裂纹扩展寿命

摘要： 采用智能轮对在京沪高铁开展时速为350 km/h的高速列车的车轴动应力试验,测试里程达90余万km,建立实际运行状态下车轴关键截面的应力谱,基于测试结果分析上下行线路、速度等因素对车轴应力谱的影响,并根据极值理论建立用于评价车轴超声探伤间隔的140万km台架试验谱,分别采用Paris公式与NASGRO方程预测140万km台架试验谱作用下卸荷槽区域裂纹扩展寿命,并通过车轴裂纹扩展台架试验进行验证。研究结果表明:高速列车动力车轴最大应力截面为卸荷槽根部截面,最大应力幅值为119 MPa;当车轴为导向轴时,其应力谱的应力极值与等效应力比作为非导向轴时增大约7%;随外推里程增加,车轴应力谱极值逐渐趋于稳定,140万km及1500万km外推应力谱的应力极值分别为121 MPa与127 MPa;初始深度为7.0 mm的半椭圆裂纹在台架试验140万km试验谱加载下扩展至7.5 mm,分别使用Paris公式与NASGRO方程进行数值分析时,裂纹深度由7.0 mm分别扩展至9.1 mm与7.7 mm,可知将Paris公式与NASGRO方程用于评估车轴剩余寿命时均具有保守性,NASGRO方程计算结果更接近试验值。

摘要： 提出了一种多部位损伤全寿命分析的工程方法,该方法包含3部分内容.对多裂纹萌生问题,通过研究多细节结构中裂纹萌生机理,将裂纹萌生寿命的取值事件转化为3个独立事件的积事件,前者的发生概率等于3个独立事件发生概率的乘积,3个独立事件的发生概率可由单细节结构裂纹萌生寿命的概率分布求得.从而可由单细节结构裂纹萌生寿命概率分布得到多细节结构中依次出现的各条裂纹的萌生寿命的概率分布.对多裂纹扩展问题,先通过有限元方法计算出多裂纹指定长度组合下的应力强度因子,然后引入响应面法,定量地建立了裂纹长度与应力强度因子之间的函数关系,由响应面模型得到多裂纹任意长度组合下的应力强度因子,最后采用循环接循环法进行裂纹扩展分析.对多裂纹结构失效分析,采用亚临界条件判断结构是否失效,认为结构上萌生的首条裂纹与第2条裂纹的位置相邻,裂纹发生首次连通时,结构失效.进行了单细节带孔板与多细节带孔板的裂纹萌生扩展试验,并对多细节带孔板的裂纹萌生扩展寿命和首次裂纹连通寿命进行了预测.预测结果和试验结果吻合良好,表明该方法是有效的.

摘要： 装载机动臂在服役过程中所产生的疲劳裂纹直接影响作业安全.基于线弹性断裂力学理论,首先采用有限元法,在动臂铰孔处内壁建立半椭圆形的初始裂纹模型,分析计算在单个循环周期内载荷峰值下的应力强度因子值.然后通过数值拟合来研究在裂纹扩展过程中应力强度因子幅与裂纹深度的对应关系,在绘制?K-a曲线后利用Paris公式预测动臂的裂纹扩展寿命.结果表明:应力强度因子幅随着裂纹深度的增大而增大,而裂纹的初始长度也影响着动臂的裂纹扩展循环次数,呈现显著的反向变化关系.研究成果为装载机动臂的可靠性设计提供了一种新途径,并有助于疲劳寿命的快速预测.

摘要： 基于断裂谱对直升机关键金属动部件裂纹扩展寿命进行了分析,得到了初始裂纹、断裂韧性、门槛值、断裂谱对裂纹扩展寿命的影响规律;基于实验数据拟合得到的NASGRO裂纹扩展寿命模型参数,分析得到了各参数与裂纹扩展寿命的关系;进行了直升机关键动部件的裂纹扩展参数敏感性分析。研究表明,裂纹扩展寿命输入参数中各影响因素的敏感性排序为裂纹扩展门槛值、断裂谱、初始裂纹、断裂韧性;裂纹扩展模型参数对裂纹扩展寿命的敏感性排序为n、p、C、q。研究结果可为直升机关键动部件的寿命预估、维护保养提供参考。

摘要： 基于断裂谱对直升机关键金属动部件裂纹扩展寿命进行了分析,得到了初始裂纹、断裂韧性、门槛值、断裂谱对裂纹扩展寿命的影响规律;基于实验数据拟合得到的NASGRO裂纹扩展寿命模型参数,分析得到了各参数与裂纹扩展寿命的关系;进行了直升机关键动部件的裂纹扩展参数敏感性分析.研究表明,裂纹扩展寿命输入参数中各影响因素的敏感性排序为裂纹扩展门槛值、断裂谱、初始裂纹、断裂韧性;裂纹扩展模型参数对裂纹扩展寿命的敏感性排序为n、p、C、q.研究结果可为直升机关键动部件的寿命预估、维护保养提供参考.

