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World File Search System裂纹扩展
DOT/FAA/AR-95/43 轴向裂纹扩展和机身
进行了混合实验-数值研究，以建立在加压飞机机身中存在或不存在多点损伤 (MSD) 的情况下的实用裂纹扭结标准。修改了 Ramulu-Kobayashi 裂纹扭结标准，以预测沿 MSD 线的自相似裂纹扩展以及随后在撕裂带附近的扭结。进行了仪器化双轴试验样品和小型机身断裂实验，以生成裂纹扭结和裂纹速度数据，然后将其输入到断裂样品的大变形弹性动力学有限元模型中。计算出的混合模式 I 和 II 应力强度因子以及扩展裂纹之前的大轴向应力用于评估自相似裂纹扩展和裂纹轨迹上的裂纹扭结标准。预测和测量的裂纹扭结角度和位置之间具有极好的一致性。通过计算和测量的应变计数据的匹配进行了额外的验证。
电子中疲劳裂纹扩展行为的比较……
对电子束粉末床熔合 (PBF-EB) 和激光粉末床熔合 (PBF-LB) Inconel 718 的疲劳裂纹扩展行为进行了比较研究。PBF-EB Inconel 718 的裂纹遵循穿晶路径，扩展速度更快，而 PBF-LB 的裂纹遵循沿晶和穿晶路径的组合，其扩展速度较慢，与锻造对应物相当。PBF-EB Inconel 718 中的主疲劳裂纹在微观尺度上呈现锯齿状路径，由于加工硬化率非常低，裂纹表面附近有密集的滑移痕迹。基于裂纹尖端场的数字图像相关 (DIC) 分析，可以使用应变能密度标准成功预测 PBF-EB Inconel 718 中的疲劳裂纹锯齿路径，该标准规定裂纹扩展遵循从裂纹尖端到弹塑性边界的最小距离方向。对于 PBF-LB Inconel 718，主要的疲劳裂纹在低 Δ K 时是直的，但在中和高 Δ K 范围内发生严重偏转。初始晶间裂纹和主裂纹路径偏转之间存在明显的相关性。这表明，一旦裂纹尖端周围塑性区的累积损伤达到临界值，晶间裂纹就会形成疲劳裂纹的新前沿，导致主裂纹路径偏转。基于DIC的裂纹尖端场分析得出的弹塑性断裂力学参数rp和ΔCTOD可以定性预测PBF-LB Inconel 718的较低裂纹扩展速率。
激光处理胶接复合材料中的疲劳裂纹扩展...
权利声明：这是作者在《国际黏附和粘合剂杂志》上接受发表的作品版本。出版过程导致的变更（例如同行评审、编辑、更正、结构格式和其他质量控制机制）可能不会反映在本文档中。自提交出版以来，可能已对本作品进行了更改。最终版本随后发表在《国际黏附和粘合剂杂志》上，[105, , (2020-12-04)] DOI: 10.1016/ j.ijadhadh.2020.102784 。© 2020。此手稿版本根据 CC-BY-NC-ND 4.0 许可证提供 http:// creativecommons.org/licenses/by-nc-nd/4.0/
Su-30MKM 水平对置式发动机疲劳裂纹扩展预测...
关键的飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用疲劳寿命评估和裂纹扩展预测来监测其关键部件的结构完整性。使用了各种方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。选择水平稳定器凸耳是因为它具有最高的疲劳失效可能性。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 Nastran 来模拟裂纹扩展。使用数值结果验证了裂纹扩展分析的结果。结论是，基于疲劳寿命循环，结构状态不会受到严重损伤，其失效大约在100万次循环左右，而耳片底部裂纹扩展位置是关键位置。研究成果将以延长耳片的结构寿命为目标。
残余应力对复合涂层疲劳裂纹扩展速率的影响
通讯作者：Christine M. Smudde 加州大学材料科学与工程系 One Shields Ave. Davis, CA 95616, USA 电话：(714) 356-0477 电子邮箱：cmsmudde@ucdavis.edu
从小裂纹扩展到疲劳寿命 - NATO STO
金属合金的疲劳裂纹扩展速率 (FCGR) 曲线通常分为三个区域，区域 I 和 III 的斜率较陡，区域 II 的斜率适中，这通常称为巴黎制度。然而，文献中有许多例子表明区域 II 的斜率发生了变化。一些研究人员假设区域 I 和 III 呈线性行为，并导致对整个 FCGR 曲线的多线性描述。在本文中，我们假设疲劳裂纹扩展在所有裂纹长度和所有应力强度因子范围 (ΔK) 下都受幂律行为支配。为了适应多线性 FCGR 曲线的变化，在 FCGR 方程中引入了数学枢轴点，这使得可以直接拟合裂纹长度与循环数曲线以获得 FCGR。能够拟合区域 I 中扩展的裂纹的小裂纹和长裂纹扩展曲线，证实了区域 I 裂纹扩展速率受幂律行为支配。 FCGR 结果表明，小裂纹速度更快，但从区域 I 到区域 II 的过渡发生在特定的疲劳裂纹扩展速率下，无论是小裂纹还是长裂纹。这导致过渡时 ΔK 明显偏移，并指出不均匀采样是小裂纹阈值较低的原因。精确的小裂纹扩展速率测量与长裂纹扩展速率测量相结合，可根据初始不连续尺寸计算疲劳寿命，这与光滑样品的实验获得的疲劳寿命结果相对应。
