锈蚀RC梁持荷作用后的疲劳寿命预测模型

为探究锈蚀混凝土梁在持荷损伤后的疲劳寿命规律,文中通过引入锈蚀作用修正系数,建立损伤混凝土梁的疲劳寿命预测模型;根据线弹性断裂力学基本理论,考虑钢筋等效初始缺陷尺寸,建立基于EIFS的疲劳寿命预测模型。并根据S-N曲线方程分析损伤混凝土梁剩余疲劳寿命随着钢筋临界锈蚀率的变化规律,研究表明当钢筋锈蚀率超过7.5%时,损伤混凝土梁的疲劳寿命不足50%。疲劳寿命预测模型与结果可为混凝土结构疲劳性能分析提供参考。

断裂力学在压力容器设备中的评定方法介绍

低温脆断是压力容器失效形式之一,其实质是容器中的应力低于材料屈服极限而发生的低温脆性断裂。为防止低温脆断对容器的破坏,提出衡量材料强度新的断裂韧性指标,给出断裂韧性强度因子的两种计算方法,此方法采用线弹性断裂力学理论,计算材料在低温下的临界强度因子,再分别计算缺陷处轴向和环向强度因子,若临界强度因子大于缺陷处的强度因子,容器不会发生脆性断裂。此外,采用本方法可以对在役容器定期检验中发现的裂纹进行有效评估,预判裂纹未来萌生情况,此方法经长期工程验证,对防止低温脆性断裂有一定的指导意义。

机车车辆出入库检测技术应用及展望

目前,我国铁路在机车整备场和动车运用所出入线咽喉处广泛建设了检测棚。围绕机车车辆走行部关键部件尺寸测量、裂纹探伤,车体外观监视,受电弓及车顶状态动态检测等关键项点,建设多种专用设备。通过对国内外机车车辆出入库检测设备应用现状的广泛调研,梳理北美、欧洲、日本以及我国相关检测设备的技术原理、监测对象和应用情况,针对我国机车车辆出入库检测技术应用提出设备发展建议。

含走向异面断续裂隙岩体破裂行为及裂隙延伸尺寸效应研究

自然岩体内部断续结构面的产状差异导致裂隙间岩桥破裂贯通成为一个复杂的三维岩石力学问题。为了探究裂隙的走向差异与尺寸效应对岩体力学行为的影响,开展了不同裂隙延伸尺寸下含走向异面断续裂隙类岩石材料的单轴压缩试验,结合CT扫描技术,分析了岩石走向差异角和尺寸效应对裂隙岩体破坏模式、岩桥贯通机制及力学特性的影响。研究表明:试样岩桥以外的端部主要由翼裂纹或反翼裂纹沿着荷载的方向扩展而引起破裂,岩桥区域的破裂模式受裂隙延伸尺寸和走向差异角综合影响,裂隙延伸尺寸的增加会使岩桥区域受拉因素变多,走向差异角在很大程度上减小岩桥的贯通率,并使岩桥区域贯通面的翘曲程度增大。随着裂隙延伸方向尺寸的增大,试样的峰值强度和弹性模量会随之减小然后趋于平缓,但是当裂隙增加了走向差异角后,峰值强度与弹性模量的变化规律更加复杂。走向差异角与裂隙延伸共同造成试样的整体三维不对称性,进一步影响了试样的峰值强度、弹性模量以及塑性。研究成果可为岩桥控制型复杂裂隙岩体工程的破坏机制和稳定性评价提供理论支撑。

初始缺陷尺寸分布的尺寸效应研究

疲劳结构可能的开裂区域面积不同引起结构可能萌生裂纹的初始缺陷尺寸分布各异是造成“疲劳尺寸效应”的一个可能解释。研究了试样测试部分尺寸大小与萌生裂纹的初始缺陷尺寸分布的关系,并建立了分析模型。模型利用已知的小尺寸试样的初始缺陷尺寸分布和大小试样的开裂面积比,推导出了相同条件下未知大尺寸试样的初始缺陷尺寸分布。这为结构完整性研究以及基于小裂纹扩展理论大尺寸试样的耐久性分析和疲劳全寿命预测打下基础,并为进一步研究“疲劳尺寸效应”创造了条件。

金属材料内部缺陷精确工业CT测量方法

利用图像点扩散函数(PSF)近似计算法建立线阵探测器工业CT金属材料X射线衰减测量模型,并利用该测量模型对垂直于X射线平面边界灰度幅值进行数值计算,获得当前PSF曲线。在此基础上,建立基于近似PSF曲线的缺陷检测理论模型,并对缺陷进行定量检测分析。采用高能6MeV工业CT线阵探测器系统,对含有人工缺陷的不锈钢试块进行缺陷检测试验。结果表明:相比于传统半高宽缺陷测量方法,本实验方法在缺陷定量检测精度上有较大提高,从而为提升金属材料内部缺陷的定量检测水平提供新的方法和技术途径。

