初始尺寸对超声疲劳试样的影响及铝合金6063疲劳试验验证

狗骨形试样具有中间等截面段试验有效区。采用悬链线代替圆弧线的轮廓方程,获得了狗骨形试样的解析计算方法。分析结果表明,试样初始尺寸在一定范围内取值时轮廓方程代替所引起的误差控制在3%以内。可通过增大变截面段长度或粗、细端的半径比来缩短试样长度,但增大变截面长度会降低试样位移应力系数。尽管狗骨形试样的位移应力系数不如沙漏形试样,但狗骨形比沙漏形更节省试验材料,而且其位移应力系数也足够满足试验要求。铝合金6063的超声疲劳试验表明,狗骨形试样的设计等式是可行的。铝合金6063的S-N曲线呈现持续下降的趋势,其疲劳裂纹扩展以剪切方式进行,并且呈现裂纹表面萌生机制。疲劳源区与裂纹扩展区之间存在明显的台阶。

气泡初始尺寸对泡-弹状流型转换的影响

本文对气液两相泡状流向弹状流转换的机制进行了分析,认为气泡合并是影响该流型转换的主要机制,并据此用随机数值模拟方法,对气泡初始尺寸对泡状流向弹状流转换的影响进行了研究。计算结果表明,无量纲气泡碰撞率是一条通用曲线,根据该曲线可以确定气泡初始尺寸产生影响的区域及其大小,与实验结果的比较令人满意。

基于等效裂纹初始尺寸的断裂力学疲劳评定

先采用裂纹模拟法对Al6082-T6铝管搅拌摩擦焊焊接接头的疲劳强度进行评定,通过将接头模拟成带标准裂纹的构件来计算焊接接头等效应力强度因子范围,并与接头裂纹扩展门槛值比较来判断焊接件是否发生疲劳失效,结果表明,裂纹模拟法能够对Al6082-T6搅拌摩擦焊接头做出合理的疲劳评定。将裂纹模拟法中模拟的裂纹尺寸作为断裂力学中的裂纹初始尺寸用于预测Al6082-T6铝管接头的疲劳寿命,预测结果良好,误差基本在3倍因子之内,结果偏保守,工程应用安全。

飞机典型结构当量初始缺陷尺寸分布模型研究

利用结构耐久性分析技术可以在保证飞机结构可靠性的同时,有效提高飞机结构的经济性。应用结构耐久性分析技术,对某型飞机飞行载荷谱作用下一种7B04-T651高强铝合金典型疲劳结构的原始疲劳质量(Initial fatigue qualit,IFQ)进行了研究。开展了3级不同应力水平下的飞行载荷谱疲劳试验研究;利用极大似然估计法处理基于三参数Weibull分布的裂纹萌生时间分布的参数估计问题,利用蒙特卡罗法对比验证了该方法的正确性,提出使用对数样本矩处理当量初始缺陷尺寸(Equivalent initial flaw size,EIFS)分布以获取通用当量初始缺陷尺寸分布模型;建立描述该典型结构的原始疲劳质量模型,验证其当量初始缺陷尺寸小于许用规定的0.125mm;最后通过对该典型结构的原始疲劳质量分析,验证了通用化方法的正确性和实用性,并且建立了结构在不同应力区、不同指定裂纹尺寸和不同可靠度下的寿命估计模型。

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。

初始晶粒尺寸对大应变轧制AZ31镁合金板材显微组织和力学性能的影响

对自行熔炼制备的AZ31镁合金铸锭进行挤压并在350℃进行不同时间的退火处理,以得到具有不同初始晶粒尺寸的板材,然后对其在40%和80%的压下量下进行轧制,研究了初始晶粒尺寸对轧后板材显微组织和力学性能的影响。结果表明:经大应变轧制(压下量80%)后,合金组织得到明显细化,孪生诱发动态再结晶和旋转动态再结晶是大应变轧制过程中主要的再结晶机制;随着初始晶粒尺寸的增大,晶粒转动作用受到抑制,孪生作用增强,孪生诱发动态再结晶成为再结晶的主导机制,从而获得了均匀的再结晶组织和优异的力学性能;当压下量为80%时,初始大尺寸晶粒板材的平均晶粒尺寸为5μm,其抗拉强度、屈服强度和伸长率分别为311.3 MPa,206.8MPa和28.3%。

