4130X钢非对称非比例载荷下双轴低周疲劳行为

为研究4130X钢在双轴疲劳载荷下的应力应变状态以及疲劳损伤行为,对4130X钢开展了双轴非对称比例与非比例循环载荷作用下的疲劳试验研究。从双轴循环应变幅、双轴棘轮应变、断口形貌和疲劳寿命等方面,系统分析了不同双轴加载条件下4130X钢的低周疲劳与棘轮行为。结果表明,随着双轴载荷比的减小或相位差的增大,双轴均表现出显著的循环软化现象,并且棘轮应变显著增加,双轴棘轮效应更加明显,导致其疲劳寿命减小。与其他加载情况相比,等双轴载荷比下相位差对疲劳寿命和等效应变的影响更加显著,在双轴相位差ΔФ由0°变为90°时,疲劳寿命下降90%。断口特征表明,随着双轴非比例程度的增大,韧窝由等轴韧窝逐渐转变为剪切韧窝,数量显著增加。

机车车轮滚动接触疲劳特性及减缓方法

针对某E型大功率机车在复杂环境下运行时出现的车轮裂纹,通过现场监测试验和数值模拟,分析了E型机车的滚动接触疲劳(RCF)特性。分析表明环境干湿条件和运行工况条件将影响机车RCF裂纹的产生,机车的2L轴和5L轴车轮RCF发生率较低,3L和4L轴上的车轮RCF发生率较高。牵引杆倾斜和电气的不当补偿将加剧机车的轴重转移,使得3L和4L轴车轮更易发生RCF裂纹。最后通过对E型机车的电气补偿进行了仿真优化,结果表明可以显著降低机车4L轴和3L轴车轮的最大RCF损伤,提升机车运行安全性能。

表面粗糙度对表面应力集中系数和疲劳寿命影响分析

把平板的表面形貌简化为半椭圆形微缺口,采用有限元法对不同表面粗糙度下的应力场进行分析,得到不同表面粗糙度Rz时平板的表面应力集中系数,并预测不同表面粗糙度的平板在不同存活率下的疲劳寿命,讨论表面粗糙度对疲劳寿命的影响。采用回归方法建立表面应力集中系数与微缺口中心间距、表面粗糙度之间的经验公式。结果表明,在相同存活率下,表面粗糙度与平板的对数疲劳寿命呈二次曲线关系。

金属间化合物对SnAgCu/Cu界面破坏行为的影响

无铅焊接与封装是对新一代电子产品的基本要求,SnAgCu系合金是最有可能替代SnPb焊料的无铅焊料。SnAgCu-Cu界面金属间化合物(intermetalliccomponents,IMC)的形成与生长对电子产品的性能和可靠性有重要影响。文中讨论SnAgCu-Cu界面IMC的形貌及组织演变,介绍SnAgCu-Cu界面IMC的形成、生长机理和表征方法,分析IMC对SnAgCu-Cu界面破坏行为的影响。

开孔试件的表面粗糙度对疲劳寿命影响的定量分析

对不同表面粗糙度的开孔铝板进行了疲劳试验。根据试验结果,利用回归分析方法建立了开孔试件的表面粗糙度对疲劳寿命影响的经验公式;通过扫描电镜进行了断口分析,揭示了表面粗糙度对裂纹形成方式的影响。最后,运用细节疲劳额定值法对开孔试件的疲劳寿命进行了可靠性分析。

2024铝合金预拉伸板喷丸强化前后疲劳寿命的分布及可靠度模型研究

为了研究喷丸强化对2024铝合金预拉伸板疲劳特性的影响以及喷丸强化前后疲劳寿命的数学分布及可靠度模型,对铸钢丸喷丸强化前后的2024铝合金预拉伸板进行疲劳对比试验。结果表明:喷丸强化能明显提高2024铝合金预拉伸板的疲劳寿命。对喷丸强化前后的疲劳寿命分布进行拟合优度检验发现:喷丸强化前疲劳寿命服从威布尔分布,而喷丸强化后的疲劳寿命服从对数正态分布。建立了2024铝合金预拉伸板喷丸强化前后疲劳寿命的分布模型和可靠度模型。