镁合金壳体内部缺陷的精确超声定量方法

利用基尔霍夫近似法建立镁合金壳体内部缺陷的超声测量模型,并利用该测量模型对缺陷回波幅值进行数值计算,获得缺陷波/底波幅值比曲线。在此基础上,建立基于幅值比曲线的缺陷检测理论模型,并对缺陷进行定量检测分析。采用搭建的超声检测实验系统,对含有人工缺陷的镁合金壳体进行缺陷检测试验。结果表明:相比于传统距离增益尺寸曲线定量方法,本实验方法在缺陷定量检测精度和有效检测深度范围上均有较大提高,从而为提升镁合金壳体内部缺陷的定量检测水平提供新的方法和技术途径。

脆性介质中裂纹与孔洞缺陷的分类与尺度效应

首先,简单定义了裂纹与孔洞缺陷的基本概念,并对其按几何形状、赋存条件等不同类别进行分类;然后,重点探讨了脆性介质中缺陷的尺度问题;最后,用数值模拟的方法对同一尺度层次的不同长度裂纹缺陷作了模拟,并分析了缺陷尺度对应力和强度的影响。

飞机典型连接结构原始疲劳质量评估

在谱载下对单片通孔试件及三种不同长度的双片紧固孔试件进行了耐久性试验研究。考虑螺栓干涉量、螺栓紧固力等特征,通过三维有限元仿真得到了结构的薄弱部位。根据结构的耐久性试验分析结果,提出了一种用于结构原始疲劳质量(IFQ)评估的"裂纹超越数概率比较法",并建立了各组试件的控制应力水平曲线与之对比。结果表明,本文提出的结构IFQ评估方法有效,双片紧固孔试件的IFQ高于单片通孔试件,且随结构长度的减小而提高。

飞机结构紧固孔耐久性符合性检查与评估

为确保结构原始疲劳质量获得有效控制,本文研究了制造过程中紧固孔表征的飞机机体结构耐久性,通过符合性检查与评估判断出厂交付使用的飞机机体结构是否拥有设计所预期的耐久性。在总结设计与分析过程中的专家知识和计算方法基础上,完成了相应的检查和评估专家系统。经过试验分析检验,该系统可以很好地对现行飞机结构细节进行耐久性符合性检查与评估,在保证飞机机体结构安全性的基础上,有效提高其经济性。

合成孔径聚焦技术在超声衍射时差法缺陷长度定量中的应用研究

超声衍射时差法（Time of flight diffraction,TOFD）中由于探头具有一定声束宽度使得缺陷D扫描图像中存在甩弧现象,导致检测图像横向分辨率差,缺陷起始位置确定困难,长度定量误差大。为了提高缺陷长度定量精度,引入合成孔径聚焦技术（Synthetic aperture focusing technology,SAFT）,并建立D扫描图像SAFT数学模型。借助CIVA仿真软件,对长度范围为5.0~45.0 mm的9个矩形槽进行TOFD检测D扫描模拟,并利用SAFT对D扫描图像进行处理与重建,结果显示缺陷的有效衍射信号得到增强,甩弧现象减弱甚至消失;对于长度为5.0 mm的矩形槽,经SAFT处理后,缺陷定量误差为-0.4 mm。将该方法应用到长度分别为5.0 mm和40.0 mm的表面开口槽试验D扫描图像处理中,缺陷长度定量误差分别为0.4 mm和0.8 mm。研究结果表明,通过D-SAFT技术能够有效提高缺陷D扫描图像横向分辨率,实现缺陷长度精确定量。

Al_2O_3/SiC(p) 复合陶瓷力学性能研究

利用压痕强度技术系统研究了引入纳米、亚微米和微米粒径的ＳｉＣ颗粒对Ａｌ２Ｏ３陶瓷力学性能的影响．实验结果表明，微米级ＳｉＣ颗粒具有相对较好的增韧作用，纳米级ＳｉＣ颗粒具有相对较好的增强作用．复合陶瓷试样的断裂韧性受残余热应力和裂纹偏折作用共同影响．ＳｉＣ颗粒引入可以改善复合陶瓷表面抛光质量，减小缺陷尺寸，从而提高了试样的强度．

紧固孔原始疲劳质量评定及符合性检查

给出了一种由当量初始裂纹尺寸 ( EIFS)表征紧固孔原始疲劳质量的方法 ,该 EIFS是基于确定性裂纹扩展方法反推等幅载荷的断口金相数据得到 ,并以此方法建立紧固孔原始疲劳质量评定及符合性检查判据。最后 ,以 LY1 2 - CZ铝合金钻孔工艺为例进行了紧固孔原始疲劳质量评定及符合性检查。

冷挤压对钛合金紧固结构件的耐久性影响研究

对Ti-6Al-4V钛合金冷挤压紧固结构件进行试验和理论研究。由断口金相数据得到选定裂纹参考尺寸下的裂纹萌生时间(TTCI)分布,基于裂纹扩展方程,通过改变参考裂纹尺寸和当量初始缺陷尺寸(EIFS)的上界进行优化得到表征原始疲劳质量的当量初始缺陷尺寸(EIFS)分布,确定当量初始缺陷尺寸额定值。以概率断裂力学耐久性分析方法得到可靠度95%和选定经济修理极限下的经济修理寿命,从而为冷挤压工艺用于结构紧固件强化的经济修理提供理论依据。

