的影响,忽略了参数C和n随应力比的联系,疲劳裂纹门槛值△Kth也只考虑应力比为0的特殊工况.因此对Schütz疲劳裂纹扩展唯象模型进行修正,使修正后的模型各参数物理意义更加明确,适用于不同的工况.并将实车试验所测的应力幅值运用于修正后的模型,表征变幅载荷作用下钢板弹簧疲劳裂纹扩展进程.表明加载幅值增大,疲劳裂纹扩展速率加快,试验结果与模型预测结果良好吻合,为变幅载荷作用下疲劳裂纹扩展速率的计算提供了理论依据.     

对2024铝合金疲劳裂纹扩展寿命进行预测

通过二维弹塑性有限元计算得到Ⅰ型静态裂纹在常幅疲劳载荷下裂纹尖端塑性应变能,进而获得裂纹尖端塑性应变能和应力强度因子幅值的非线性关系;根据能量平衡概念,建立了裂纹扩展速率与裂纹尖端塑性应变能的关系。由此得到一种基于裂纹尖端塑性应变能的疲劳裂纹扩展寿命预测模型,利用该模型预测了中心裂纹平板的疲劳裂纹扩展寿命,预测结果与试验值吻合得很好。     

服从正态分布随机载荷作用下齿轮弯曲疲劳试验研究

根据齿轮传动过程中普遍承受的高斯分布载荷谱,编制了试验用随机变幅疲劳载荷谱,在MTS电液伺服疲劳试验机上利用成组试验方法完成了该随机载荷作用下全寿命齿轮弯曲疲劳试验,得到了特定变差系数高斯分布载荷谱下齿轮弯曲强度的R-S-N曲线。试验结果证明,随机变幅疲劳试验得出的轮齿疲劳寿命低于由疲劳载荷上限值取为载荷谱均值的恒载荷疲劳试验得出的疲劳寿命,因此,如果采用后者的试验结果去估算实际服役中的齿轮的弯曲疲劳寿命是非常危险的。对随机载荷下的齿轮设计的疲劳极限的理论值进行了预测,并与试验结果进行了比较。结果表明,理论分析结果与试验结果基本相符。     

基于等效裂纹法的桥(门)式起重机箱形梁疲劳寿命估算

针对起重机箱形梁结构及其受力情况复杂的特点,提出了一种以疲劳试验数据为基础的等效裂纹法来估算疲劳寿命。疲劳试验数据能够很好反映结构疲劳危险处的应力集中影响。箱形梁疲劳危险点处的应力集中影响可以大概等效为一未焊接平板上具有一等效裂纹,并用Paris公式计算等效裂纹的扩展寿命。通过将该方法的估算结果与文献中的疲劳试验结果进行对比分析,文中方法对于常幅载荷作用下的疲劳寿命估算是有效可行的,而对于变幅载荷作用下的疲劳寿命估算还有待进一步研究。     

加筋板多处损伤疲劳裂纹扩展研究

给出加筋板多处损伤裂纹扩展的预测计算和试验,其目的是研究飞机真实结构--加筋板多裂纹扩展的预测计算方法.用Walker裂纹扩展方程和Willenborg-Chang裂纹扩展模型为根据,并在每个载荷循环都考虑裂纹之间的相互影响.用循环接循环进行裂纹累积,用虚拟施加剩余强度载荷和裂尖韧带塑性区连通判据确定临界裂纹尺寸.文中给出典型随机谱下加筋板多裂纹扩展计算预测,并给出初始裂纹和剩余强度载荷的改变对临界裂纹尺寸和扩展寿命的影响,也给出在恒幅谱及程序块谱载荷下加筋板多裂纹的扩展试验以及试验与计算的比较.