16Mn钢对焊接头疲劳寿命的超载效应

实验研究拉伸超载对16Mn钢对焊接头疲劳寿命及焊趾处表面残余应力的影响。实验结果与分析表明,拉伸超载虽能引起焊趾处表面残余压应力绝对值增大,但对焊接头的疲劳寿命没有明显影响。这说明决定16Mn钢对焊接头疲劳寿命超载效应的主要因素不是超载引起的焊趾处表面残余压应力,而可能是造成焊趾处表面层材料性能的变化。此外,本文还简要阐明了实验结果的工程应用意义。     

16Mn钢焊接件疲劳裂纹扩展特性研究

本文研究了16Mn 钢焊接接头疲劳裂纹扩展特性。结果表明:影响焊接接头裂纹扩展速率的因素是焊接接头的残余应力和金相显微组织。当应力比 R<0.6时,残余应力是影响焊接接头疲劳裂纹扩展速率的主要因素,显徽组织次之;当应力比达到0.6时,残余应力影响减弱。根据实验结果提出了焊接接头疲劳裂纹扩展速率的预测模型,与实测结果相近,具有一定的实用价值。     

微动疲劳寿命预测方法的探讨

进行激动疲劳和普通疲劳的对比分析，找出它们的差异和共性。根据已有的研究成果，本文提出根据微动作用确定疲劳裂纹萌生和扩展点的位置，在该位置用普通的疲劳理论和计算方法计算微动疲劳寿命的方法。该方法具有一定的准确性，可用来进行微动疲劳寿命的初步估算。     

16Mn钢短裂纹疲劳扩展性能的试验研究

通过对带有表面盲孔的16Mn钢圆棒试样的疲劳试验,获得了试样盲孔边缘疲劳短裂纹的扩展规律。文中给出了有关试验结果,藉此建立了短裂纹表面长度与疲劳循环数间的关系以及裂纹扩展速率与疲劳载荷和裂纹尺寸之间的定理描述式。本文结果有助于加深对16Mn钢试样疲劳损伤过程的认识。     

微动疲劳寿命的估算方法研究

着重分析了零构件由于微动磨损而造成的疲劳失效机制,说明了在这种微动疲劳模式下疲劳寿命的组成情况,用门槛值应力公式估算了当磨蚀坑根部萌生扩展性裂纹时蚀坑的临界深度尺寸,并分析了微动裂纹尖端的应力强度因子,得出了计算微动裂纹萌生尺寸的表达式,最后用上述方法计算了螺纹联接件的微动磨损寿命与裂纹萌生尺寸,用局部应力应变法计算了微动裂纹的萌生寿命,所得到的估测寿命与试验值相符,由此可见,该微动疲劳寿命的估测方法是合理的,有效的。     

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。     

应力集中对16Mn材料腐蚀疲劳性能影响

本文所推荐16Mn材料K_t=2、K_t=3试样的淡水质中疲劳极限拟合曲线及其平均应力折算系数,可供工程设计时参考。     

微动疲劳寿命的估算方法研究

着重分析了零构件由于微动磨损而造成的疲劳失效机制 ,说明了在这种微动疲劳模式下疲劳寿命的组成情况 ,用门槛值应力公式估算了当磨蚀坑根部萌生扩展性裂纹时蚀坑的临界深度尺寸 ,并分析了微动裂纹尖端的应力强度因子 ,得出了计算微动裂纹萌生尺寸的表达式 ,最后用上述方法计算了螺纹联接件的微动磨损寿命与裂纹萌生尺寸 ,用局部应力应变法计算了微动裂纹的萌生寿命 ,所得到的估测寿命与试验值相符 ,由此可见 ,该微动疲劳寿命的估测方法是合理的、有效的     

低周载荷下NiTi微动疲劳寿命预测模型研究

微动磨损加速材料疲劳失效,微动疲劳是微动磨损和普通疲劳共同作用的结果;NiTi形状记忆合金具有良好的耐磨性和抗疲劳特性,可以延缓损伤的发生和扩展;改进原有的微动疲劳寿命预测模型,将微动磨损作为影响微动疲劳寿命的重要因素,引入NiTi微动疲劳寿命预测模型中;给出合理有效的NiTi微动疲劳寿命预测模型.     