时效对Sn-3.8Ag-0.7Cu／Cu焊料接头的组织和拉伸性能的影响

研究Sn-3.8Ag-0.7Cu/Cu焊料接头界面的微观组织在150℃时效不同时间后的演变过程,对时效不同时间的试样进行抗拉强度测定,并在扫描电镜下进行动态拉伸原位观察和拉伸断口的形貌观察。结果表明,Sn-3.8Ag-0.7Cu/Cu焊料接头试样在焊后的界面上形成扇贝状的Cu6Sn5金属间化合物(intermetallic compound,IMC)层,随着时效时间的增加,界面IMC的厚度增加,Cu6Sn5扇柱变长变粗,最后离开界面层进入焊料,时效480 h后在焊料和Cu6Sn5界面析出Ag3Sn相。拉伸实验结果表明,焊料接头的强度在时效初期略有增加,时效48 h后强度逐渐下降;动态拉伸结果表明,时效初期断裂发生在焊料基体内部,随着时效时间的增加,断裂发生的位置逐渐向界面转移,在时效480 h后断裂完全发生在界面化合物层。

疲劳寿命影响因素的试验研究

考虑应力集中、表面加工及尺寸三方面影响因素设计10种疲劳试样,进行拉压疲劳试验,得到了不同形式试样的疲劳寿命。应用三参数Weibull分布描述了疲劳寿命分布的特性。试验结果分析表明:同时存在应力集中和表面加工影响的零件,应力集中对疲劳寿命的影响起主导作用;对于缺口试件,纯粹意义上的尺寸效应是不起作用的,危险点周围材料的应力梯度是造成尺寸效应的关键。

纳米银焊膏双面连接IGBT封装形式的强度

采用无铅化电子封装用芯片连接材料—纳米银焊膏,成功制备了IGBT双面连接试样。芯片剪切实验表明双面连接试样中纳米银烧结焊点的平均剪切强度可达约22 MPa。通过加入银缓冲层后,试样平均剪切强度达到27.5MPa。-40℃^+150℃的热循环老化实验表明,添加银缓冲层的双面连接IGBT试样热循环可靠性更高。

高温拉扭比例与非比例加载下循环特性研究

针对拉扭薄壁管疲劳试样 ,在控制应变拉扭循环加载下对高温合金材料GH4169的循环特性进行试验研究。分别测试和研究比例与非比例拉扭加载下拉与扭的应力响应值随循环数的变化关系。研究结果表明 ,低周拉扭疲劳加载下 。

不同加载频率下FV520B-I的疲劳行为与疲劳寿命

针对高强度钢FV520B-I分别进行了140Hz和20kHz两种加载频率下的疲劳实验。实验数据表明,20kHz加载频率下的疲劳寿命值均高于同应力幅值140Hz加载频率下的疲劳寿命值,而20kHz加载频率下材料的疲劳强度(450MPa)低于140Hz加载频率下的疲劳强度(500 MPa)。试件断口分析表明,加载频率的大幅提高使得疲劳失效由表面粗糙度缺陷引起的表面疲劳失效转变为内部非金属夹杂物引起的内部疲劳失效。基于三参数模型对实验数据进行拟合,建立了FV520B-I在不同加载频率下的疲劳寿命转换模型,提出了FV520B-I的疲劳寿命转换系数S′0,并发现转换系数S′0随着加载应力幅值的增大而增大,即加载频率对疲劳寿命的影响随着应力幅值的增大而增强。研究结果表明,疲劳寿命转换模型可以将超高加载频率下的疲劳寿命转换为传统加载频率下的疲劳寿命,且可以应用于FV520B-I的再制造工程疲劳分析。

基于C—T曲线的加速腐蚀因子分析

建立基于疲劳寿命预腐蚀影响系数曲线(C—T曲线)的加速腐蚀因子统计分析方法。C反映预腐蚀对结构疲劳寿命的影响,以C为腐蚀量,给出基于C—T曲线的加速腐蚀因子的定义;假设疲劳寿命服从对数正态分布、C—T曲线呈指数形式,建立加速因子的表达式,并得到加速腐蚀因子与腐蚀时间无关的结论;建立加速腐蚀因子估计值的分布形式和统计分析方法。并从C—T曲线的通用性出发,说明加速腐蚀因子与应力水平、载荷谱以及裂纹尺寸无关。

35CrMo钢强度退化规律的试验研究

在剩余强度试验的基础上,研究了锻造35CrMo钢剩余强度随疲劳载荷加载次数的退化规律。通过对试验数据的分析,认为Schaff提出的幂退化模型可以较好地描述35CrMo钢剩余强度的退化规律。研究了剩余强度的分布特征,用三参数Weibull分布描述剩余强度的分布。研究表明,尺度参数和位置参数随着循环次数的增加而逐渐减小,形状参数则保持不变。