摘要： 起重机在作业过程中其金属结构直接承受交变载荷的反复作用,容易出现疲劳裂纹,有必要对裂纹的扩展进行监控.随着工程结构材料断裂参数数据的试验积累,应用断裂力学理论对带裂纹结构的寿命计算得以实现应用.本文以门式起重机支腿结构为例,通过有限元分析获得裂纹敏感区应力幅和临界裂纹长度.利用断裂力学的Paris公式计算支腿结构裂纹扩展寿命,研究方法可为裂纹的巡检提供依据.

摘要： 起重机在作业过程中其金属结构直接承受交变载荷的反复作用,容易出现疲劳裂纹,有必要对裂纹的扩展进行监控。随着工程结构材料断裂参数数据的试验积累,应用断裂力学理论对带裂纹结构的寿命计算得以实现应用。本文以门式起重机支腿结构为例,通过有限元分析获得裂纹敏感区应力幅和临界裂纹长度。利用断裂力学的Paris公式计算支腿结构裂纹扩展寿命,研究方法可为裂纹的巡检提供依据。

摘要： 为探索不同结构参数对飞机耳片疲劳裂纹扩展寿命的影响,采用数值模拟与试验相结合的方法,分别对不同结构参数7075铝合金耳片试样进行疲劳试验,基于Abaqus软件建立了不同结构耳片的三维应力强度因子计算模型,并将有限元解和实验结果、解析值比较验证了该模型的准确性。最后,通过Paris公式和断裂力学方法计算比较了各结构参数耳片的裂纹扩展寿命。研究结果表明,在相同应力下,随着锥度角的增大,耳片疲劳裂纹扩展寿命迅速增加,而底部倒角对其几乎不产生影响。

摘要： 以带多点损伤的空孔板为研究对象,利用数值分析法分析裂纹起裂位置和裂纹倾斜角对应力强度因子的影响,对比了共线多裂纹与非共线复合型裂纹起始扩展速率和扩展寿命的差异.结果表明:非共线复合型裂纹起始扩展速率偏大,裂纹扩展寿命缩短约2.5％.在非共线复合型裂纹模型中,随着裂纹倾斜角增加,等效应力强度因子先增大后减小,且在15°时,整体裂纹扩展速率达最大值.相邻孔间裂纹的相对位置和相对方位影响裂纹的扩展路径,进而影响裂纹扩展寿命.

摘要： 工程应用中零件的疲劳裂纹扩展寿命的预测是一项重要而又困难的工作.为了准确的预测零件的疲劳裂纹扩展寿命,解决计算模型复杂、计算工作量大、效率低的问题,结合损伤容限分析理论、计数法和计算网络的知识,建立了基于B/S结构的疲劳寿命分析平台.利用Java语言编写计算模型的算法,使用PostgreSQL数据库存储计算的材料参数、疲劳参数、几何参数,利用JSP技术实现用户与平台的人机交互.结果表明:本平台可以高效准确的计算零件的疲劳裂纹扩展寿命,最后通过标准紧凑拉伸试样的疲劳裂纹扩展试验验证了平台的高效性及准确性.

摘要： 针对含裂纹损伤构件扩展寿命的研究,提出了基于交变载荷作用下含裂纹损伤构件裂纹最大张口位移的变化量来确定裂纹扩展寿命的新方法.首先根据Westergaarrd应力函数推导出具有中心穿透裂纹的无限大平板模型在受两向均匀拉伸载荷时,裂纹最大张口位移与裂纹尖端应力强度因子之间的数学关系,然后结合Paris裂纹扩展公式建立与裂纹最大张口位移量相关的裂纹扩展速率方程.利用有限元模拟计算分析外加载荷应力比以及屈服强度等因素对上述函数关系的影响,提出能够消除这些因素影响的、基于裂纹最大张口位移来确定疲劳裂纹扩展速率的简便表达式,并与实验结果作比较,从而评估含穿透裂纹有限平板模型结构的扩展寿命.该研究成果将为船舶与海洋工程结构物中含裂纹损伤构件的强度检测与评估提供一条新的思路.