潜艇锥柱结合壳焊缝焊趾处初始裂纹尺寸评定

潜艇锥柱结合壳焊缝焊趾处是结构疲劳热点部位,该处焊接缺陷初始裂纹尺寸的评定对于结构疲劳寿命的计算有着重要的意义.文章从不同角度,分别采用检测仪器灵敏度的下限、工程上定义的萌生阶段、焊缝的评级标准以及探伤缺陷的统计分布等方法对焊接缺陷进行评定分析,最终得出初始裂纹尺寸为:c0=2.5 mm,a0=0.1 mm.结合断裂力学方法,对该处疲劳寿命进行了分析,与实验结果比较得知,该评定结果与实际符合,在工程应用中具有可信度.

基于等效初始缺陷尺寸和功率谱法的起重机疲劳寿命预测

基于Kitagawa-Takahashi图提出了一种计算起重机金属结构等效初始裂纹尺寸及其统计学分布的方法,此方法的优点在于只用到疲劳寿命极限和疲劳裂纹扩展门槛值,与随机变化的载荷应力无关.为计及载荷次序以及裂纹闭合效应对疲劳寿命的影响,基于载荷的功率谱密度,给出了一种频域分析的起重机疲劳寿命预测方法.为验证所提方法的有效性,将文中方法的预测结果与文献中的起重机箱形梁的疲劳实验结果进行对比,结果表明估算寿命与实验寿命吻合,文中方法具有实用性和可靠性.

初始晶粒尺寸和预先回复对激光加热下Cu再结晶织构的影响

分别对不同初始晶粒尺寸的冷轧及冷轧后经回复的纯 Ｃｕ进行了激光超快速加热再结晶处理发现细晶冷轧样品完全再结晶时其织构由立方与冷轧织构组分构成，而粗品样品为单一的立方织构；经低温回复的样品再结晶后的立方织构强度明显高于未经回复的样品．冷轧样品经短时（１１．２５ ｍｓ）激光加热，金相组织仍呈冷轧状态，而冷轧织构强度显著降低，未发现立方织构增强、分析认为，在激光加热条件下，再结晶初期各取向晶粒形核机会都增加，限制了立方晶粒形核的优势。

用当量初始裂纹尺寸法评估石墨的疲劳性能

用当量初始裂纹尺寸法评估某些金属材料的疲劳性能效果良好。本文用这一方法对高温气冷堆用石墨材料进行了评估。结果表明，这种方法应用于存在大量微小缺陷的脆性材料时，需要作适当的修正。

镓元素与初始晶粒尺寸对小变形条件下纯铝再结晶行为的影响

为了研究临界应变再结晶法单晶制备技术,对具有不同初始晶粒尺寸的纯铝与Al-1.8at%Ga合金在小变形条件下的再结晶行为开展了实验。结果表明,粗大纯铝晶粒可通过临界应变再结晶法制备,其临界应变量随再结晶退火温度的升高而降低。镓元素添加后提高了铝的晶界迁移速率,使得Al-1.8at%Ga合金的再结晶临界应变量小于纯铝。纯铝再结晶临界应变量随初始晶粒尺寸的减小而降低,粗大初始组织更适于临界应变再结晶法单晶制备。

初始液滴尺寸分布对超高压喷雾大涡模拟的影响

分别在100、200 MPa常规喷油压力和300 MPa超高压喷油压力条件下,研究了不同初始液滴尺寸分布对柴油喷雾结构的预测性能.基于OpenFOAM开源平台比较了欧拉-拉格朗日喷雾仿真中常用于计算初始液滴尺寸分布的两种方法——Blob和Rosin-Rammler.结果表明:在300 MPa超高喷油压力下,Blob方法和初始液滴平均尺寸为喷嘴有效直径的Rosin-Rammler函数分布对喷雾贯穿距随时间发展的预测几乎没有影响,而减小液滴平均尺寸使喷雾贯穿距稍微降低.虽然初始液滴尺寸分布对索特平均直径(SMD)影响比较大,但随着喷油压力的提高,影响逐渐减小.超高喷油压力会产生大量直径小于1μm的液滴,初始液滴尺寸分布对该尺寸液滴形成过程的计算有重要影响.