高低周复合载荷作用下微动疲劳寿命预测研究

对高低周复合载荷作用下微动疲劳寿命预测方法进行了研究。首先，进行了高低周复合载荷作用下的桥式试件和榫联接试件的微动疲劳试验。其次，对微动疲劳中的力学参数进行分析，提出了将力学参数分为应力状态参数和微动摩擦参数两类。用边界元法对试件接触表面的参数进行分析。最后，基于数值分析和试验结果，建立了合金钢在高低周复合载荷作用和受钛合金微动作用时的微动疲劳寿命预测公式，并将其应用于榫联接试件的寿命计算，结果令     

16Mn钢疲劳强度的概率分布

提出了一种研究指定寿命下疲劳强度概率分布问题的新的统计分析方法。用这种方法可以在不能求得寿命分布的长寿命区,求得疲劳强度的分布。用16Mn 钢的疲劳试验结果和新方法研究了其疲劳强度分布。结果表明,疲劳强度系数遵循对数正态分布理论疲劳极限遵循正态分布,疲劳强度遵循正态分布和对数正态分布。     

基于能量密度法预测微动疲劳寿命

通过接触界面的应力应变场和临界平面法计算了能量密度损伤参数,结合疲劳试验得到了能量密度损伤参数-寿命关系曲线中的材料常数,建立了LZ50钢微动疲劳寿命的预测公式。根据裂纹萌生寿命预测效果,将Chen损伤值作为裂纹萌生控制参数。分析了摩擦因数、微动桥半径、循环载荷和微动桥压力对LZ50车轴钢的Chen损伤值的影响,以及CRH2型动车组空心车轴裂纹萌生的位置及寿命。     

30CrNiMo8合金钢的弯曲微动疲劳特性

在不同弯曲载荷水平下,对30CrNiMo8合金钢进行了系统的弯曲微动疲劳试验,建立了其微动疲劳S-N曲线,讨论了其弯曲微动疲劳特性及相关规律。结果表明:30CrNiMo8钢弯曲微动疲劳的S-N曲线明显不同于常规疲劳的,呈现"C"曲线特征;随着弯曲载荷的增加,微动依次运行于部分滑移区、混合区和滑移区;在混合区,裂纹最易萌生且微动疲劳寿命最短;微动损伤区的磨损机制主要为磨粒磨损、氧化磨损和剥层;弯曲微动疲劳裂纹的扩展表现为三个不同的阶段,第一阶段裂纹斜向扩展,以接触应力控制为主,第二阶段裂纹转向,受接触应力和弯曲应力共同控制,第三阶段裂纹扩展方向变为垂直方向,以弯曲应力控制为主。     

临界面法预测微动裂纹萌生特性和微动疲劳寿命

微动疲劳是造成飞机、船舶、车辆、建筑、核能、海洋工程等失效的主要原因。根据能量的转变提出SSI剪应变能临界面法。以45#钢为例,建立微动桥有限元模型,用SSI剪应变能临界面法对微动桥的微动疲劳裂纹萌生特性和寿命进行预测。通过与试验数据对比证明SSI临界面法用于微动疲劳裂纹萌生特性和寿命预测的可行性。     

锤击对焊接件疲劳寿命影响的定量评估

实验研究了锤击对16Mn钢焊接件疲劳寿命的影响，并作了定量评估。实验结果表明．经锤击的16Mn钢焊接件的疲劳寿命可近似地表示为当量应力幅的函数，并给出了相应的表达式。由此观察到，锤击主要是提高焊接件的理论疲劳极限，从而使中、长寿命区内的疲劳寿命延长，疲劳强度提高。     