腐蚀结构分析中腐蚀坑的随机布置和计算机模拟

针对老龄化飞机安全评估分析中结构表面存在广布随机不等直径腐蚀坑这一现状,采用蒙特卡罗(Monte Carlo)方法分析并编制了计算机程序,完成了由结构腐蚀原况到计算模型的映射,从而实现了利用计算机模拟再现结构腐蚀损伤,为定量研究腐蚀损伤对老龄飞机结构的剩余强度和寿命影响提供可能。

高温比例与非比例加载下多轴疲劳寿命预测

针对拉扭多轴疲劳加载情况,分析最大剪切平面上的应变特性。利用临界损伤平面原理确定不同加载参数下的临界损伤平面,在此基础上提出一种基于单轴疲劳材料常数和高温蠕变特性的高温多轴疲劳寿命预测模型。利用高温合金材料GH4169薄壁管疲劳试样在控制应变拉扭循环加载下的试验数据,对所提出的寿命模型进行验证。结果表明,在高温低周拉扭循环加载下,所提出的高温疲劳寿命预测模型可以较好地预测高温疲劳寿命。

孔的圆度对预测疲劳寿命影响的定量分析

将真实孔的轮廓假定为正多边形,用正多边形的内外接圆的半径之差表示真实孔的圆度公差,采用有限元软件对不同圆度开孔的应力场进行分析,并根据计算结果估算不同存活率下孔的疲劳寿命,讨论圆度对开孔疲劳寿命的影响。数值模拟结果表明,在此假定条件下,孔的圆度公差越小,孔的疲劳寿命越大;在相同存活率下,孔的圆度公差与孔的对数疲劳寿命呈二次曲线关系。

GCr15钢超高周的疲劳行为

以GCr15钢为试验材料进行旋转弯曲超高周疲劳行为的试验研究,用电子显微镜对试样断口进行观察.结果表明:疲劳裂纹的萌生机制可以分为两种,一种为表面裂纹萌生机制,发生在高应力幅短寿命区,是由试样表面晶体滑移或表面夹杂引起的;另一种为内部裂纹萌生机制,发生在低应力幅长寿命区,是由试样内部的非金属夹杂物引起的.通过对试验结果的分析和处理,描绘出了GCr15钢的S-N曲线.通过对裂纹萌生位置处尺寸参数的计算和评估,阐述了裂纹萌生于内部的破坏机理,提出了基于裂纹尺寸参数的超高周疲劳极限的推定方法.

GCr15钢超高周疲劳行为的实验研究

以GCr15钢为实验材料进行旋转弯曲超高周疲劳行为的实验研究。用光学显微镜和扫描电镜对试样疲劳断口进行观察 ,结果显示 ,疲劳断裂周次从 10 6 直到 4× 10 8,GCr15钢疲劳裂纹大多起源于试样内部 ,裂纹源一般为非金属夹杂物。从内部起裂的试样 ,疲劳寿命一般比从表面起裂试样的寿命长。文中从断裂力学和断裂物理的角度 。

腐蚀结构损伤评估方法

针对腐蚀环境下老龄化飞机结构表面存在广布随机的腐蚀坑,而使其强度降低这一问题,先采用有限元方法并结合仿真软件ANSYS的参数化分析语言APDL,得到不同形状腐蚀坑底部的有效应力集中系数,然后结合局部应力应变法求解各个腐蚀坑底部在疲劳载荷作用下产生初始裂纹的萌生寿命值,再通过蒙特卡罗方法求解数值积分和非线性方程,得到和腐蚀坑具有相同寿命等效裂纹的尺寸,最后采用神经网络技术建立腐蚀坑各种几何尺寸与等效裂纹深度间的多变量非线性映射关系。为工程实践中用广布裂纹方法处理含随机分布腐蚀坑的老龄化结构提供可能。

一种预测蚀坑腐蚀疲劳寿命的概率模型

蚀坑腐蚀引起的疲劳损伤过程包括七个阶段 ,蚀坑形成、蚀坑扩展、蚀坑转变为疲劳小裂纹、小裂纹扩展、小裂纹转变为长裂纹、长裂纹扩展和断裂。用一阶可靠性方法 (first orderreliabilitymethod ,FORM )和蒙特卡洛模拟法分别计算铝合金蚀坑腐蚀疲劳寿命 ,得到疲劳寿命的累积分布函数 (cumulativedistributionfunction ,CDF) ,进行概率敏感性分析。同时研究几个随机变量及其变异系数 (coefficientofvariation ,COV)