SA508-3钢初始晶粒度对热变形后微观组织的作用规律

为研究初始晶粒度对SA508-3钢热变形后微观组织的作用规律,将Φ10mm×15mm圆柱形试样置于电阻加热炉中加热并保温不同时间,以获得不同的初始晶粒度。运用面积法测得保温0min、30min和60min后的微观组织晶粒尺寸分别为650μm、950μm和1200μm。设计并进行了楔形试样高温镦粗实验,研究了SA508-3钢不同初始晶粒度在热变形过程中的动态再结晶体积分数和动态再结晶晶粒尺寸的演化规律。结果表明,当楔形试样压下率为50%时,不同初始晶粒尺寸对发生完全动态再结晶的临界应变有较大影响,初始晶粒尺寸越大,发生完全动态再结晶的临界应变越大。当动态再结晶完全发生时,3种不同初始晶粒尺寸对应的热变形后平均晶粒尺寸分别约为70μm、73μm和75μm。表明当变形量超过临界应变促使发生完全动态再结晶时,初始晶粒尺寸基本不影响热变形后的晶粒尺寸。

Franc3D裂纹扩展计算中初始裂纹的参数确定

为了准确预测含裂纹轮盘的剩余寿命,结合裂纹扩展计算的一般流程,从强度分析的角度出发,探讨了燃气轮机涡轮盘裂纹关键位置选择、初始裂纹尺寸及形状的确定和选择问题,为涡轮盘裂纹扩展数值模拟及危害性分析工作奠定基础。

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。

GH4738合金断口附近的组织特征与持久寿命的关联性研究

通过系列高温持久试验,结合光学金相显微镜、扫描电镜组织分析及EBSD分析,研究了GH4738合金持久断口附近晶粒尺寸分布、析出相及断口附近变形特性与持久寿命的关联性。结果表明,GH4738合金持久断口部位纵截面的组织特征与持久断裂的动态过程完全一致,更能反映高温裂纹扩展的过程,纵截面靠近断裂面部位,大都有沿晶界扩展的二次裂纹存在,与持久断口基本以沿晶解理断裂完全一致。对比夹持部位及断裂部位晶界碳化物及晶内γ'相分布,发现两部位晶界碳化物及晶内γ'相的大小、数量均无明显差异,晶界晶内相分布对高温持久性能影响较小。初始晶粒(即持久试样夹持部分晶粒)分布是影响持久寿命的主要原因,初始晶粒尺寸较大,持久变形机制以晶界滑移及晶内协调,因而持久寿命较长;初始晶粒尺寸较小时,持久应变主要集中于晶界,应变集中明显,极易出现裂纹而显著降低合金的持久寿命。

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。

初始晶粒尺寸和轧制间回复退火对Ni-9.3at%W合金基带立方织构形成影响的研究

无磁性、高强度Ni-9.3at%W(Ni9W)合金由于其较低的层错能,难以通过传统的轧制及再结晶退火得到强立方织构。本工作采用熔炼制坯路线,结合均匀化退火和中间再结晶退火的方法得到了晶粒尺寸细小,合金元素W均匀分布的Ni9W坯锭,通过总变形量为99%的轧制,中间引入四次轧制间回复退火得到了厚度为80μm的Ni9W轧制基带,最后采用两步再结晶退火的方式得到了再结晶立方织构含量为80.2%(<10o)的Ni9W合金基带。

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%。