摘要： 采用位移法研究了FGH95粉末高温合金涡轮盘中存在椭球形夹杂对裂纹尖端应力强度因子的影响;并在此基础上利用Paris公式,计算了夹杂对裂纹扩展寿命的影响.研究结果表明:随着夹杂与裂纹之间距离的增大,夹杂对裂纹尖端应力强度因子的影响将逐渐减小,最后裂纹尖端应力强度因子与公式解将趋于一致,夹杂与基体的界面未脱开时,裂纹尖端的应力强度因子小于椭圆形中心裂纹的公式解,而当夹杂与基体的界面脱开时,结果相反.对于FGH95材料而言,当其所含夹杂形状相对规则为近似椭球形并只考虑单个夹杂作用时,可将夹杂当作圆形中心裂纹计算裂纹扩展寿命.这一结论为简化粉末冶金涡轮盘的寿命分析提供了理论基础.

摘要： 该文对含有典型纵向裂纹的机身组装壁板进行裂纹扩展寿命预测.首先,计算壁板结构在不同裂纹长度下的应力强度因子,然后预测其裂纹扩展寿命,并与试验结果进行对比分析.对比结果表明,预测的裂纹扩展寿命与真实物理试验结果的比值在工程可接受的范围内.最后得出结论:文中给出的应力强度因子计算方法及裂纹扩展寿命预测方法适用于文中相应裂纹形式的组装壁板结构类型,可以推广使用.

摘要： 本文以基于Paris公式建立的疲劳裂纹扩展寿命模型为基础,对不同金属材料的裂纹扩展寿命进行了研究.仿真结果与材料实际疲劳规律相符,可以为进一步研究金属材料的疲劳特性提供帮助.

摘要： 基于Abaqus扩展有限元分析手段,通过断裂力学方法分析翼身对接区结构设计类型(单路传力结构和多路传力结构)的损伤容限特性,并做了对比研究,阐明多路传力结构在损伤容限方面的性能优势.以结构裂纹扩展寿命以及剩余强度为设计目标,以翼身对接区结构构型为优化变量,确定具有良好较好止裂能力的结构形式,为机型的重要对接区结构损伤容限设计提供参考.

摘要： 该文应用裂纹闭合模型对单裂纹模型分析,研究了7075-T6铝合金在多次重复过载裂纹扩展寿命的变化规律,确定多次重复过载下的最佳过载比.对于单次过载,讨论了过载前循环数对最佳过载比的影响;对于多次过载,考虑了初始裂纹长度和过载间隔期和最佳过载比的关系,并研究了过载间隔期、应力比和平均应力对最佳过载比的影响,该文的研究内容对工程实际问题有一定指导价值.

摘要： 本文从该机机体结构受力特点出发,利用概率断裂力学的方法,计算了具有一定破坏概率(相对应可靠度)的疲劳裂纹扩展寿命.最后通过工程上的近似计算，给出了该型飞机机翼下壁板的维修周期.

摘要： 本文主要研究应力强度因子的计算方法，通过ANSYS有限元分析软件对粉末冶金材料FGH95的标准紧凑拉伸试样进行数值模拟，运用虚拟裂纹闭合法计算裂纹尖端应力强度因子，并将计算结果与试验结果进行比较，验证了虚拟裂纹闭合法计算精度的提高，最后介绍了利用Paris公式计算裂纹扩展寿命的方法。

摘要： 多维应力状态下蠕变—疲劳交互作用对疲劳寿命(疲劳总寿命和裂纹扩展寿命)影响的研究表明:2.25Cr-1Mo材料无保持周期应变控制的疲劳总寿命和裂纹扩展寿命可用其疲劳成分、蠕变成分和蠕变—疲劳交互作用成分三者的非线性组合来表征,即整个试样的失效过程中存在着蠕变—疲劳交互作用,且其蠕变和疲劳之间是交互作用.由于这种蠕变—疲劳正交互作用的存在导致了试样或构件的疲劳总寿命和裂纹扩展寿命的降低.最后,利用Matlab对试验结果进行非线性多元回归,得到了用疲劳成分、蠕变成分和蠕变-疲劳交互成分表征的疲劳总寿命方程,定量的表征了该材料蠕变—疲劳交互作用下疲劳总寿命和裂纹扩展寿命.