从小裂纹扩展到疲劳寿命 - NATO STO
金属合金的疲劳裂纹扩展速率 (FCGR) 曲线通常分为三个区域，区域 I 和 III 的斜率较陡，区域 II 的斜率适中，这通常称为巴黎制度。然而，文献中有许多例子表明区域 II 的斜率发生了变化。一些研究人员假设区域 I 和 III 呈线性行为，并导致对整个 FCGR 曲线的多线性描述。在本文中，我们假设疲劳裂纹扩展在所有裂纹长度和所有应力强度因子范围 (ΔK) 下都受幂律行为支配。为了适应多线性 FCGR 曲线的变化，在 FCGR 方程中引入了数学枢轴点，这使得可以直接拟合裂纹长度与循环数曲线以获得 FCGR。能够拟合区域 I 中扩展的裂纹的小裂纹和长裂纹扩展曲线，证实了区域 I 裂纹扩展速率受幂律行为支配。 FCGR 结果表明，小裂纹速度更快，但从区域 I 到区域 II 的过渡发生在特定的疲劳裂纹扩展速率下，无论是小裂纹还是长裂纹。这导致过渡时 ΔK 明显偏移，并指出不均匀采样是小裂纹阈值较低的原因。精确的小裂纹扩展速率测量与长裂纹扩展速率测量相结合，可根据初始不连续尺寸计算疲劳寿命，这与光滑样品的实验获得的疲劳寿命结果相对应。
裂纹长度和最大应力对工程合金疲劳裂纹扩展速率的影响
金属合金的疲劳裂纹扩展速率 (FCGR) 曲线通常分为三个区域。区域 II 通常被称为 Paris 区域，通常用单指数的幂律关系建模。区域 I 和 III 分别位于 FCGR 曲线的起点和终点，通常用渐近关系建模。在本文中，我们假设疲劳裂纹扩展在所有裂纹长度和所有应力强度因子范围 (ΔK) 下都受幂律行为支配。为了适应区域 I - III 中 FCGR 斜率的变化，在 Paris 方程中引入了数学枢轴点。存在枢轴点的幂律行为使得能够直接拟合裂纹长度与循环数 (a-N) 曲线，以获得 FCGR 与 ΔK 的关系。这种新方法适用于小而长的裂纹扩展曲线，并能得到精确的多线性 FCGR 曲线，适合重建测得的 a-N 曲线。该方法随后应用于 i) 不同的合金，以显示 FCGR 曲线因合金成分和热处理变化而产生的局部变化，ii) 自然增加微观结构小裂纹的 Δ K 测试，以获得准确的小裂纹 FCGR 数据。与准确的长裂纹数据的比较表明，小裂纹速度更快，但从区域 I 到区域 II 的过渡发生在特定的疲劳裂纹扩展速率下，从而导致明显的偏移
马来西亚皇家空军 (RMAF) 苏霍伊 Su-30MKM 结构寿命延长关键部件裂纹扩展预测
摘要：关键飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用飞机结构完整性计划 (ASIP) 来监控其关键部件的结构完整性。RMAF 使用飞机关键结构的工程分析概念制作了任务卡。使用了各种计算机辅助工程 (CAE) 方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。虽然有六个关键位置，但选择翼根是因为它最有可能疲劳失效。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 NX Nastran 模拟裂纹扩展。裂纹扩展分析的结果与数值结果进行了验证。结论是，基于疲劳寿命循环，机翼根部结构状况不会受到严重损坏的影响，无论是通孔还是贯穿侧裂纹，其失效时间约为 30 至 100 年。因此，其结构寿命可以延长。研究成果将致力于延长飞机机翼的结构寿命。
文章 马来西亚皇家空军 (RMAF) 苏霍伊 Su-30MKM 结构寿命延长的关键部件裂纹扩展预测
摘要：关键飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用飞机结构完整性程序 (ASIP) 来监控其关键部件的结构完整性。RMAF 使用飞机关键结构的工程分析概念制作了任务卡。使用了各种计算机辅助工程 (CAE) 方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。虽然有六个关键位置，但选择了机翼根部，因为它最有可能出现疲劳失效。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 NX Nastran 模拟裂纹扩展。裂纹扩展分析的结果通过数值结果进行了验证。结论是，根据疲劳寿命循环，机翼根部结构状态不会受到严重损伤，无论是通孔还是贯穿侧裂纹，其失效时间都约为30至100年。因此，其结构寿命可以延长。研究成果将对延长飞机机翼的结构寿命产生重要影响。