基于临界面的多轴振动疲劳寿命预测

目的提出一种新的基于临界面正应力的高周多轴疲劳寿命预测方法。方法通过对主应力进行投影,得到各时刻下临界平面内的应力大小,利用雨流法计算不同临界面下的疲劳损伤,并通过权函数,得到主应力的角度期望值,进而预测结构的疲劳寿命。结果通过试验件进行仿真模拟,对底端作用两个方向PSD频率范围为8～200 Hz,大小为0.006、0.003、0.008 g~2/Hz的强制加速度激励得到多轴应力响应,以此计算4种工况下的随机加速度振动疲劳试验预测寿命,对比试验寿命误差基本处于2倍界以内。结论新的基于临界面正应力的疲劳寿命预测方法能有效预测多轴振动疲劳寿命。     

航空铝合金材料微动疲劳裂纹扩展寿命研究

以断裂力学为基础,根据复合型裂纹断裂判据建立了LY12CZ铝合金材料微动疲劳裂纹扩展寿命预测模型,确定了模型中的参数,通过预测寿命与试验值的对比验证了该模型的正确、有效性。研究结果表明,微动疲劳裂纹形成阶段比较快,其寿命只占整个疲劳寿命的20%～25%,结构失效所消耗的时间主要在裂纹扩展阶段。     

考虑微动影响的搭接结构疲劳寿命研究

为研究微动对搭接结构疲劳寿命的影响,采用ABAQUS软件建立了考虑微动影响的单搭接结构有限元全局模型和子模型,运用该模型计算了接触区的应力分布.并在FRANC2D/L中把螺栓用等效的正应力和剪应力来代替,重建子模型,计算了裂纹尖端应力强度因子.最后建立了考虑微动影响下的搭接结构疲劳寿命预测模型,并将计算值与试验值进行了...     

基于断裂力学的船型网箱疲劳损伤评估研究

目的 结合断裂力学,通过直接计算方法进行海洋结构物疲劳损伤评估研究。方法 运用有限元方法,并通过谱分析进行结构强度评估,找到结构热点应力。对热点进行局部精细建模,运用断裂力学方法进行疲劳裂纹扩展,进行海洋结构物疲劳损伤评估。结果 通过水动力分析表明,船型网箱在波浪入射角为0°及180°时,运动幅值最大。通过直接强度计算,验证了网箱满足强度要求,但存在明显的应力集中现象。选取3个疲劳热点进行裂纹扩展,得到其疲劳寿命分别为11.3、17.3、33.1 a。结论 实现了基于断裂力学的海洋结构物强度分析与寿命预测,解决了海洋结构物疲劳损伤评估中计算效率与精度的平衡、整体模型与局部裂纹的耦合等问题。     

预腐蚀铝合金材料裂纹萌生寿命评估

铝合金在航空工业中广泛应用,因此对于铝合金构件的寿命评估很重要。利用扫描电子显微镜(SEM)原位观测技术,研究了预腐蚀铝合金试件在循环应力作用下的疲劳裂纹萌生和扩展行为。结果表明腐蚀坑对于裂纹萌生扩展行为具有强烈的影响。基于局部应变法,提出了一种预测带有腐蚀损伤的铝合金疲劳裂纹萌生寿命的评估公式。     

基于数值仿真的全表面轮毂弯曲疲劳试验及疲劳寿命分析

目的 预测钢制全表面轮毂易产生疲劳破坏的危险区域,并分析其弯曲疲劳寿命。方法 针对全表面轮毂的弯曲疲劳试验工况,建立有限元分析模型,综合考虑螺栓拧紧方式、螺栓预紧力以及材料非线性特征的影响,通过在加载轴末端建立局部坐标系,实现载荷的分解,并最终实现弯矩的动态加载。在此基础上,进行轮毂的受力分析,然后构造适用于轮毂的应力寿命曲线,并使用名义应力法进行疲劳寿命预测。结果 动态弯矩的加载方向变化会显著影响轮辐表面的应力分布特点,螺栓预紧力施加后,螺栓孔附近区域的应力显著增大,在计算中应考虑其影响。在获得各节点载荷历程后,以高应力幅和平均应力为标准,筛选出了轮毂的危险节点。结论 基于数值仿真的本型全表面轮毂弯曲疲劳试验,危险节点位置均位于轮辐通风孔的内圆角附近区域,可有针对性地对该区域进行相应的优化设计,以进一步提高轮毂的弯曲疲劳寿命。分析得到当前轮辋弯曲疲劳寿命约7.6万次,符合国家标准的要求。     

铝合金微动疲劳研究及展望

微动疲劳广泛存在于航空航天等各种机械构件中,加速构件接触表面及表层裂纹的萌生与扩展,微动是导致构件多裂纹损伤的主要原因之一。由于海军飞机服役环境的复杂性,铝合金构件腐蚀相当严重,腐蚀对航空铝合金材料微动疲劳的影响是研究微动疲劳时要考虑的重要因素。总结了国内外铝合金微动疲劳研究现状,阐述了研究存在的主要问题,对飞机构件铝合金材料微动疲劳的研究进行了展望。     

基于应力等效方法的层合板刚度退化估算模型

以细观力学的研究结果为基础,运用应力等效的方法,对疲劳载荷作用下非正交层合板基体裂纹损伤和纤维断裂损伤进行分析,计算相应铺层的损伤量,建立起疲劳载荷作用下层合板刚度退化估算模型。运用该模型对[0/±45]s玻璃环氧树脂基复合材料层合板刚度退化进行了预测,与试验结果吻合较好。     