摘要： 本文提出了一种描述疲劳裂纹扩展曲线的新方法,并用这种方法描述了2024-T42铝合金CCT试样的疲劳裂纹扩展的a~N曲线.采用这种方法给出了2024-T42铝合金的疲劳裂纹扩展速率材料的常用c和n值.通过疲劳裂纹扩展寿命计算结果和试验结果的对比分析,证明这种处理疲劳裂纹扩展试验数据的新方法具有较高的精度和实用价值.

摘要： 本发明提供针对小裂纹的裂纹扩展速率模型，针对小裂纹的裂纹扩展速率模型的建模方法包括以下步骤：S1、建立初步的小裂纹扩展速率模型；S2、确定局部屈服强度σym；S3、对建立的初步的小裂纹扩展速率模型进行修正，将局部屈服强度σym代入小裂纹扩展速率模型中，得到修正后的小裂纹扩展速率模型。同时，本发明还利用此模型建立了钛合金材料的疲劳裂纹扩展速率模型。本发明提供小裂纹建模方法并将其应用于电弧增材制造钛合金材料的小裂纹，其建立了针对小裂纹的裂纹扩展速率的模型，考虑了微观结构的不相似效应和局部屈服强度变化。之后可以基于此模型建立从微观小裂纹，物理小裂纹，长裂纹整个过程的多尺度疲劳裂纹扩展速率模型。

摘要： 本发明提供针对小裂纹的裂纹扩展速率模型，针对小裂纹的裂纹扩展速率模型的建模方法包括以下步骤：S1、建立初步的小裂纹扩展速率模型；S2、确定局部屈服强度σym；S3、对建立的初步的小裂纹扩展速率模型进行修正，将局部屈服强度σym代入小裂纹扩展速率模型中，得到修正后的小裂纹扩展速率模型。同时，本发明还利用此模型建立了钛合金材料的疲劳裂纹扩展速率模型。本发明提供小裂纹建模方法并将其应用于电弧增材制造钛合金材料的小裂纹，其建立了针对小裂纹的裂纹扩展速率的模型，考虑了微观结构的不相似效应和局部屈服强度变化。之后可以基于此模型建立从微观小裂纹，物理小裂纹，长裂纹整个过程的多尺度疲劳裂纹扩展速率模型。

摘要： 本发明公开了一种基于裂纹扩展的CT试件寿命预测方法，该方法包括建立数值模型，设置初始裂纹长度和裂纹临界最终长度，并划分裂纹尖端网格；计算裂纹扩展过程中裂纹尖端节点的扩展距离和扩展角；根据裂纹尖端节点的扩展距离和扩展角更新数值模型，并确定裂纹尖端节点数量；对所有裂纹尖端节点的扩展距离进行加权平均光滑处理，得到裂纹扩展长度；判断裂纹扩展长度是否小于裂纹临界最终长度；当裂纹扩展长度达到裂纹临界最终长度时根据裂纹扩展长度和裂纹扩展过程的循环周次计算损伤容限系数；根据损伤容限系数预测CT试件寿命。本发明提高了寿命可靠性评估的全面性和准确性，并且具有良好的兼容性和可移植性。

摘要： 本文公开了一种基于疲劳裂纹扩展的疲劳寿命预测方法，属于疲劳寿命预测的技术领域。该方法包括：前处理、迭代求解以及裂纹扩展，可分别借助SESAM，ABAQUS和FRANC 3D平台完成，具体步骤包括：S1模型建模、S2水动力分析、S3结构强度分析、S4三维裂纹扩展区建模、S5裂纹插入及网格更新、S6疲劳特性表征、S7增量计算判断S8终止条件校验、S9服役年限统计。本发明通过应力强度因子传递函数计算对结构的疲劳性能予以表征；首次引入了等效损伤累积率的概念，并将其成功应用于不规则波的简化；实现了从水动力到结构强度乃至裂纹扩展过程中结构内部受力状态的继承和传递；基于子模型和多尺度模型技术，成功开展了实尺度结构与裂纹扩展区的耦合分析。

