陕西省自然科学基金(SJ08E107)
- 作品数：7 被引量：19H指数：3
- 相关作者：何宇廷伍黎明张海威丁华张腾更多>>
- 相关机构：空军工程大学中国航空工业集团公司更多>>
- 发文基金：陕西省自然科学基金国家自然科学基金国家高技术研究发展计划更多>>
- 相关领域：一般工业技术航空宇航科学技术机械工程更多>>
- 耳片斜切角对孔边疲劳裂纹扩展速率的影响被引量：1
- 2012年
- 采用符合受纵向拉载耳片销钉传载的余弦载荷分布对边界条件进行了设定,运用有限元法对四种不同斜切角耳片的孔边裂纹尖端应力强度因子(SIF)进行了求解,对比分析了耳片斜切角度对裂纹扩展各阶段SIF值的影响规律;同时对与有限元模型相同尺寸的四件30CrMnSiA耳片进行了疲劳裂纹扩展试验。结果表明:在相同的裂纹长度和载荷条件下,斜切耳片裂尖的SIF值明显小于直耳片的,特别是15°斜切耳片的裂尖SIF值和疲劳裂纹扩展速率相对于直耳片已有大幅下降,继续增加斜切角度对耳片抗裂纹扩展能力无明显提升;试验结果与有限元分析结果吻合较好。
- 伍黎明何宇廷张海威王新波丁华
- 关键词：有限元法耳片应力强度因子疲劳裂纹扩展速率
- 2A12铝合金不同方法腐蚀疲劳的寿命及断口形貌被引量：6
- 2012年
- 对2A12铝合金进行预腐蚀和腐蚀疲劳交替的腐蚀劳试验,将腐蚀疲劳交替条件下的理论疲劳寿命和实际疲劳寿命进行对比,并观察了不同腐蚀条件下的断口形貌。结果表明:在交替周期为4d时,理论疲劳寿命与实际疲劳寿命两者之差达到25%以上;预腐蚀疲劳试样的断口上存在很多韧窝;在腐蚀疲劳交替作用下试样的断口为极不规则的腐蚀形貌。
- 张海威何宇廷范超华伍黎明丁华
- 关键词：预腐蚀2A12铝合金
- 2524-T3铝合金搅拌摩擦焊对接接头的疲劳性能被引量：5
- 2012年
- 对2524-T3铝合金母材及三种尺寸搅拌摩擦焊(FSW)对接接头的疲劳性能进行了研究,获得了各试样的S-N曲线并进行了分析。结果表明:在疲劳寿命为1×105周时,小厚度、短焊缝FSW对接接头的疲劳强度约为母材的80.8%,大厚度FSW对接接头的疲劳强度约为小厚度、短焊缝FSW对接接头的80.3%,大焊缝FSW对接接头的疲劳强度约为小厚度、短焊缝FSW对接接头的79.9%。
- 张腾何宇廷伍黎明王新波
- 关键词：搅拌摩擦焊
- 铝合金耳片连接件结构参数对其断裂特性影响的有限元法模拟被引量：3
- 2013年
- 建立了7000系列铝合金含孔边穿透裂纹斜耳片连接件的三维有限元模型,模拟研究了单边裂纹与双边裂纹两种损伤模式下耳片外内径比值、斜切角、裂纹长度等结构参数对裂纹尖端I型应力强度因子KI值的影响规律。结果表明:在相同等效裂纹无量纲长度下,单边裂纹与双边裂纹两种损伤模式的裂尖KI值随裂纹扩展或斜切角增加的变化规律基本一致;外内径比值大于2的耳片有利于进行损伤容限设计及检查;在相同的裂纹长度下,斜切角15°至25°左右的耳片裂纹扩展速率比直耳片的有明显下降。
- 伍黎明何宇廷张海威张腾
- 关键词：有限元法应力强度因子
- 基于材料R曲线的耳片接头疲劳裂纹扩展寿命预测方法
- 2013年
- 基于材料裂纹扩展阻力曲线(R曲线)及裂纹扩展能量释放率理论,定义疲劳载荷下的有效能量释放率(G eff)为疲劳裂纹完全张开后用于裂纹扩展的能量,与同一载荷循环中由裂纹扩展阻力曲线表征的消耗能相等,提出了一种能够反映裂纹扩展物理本质的疲劳裂纹扩展寿命预测模型。该模型可以计算每一载荷循环中的裂纹扩展量,进而预测疲劳裂纹扩展寿命。通过试验测定了7050-T7451铝合金板材的R曲线,采用最小二乘法拟合获得到了R曲线表达式。运用本模型对同种材料耳片结构的裂纹扩展寿命进行了预测,与试验结果吻合较好,优于传统Paris模型的预测结果。
- 伍黎明何宇廷张海威张腾
- 关键词：疲劳裂纹扩展能量释放率损伤容限
- 腐蚀-疲劳交替作用下铝合金剩余寿命预测方法研究被引量：1
- 2012年
- 模拟飞机结构经历的"地面腐蚀+空中疲劳"过程,分析腐蚀影响系数法(C(t)曲线)的物理意义,提出将其当量成疲劳寿命的衰减;在考虑腐蚀环境与疲劳载荷耦合作用的基础上,提出腐蚀-疲劳交替作用下金属结构的剩余寿命预测模型.以2A12-T4铝合金标准实验件为研究对象,以预腐蚀疲劳和腐蚀-疲劳交替实验结果为依据,验证了模型的计算结果.
- 张海威何宇廷范超华伍黎明丁华
- 考虑静强度要求的飞机金属结构腐蚀/疲劳交替寿命预测方法被引量：4
- 2012年
- 腐蚀环境下飞机金属结构疲劳关键件的寿命评定是飞机结构寿命监控的重要工作。为此,模拟飞机结构经历的"地面腐蚀+空中疲劳"过程,构建了考虑静强度要求的腐蚀/疲劳交替寿命预测模型。首先分析了结构静强度要求对腐蚀损伤的限制,然后基于腐蚀影响系数法提出了将腐蚀损伤当量成疲劳寿命的衰减;进一步分析了结构静强度对疲劳累积损伤的影响;最后,建立了基于静强度和累积损伤准则的腐蚀/疲劳交替寿命预测模型。计算结果表明:由于结构静强度的要求,不同使用强度下飞机结构疲劳寿命和日历寿命的消耗基本服从分段的线性关系;在使用强度为4.517万次/天和3.591万次/天时,疲劳寿命和日历寿命的消耗存在"平衡点",可以通过调整使用强度,达到二者同时到寿的目标。该模型可以为飞行计划的调整提供参考。
- 张海威何宇廷伍黎明刘超杨仕美
- 关键词：日历寿命