身管镀层界面失效分析及寿命预测研究

目的 研究热压耦合作用下身管镀层的界面失效机理,预测身管寿命。方法 建立镀层界面剪切失效、界面弯曲失效和界面裂纹扩展失效3种失效模型,并给出失效准则。以某小口径步枪身管为研究对象,基于完整冷却周期的身管温度场数值模拟结果,计算这3种失效在相同射击条件下的临界失效长厚比,并对结果进行对比分析,确定身管镀层的主要界面失效方式。结合镀层的界面失效机理和低周疲劳损伤累计理论,建立基于镀层界面疲劳损伤累积的身管寿命预测模型,对该小口径步枪身管的寿命进行预测。结果 临界失效长厚比计算结果表明,界面剪切失效是身管镀层的主要失效方式。身管寿命预测结果与寿命试验结果相比,误差小于2%。结论 界面剪切失效是身管镀层的主要失效方式,基于镀层界面疲劳损伤累积的身管寿命预测方法是可行的。     

残余应力对焊接角接头裂纹扩展性能的影响分析

目的 分析焊接残余应力对角接接头裂纹扩展特性的影响。方法 基于热弹塑性力学法,建立角接头的有限元模型,计算焊接温度场,并采用热机耦合方法计算焊接残余应力。采用断裂力学方法,分析计算焊趾部位的应力强度因子和裂纹扩展寿命,并对比分析残余应力对裂纹扩展的影响。结果 计算得到焊缝的残余应力达到了材料屈服极限,呈拉伸应力状态,其Von Mises应力值为345 MPa。在应力为200 MPa以内,考虑残余应力的前提下,分别使用文献试验得到的数据和IIW标准中的数据作为裂纹扩展参数,应力比R=–1时的裂纹扩展寿命分别为2.61×10⁶和6.84×10⁵次循环;在应力比R=0时的裂纹扩展寿命分别为1.16×10⁵和2.90×10⁴次循环。结论 残余应力会加速裂纹扩展。采用控制变量法,将应力范围设定为常值,当应力比R<0时,残余应力扩大了应力强度因子的范围;在应力比R>0时,残余应力一方面会增大最大应力强度因子,使其接近材料的断裂韧度,同时拉伸残余也提高了平均应力强度因子或者提高了应力比R,在这种情况下,残余应力均会加速裂纹的扩展速度。随着裂纹长度的增加,残余应力对裂纹扩展速率的影响会增大。外载荷和残余应力共同对裂纹扩展产生影响,应力比R和残余应力对裂纹扩展的影响机制相同,在焊接结构寿命评估时,需要综合考虑这2个影响因素。     

高强预腐蚀铝合金单轴拉-拉疲劳断口定量分析

目的通过断口定量分析获得7A09铝合金的疲劳裂纹扩展规律,为7A09铝合金结构的寿命评估提供依据。方法使用EXCO溶液对试验件进行预腐蚀,利用疲劳拉伸机进行疲劳加载直至断裂,使用扫描电镜对疲劳断口进行定量化分析。结果疲劳裂纹在试件的腐蚀坑处萌生,从自由界面附近向纵深发展导致试件的断裂。通过断口分析和Paris公式确定了裂纹的萌生寿命和扩展寿命。结论腐蚀之后的试件裂纹萌生寿命占总寿命的比例下降,当裂纹扩展程度较大之后,受腐蚀影响减轻,得出裂纹扩展速率和应力强度因子的关系。     

预腐蚀LY12CZ铝合金的疲劳寿命预测模型

目的研究铝合金预腐蚀疲劳的寿命评估模型。方法利用损伤力学模型,建立预腐蚀构件疲劳寿命预测模型,并利用LY12CZ铝合金进行预腐蚀疲劳的验证性实验。结果利用损伤力学建立的模型所得到的预腐蚀铝合金试件的疲劳寿命与实验结果吻合程度良好。结论基于损伤力学的铝合金预腐蚀疲劳寿命预测模型合理有效。     

基于局部腐蚀损伤的铝合金预腐蚀疲劳裂纹扩展模型

目的建立铝合金预腐蚀疲劳裂纹扩展模型。方法采用表征局部环境腐蚀损伤影响程度的参数孔蚀率对腐蚀疲劳裂纹扩展速率进行修正。结果修正后的腐蚀铝合金试件的疲劳裂纹扩展速率与试验结果吻合程度良好。结论修正后的铝合金预腐蚀疲劳裂纹扩展速率模型合理有效,试验数据和预测模型可为海军飞机结构的损伤容限设计提供参考。     

蚀坑等效为初始裂纹的疲劳寿命预测方法适用性分析

目的 分析将主导蚀坑等效成初始裂纹进行疲劳寿命预测的适用性。方法 选取LY12CZ航空铝合金试验件为研究对象,进行预腐蚀试验,对试样的腐蚀损伤情况进行观测和对比研究。应用ANSYS软件对不同腐蚀损伤情况的试验件进行有限元分析,分析试验件应力分布的变化。结果 随着腐蚀时间的延长,主导蚀坑附近区域其他点蚀坑的数量和尺寸呈上升趋势。以蚀坑间距离与蚀坑半径之比d/r为指标,d/r<4时,主导蚀坑处的应力分布受到其他蚀坑的影响较大,与试验结果相比,点蚀模型计算得到的疲劳寿命的平均相对误差为19.94%。d/r>4时,主导蚀坑处的应力集中系数基本恢复到单蚀坑时的大小,平均相对误差为3.74%。结论 d/r>4时,可以忽略其他蚀坑对主导蚀坑应力分布的影响,此时将主导蚀坑作为唯一疲劳源进行寿命计算是合理的。d/r<4时,主导蚀坑处的应力分布受到其他蚀坑的影响,此时将主导蚀坑作为唯一疲劳源进行寿命计算时将出现较大误差。