连接方式对紧固孔疲劳性能的影响

通过对紧固孔件的疲劳试验,研究不同连接方式对其疲劳性能的影响。对两种不同连接方式的紧固件的疲劳试验结果进行对比分析,对疲劳断口进行观察分析,基于当量初始裂纹(equivalent initial flaw size)理论计算不同连接方式下的原始疲劳质量。试验结果表明,采用沉头铆钉连接方式紧固孔的疲劳寿命略长于采用沉头螺栓连接方式的紧固孔,但沉头铆钉连接方式紧固件疲劳寿命的分散性较后者大;铆接紧固件的当量初始裂纹尺寸比螺接紧固件小,原始疲劳质量有所提高;在不同连接方式下,裂纹萌生位置不变,裂纹萌生寿命约为紧固件总疲劳寿命的80%。

基于应力严重系数和概率断裂力学的耐久性分析方法

将应力严重系数和概率断裂力学结合起来,提出一种新的连接件耐久性分析方法。在新方法中,假设结构细节的原始疲劳质量不受形状、工艺参数和装配状态等影响,而只与材料的缺陷如气孔、夹杂等有关。在此基础上,建立应力严重系数与裂纹扩展速率的关系以确定不同连接件的裂纹扩展寿命。由于结构的原始疲劳质量只和材料缺陷相关,而与结构形式等无关,故新方法不需要大量的试验数据,可节省大量的费用和时间。对某连接件的试验和分析验证了该方法的可行性和准确性。

飞机机翼壁板紧固孔细节原始疲劳质量评估

为验证某飞机机翼下壁板紧固孔细节原始疲劳质量是否满足设计要求,建立了评估其原始疲劳质量的有效方法。首先完成了螺栓连接试验件的疲劳试验及疲劳断口判读,建立了3种不同应力水平下的裂纹萌生时间分布,并在此基础上获得通用当量初始缺陷尺寸分布;提出一种可靠度为95%的细节疲劳寿命预测方法,基于经济寿命准则,实现对紧固孔细节的原始疲劳质量评估;最后使用此方法与基于满足双95%要求的EIFS值对飞机机翼下壁板紧固孔原始疲劳质量进行了评估,结果表明,该飞机机翼下壁板紧固孔细节原始疲劳质量满足设计要求。

原始疲劳质量评定和裂纹扩展方法研究

在对带有一个铆接孔的试件进行试验研究的基础上,利用性能退化失效曲线,提出了一种新的初始疲劳质量和裂纹扩展速率的确定方法。根据试验结果和理论推导,建立了裂纹扩展长度与加载循环次数的函数关系。在此基础上,估算了EIFS值,并用指数函数拟合方法估计了疲劳裂纹扩展速率。最后通过对临界裂纹尺寸的理论计算验证了新方法的可行性和有效性。

飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法

为了对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量进行评估,本文首先对飞机机翼缘条结构中常用的BXXX铝合金紧固孔试件分别开展了高、中、低3种应力水平下的疲劳试验,通过断口判读和反推得到3组关于裂纹长度a和疲劳寿命t的(a−t)数据,在此基础上应用当量初始缺陷尺寸(EIFS)控制方程对每个试件的EIFS值进行计算并初步评估,验证了在不同应力水平下紧固孔结构细节的EIFS无显著性差异;得到了紧固孔结构细节的裂纹萌生时间(TTCI)分布,在指定应力水平下对紧固孔结构细节95%置信水平下的经济寿命进行预测,并与设计寿命进行对比,提出了一种不同超越概率P下的结构细节当量初始缺陷尺寸模型,基于给定5%的裂纹超越概率,对结构细节的通用EIFS分布进行评估.通过以上对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量的三重评估,得到综合评估结果:飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量满足要求.

缺陷尺寸模糊表征方法

准确测定结构材料中缺陷的尺寸是断裂力学和损伤容限设计在工程中应用的前提。但是 ,工程实际中无损检测得到的缺陷尺寸与真实缺陷尺寸之间相差较大 ,有时还将缺陷尺寸测成“0”毫米 ,即造成漏检。并且不同人员对同一缺陷进行检测时 ,得到的缺陷尺寸之间也存在较大差异。当根据不同人员检测出的缺陷尺寸对结构进行断裂力学分析时 ,将会得出不同的结果 ,没有一致性 ,甚至出现根据甲的检测尺寸得出安全的结论 ,而根据乙的检测尺寸又得出危险的结论。为了解决这一问题 ,本文根据无损检测模糊理论 ,提出一种缺陷尺寸的模糊表征方法 ,该方法可以对结构材料中缺陷的尺寸进行高精度的测定 ,并且可以将不同检测人员和不同探伤仪器对同一缺陷进行检测得到的各不相同的缺陷尺寸进行有机的数据融合 ,给出更接近于真值的缺陷尺寸 。