摘要： 一种机械结构的裂纹扩展率和裂纹扩展寿命预测方法，属于机械结构的疲劳裂纹扩展率和裂纹扩展长度的计算方法。本方法首先建立S-N、P-S-N曲线表达式(幂函数形式)与裂纹扩展率曲线表达式(Paris公式)之间的关系；提出了块谱载荷、超载迟滞载荷以及随机载荷下裂纹扩展率的确定方法；并提出了S-N和P-S-N曲线不能用幂函数形式表达时Paris曲线参数的确定方法，提出了提高裂纹扩展率和裂纹扩展寿命预测精度的方法。本方法用S-N和P-S-N曲线预测裂纹扩展率和裂纹扩展寿命，对试验的依赖性小，精度高，并可缩短产品开发周期，节省大量的人力、物力和财力。

摘要： 一种机械结构的裂纹扩展率和裂纹扩展寿命预测方法，属于机械结构的疲劳裂纹扩展率和裂纹扩展长度的计算方法。本方法首先建立S－N、P－S－N曲线表达式(幂函数形式)与裂纹扩展率曲线表达式(Paris公式)之间的关系；提出了块谱载荷、超载迟滞载荷以及随机载荷下裂纹扩展率的确定方法；并提出了S－N和P－S－N曲线不能用幂函数形式表达时Paris曲线参数的确定方法，提出了提高裂纹扩展率和裂纹扩展寿命预测精度的方法。本方法用S－N和P－S－N曲线预测裂纹扩展率和裂纹扩展寿命，对试验的依赖性小，精度高，并可缩短产品开发周期，节省大量的人力、物力和财力。

摘要： 本发明公开了一种焦炭塔裂纹萌生寿命的预测方法，其包括步骤：建立焦炭塔壁应变幅的概率分布模型；基于所述模型，进行蒙特卡罗随机方法抽样应变幅数据循环样本，并计算给定循环周期的每个应变幅相应的疲劳寿命和疲劳损伤；对给定循环周期下的所述疲劳损伤在给定迭代次数下进行累积达到或超过1.0认为裂纹萌生；所述裂纹萌生累计次数与给定迭代次数的比值获得裂纹萌生概率；对于所述给定循环周期，所述裂纹萌生概率和给定置信度，计算预测焦炭塔壁裂纹萌生概率与剩余寿命之间的关系。本发明还公开了一种焦炭塔裂纹扩展寿命的预测方法，建立应力幅的概率分布模型来预测现役焦炭塔的裂纹扩展寿命。所述方法成本低，可评估焦炭塔服役的风险。

摘要： 本发明涉及一种疲劳裂纹扩展寿命扩展有限元分析方法，包括如下步骤：建立三维实体模型、简化三维实体模型、求取疲劳裂纹尖端应力分布、求取疲劳裂纹扩展寿命。所述求取疲劳裂纹扩展寿命的过程包括测量金属结构件疲劳裂纹的长度、计算金属结构件疲劳裂纹尖端的临界等效应变能释放率、计算疲劳裂纹扩展寿命。本发明方法将虚拟裂纹闭合技术应用于扩展有限元方法中，达到无需预制指定裂纹扩展路径即可模拟裂纹扩展的目的，从而在裂纹尖端可以自动生成精细化网格，节省了建模所需要的时间，减少了工作量，提高了裂纹扩展寿命计算的准确度。

摘要： 本发明公开了一种燃气轮机高温部件裂纹扩展寿命预测方法，主要包括部件载荷分析、短时裂纹扩展试验、裂纹扩展模型建立、模型外延和寿命积分求值等，通过测试高温部件所用合金材料在短时保载条件下的裂纹扩展速率得到裂纹扩展模型，然后外延获得任意保载时间下的高温部件裂纹扩展模型，并通过积分获得高温部件的裂纹扩展寿命。由于考虑了高温蠕变对疲劳裂纹扩展的影响，克服了传统纯疲劳下评估裂纹扩展寿命准确性差、试验耗时长，不经济等的突出问题。本发明操作简单，试验耗时短，经济性和准确性高，且对部件无任何损伤，适用性和通用性强，能够满足燃气轮机高温部件剩余寿命评估要求，并指导检修计划的合理制定。

摘要： 本发明提供了一种双性能粉末盘疲劳裂纹扩展寿命计算方法，属于航空发动机燃油系统故障诊断技术领域。所提供的双性能粉末盘疲劳裂纹扩展寿命计算方法考虑到了双性能粉末盘分区特性及结构参数，将其用于双性能粉末盘疲劳裂纹扩展寿命预测，提高了双性能粉末盘疲劳裂纹应力强度因子和裂纹扩展寿命计算精度。