钢丝微动疲劳裂纹萌生寿命预测研究*

钢丝微动疲劳过程中,钢丝裂纹萌生特性直接影响其裂纹扩展特性,进而制约钢丝微动疲劳寿命,因此开展钢丝微动疲劳裂纹萌生寿命预测研究具有重要意义。基于有限元法、摩擦学理论和断裂力学理论,运用Smith-Watson-Topper（SWT）多轴疲劳寿命准则建立考虑磨损的钢丝微动疲劳裂纹萌生寿命预测模型,基于多种不同的钢丝疲劳参数估算方法对钢丝的微动疲劳裂纹萌生寿命进行了预测,并探究接触载荷、疲劳载荷、交叉角度及钢丝直径等微动疲劳参数对钢丝微动疲劳裂纹萌生寿命的影响规律。结果表明：基于中值法的预测结果最接近实际值;在微动疲劳过程中,钢丝微动疲劳裂纹萌生寿命主要与接触载荷和疲劳载荷相关。通过引入微动损伤参数建立简化的适用于钢丝绳的钢丝微动疲劳裂纹萌生寿命预测模型,通过与考虑磨损的预测模型计算结果进行对比验证了该模型的准确性。     

40CrNi2MoA合金钢的弯曲微动疲劳特性

在不同弯曲载荷下,对40CrNi2MoA合金钢进行弯曲微动疲劳试验,建立其弯曲微动疲劳下的循环次数-应力曲线;通过对微动损伤区的微观分析,研究该合金钢的弯曲微动疲劳特性。结果表明:40CrNi2MoA钢弯曲微动疲劳应力曲线不同于常规疲劳应力曲线,呈现"C"型曲线特征;随着弯曲载荷的增加,微动依次运行于部分滑移区、混合区和滑移区;相对于另外两个区域,混合区试样的裂纹更易萌生、扩展且微动疲劳寿命最短;试样表面的磨损机制主要为磨粒磨损、氧化磨损和剥层;由于接触应力和弯曲应力的影响程度不同,弯曲微动疲劳裂纹的扩展分为三个阶段,即接触应力控制阶段、接触应力与弯曲疲劳应力共同控制阶段和完全受弯曲应力控制阶段。     

关于微动磨损与微动疲劳的研究

微动磨损与微动疲劳是２种主要的微动模式,造成的损伤在工业中相当普遍,并可能引发灾难性的后果。主要研究了们移幅度、压力和疲劳应力３个基本微动参数,并以获得的微动区域、微动图为基础,分析了微动磨损与微动疲劳的运行机制和破坏规律。为更好地了解微动磨损与微动疲劳之间的内在联系,进一步探讨了接触磨损与局部疲劳、局部疲劳与整体疲劳之间的竞争机制。     

基于面面接触结构的高温微动疲劳寿命预测研究

航发叶片与轮盘连接处长时小幅相对位移将产生微动疲劳,交变载荷受温度效应对结构造成严重损伤。现有疲劳寿命模型预测未能充分考虑高温对微动疲劳的影响,预测结果与工程实际寿命存在较大差距。因此,需建立一种考虑温度效应微动疲劳寿命预测模型。以航空发动机燕尾榫结构为研究对象,设计高温燕尾榫微动疲劳试验,探讨高温对微动疲劳损伤的影响。基于燕尾榫的高温微动疲劳试验,探究高温对其微动疲劳损伤的影响机制,提出一种考虑温度效应的燕尾榫高温微动疲劳寿命预测模型,并通过试验验证准确性。结果表明：所提模型与试验数据之间具有良好的相关性,证明该模型具有良好的预测精度,其预测误差小于19.24%,预测结果位于±1.5倍分散带内,为航空发动机燕尾榫的结构优化改进与损伤容限设计提供理论依据。