摘要：提出核电汽轮机转子在低周疲劳与高周疲劳交互作用下裂纹扩展寿命的计算与评定方法。介绍核电汽轮机转子的低周疲劳与高周疲劳的应力幅与应力范围、低周疲劳裂纹扩展寿命与高周疲劳扩展寿命的计算方法。给出了核电汽轮机转子在低周疲劳与高周疲劳交互作用下裂纹扩展日历寿命的计算与评定方法,以及1 000 MW级核电汽轮机焊接低压转子疲劳裂纹扩展日历寿命的计算与改进的应用实例。结果表明,高周疲劳对汽轮机转子疲劳裂纹扩展日历寿命有比较大的影响,新研制核电汽轮机的转子结构设计和在役核电汽轮机的转子安全性评定,需要评估转子在低周疲劳与高周疲劳交互作用下裂纹扩展寿命。

摘要：将可靠性设计理论与灵敏度分析方法相结合,讨论了某型涡轮盘可靠性灵敏度问题,在随机参数概率分布已知的情况下,以Pairs-Erdogan裂纹扩展模型为基础,应用随机摄动理论、矩技术,讨论了某型涡轮盘的可靠性灵敏度问题,并且将提出方法所得的数值分析结果与Monte-Carlo方法计算的结果进行对比验证。给出了可靠性灵敏度的变化规律,研究了设计参数的改变对涡轮盘可靠性的影响,为涡轮盘的可靠性设计提供了理论依据。

摘要：设计航空发动机涡轮叶片榫头/榫槽接触模拟试验件,基于涡轮叶片的实际工况,进行了榫头/榫槽接触疲劳试验。基于Paris公式提出了榫头接触疲劳裂纹扩展寿命模型,并采用晶体滑移有限元程序对涡轮榫头/榫槽接触进行了有限元模拟。有限元分析得到的疲劳裂纹扩展寿命与试验结果相符,表明提出的疲劳裂纹扩展寿命模型可用于指导分析榫头寿命。

摘要：讨论了某型涡轮盘随机参数服从任意分布时的可靠性问题.在基本随机参数前四阶矩已知的情况下,以Pairs-Erdogan裂纹扩展模型为基础,应用随机摄动理论和Edgeworth级数技术,采用疲劳寿命模型对某型涡轮盘随机参数服从任意分布时的可靠性进行分析,建立了涡轮盘疲劳寿命可靠性分析模型,并求得了涡轮盘裂纹扩展寿命的可靠度.模型计算结果与Monte-Carlo仿真结果非常接近,文章提出的方法对涡轮盘可靠性设计具有一定的参考价值.

摘要：高速列车转向架构架裂纹扩展寿命预测对列车的可靠性和运行安全性具有重要意义。为实现基于数字孪生的构架裂纹扩展寿命预测,提出一种数据和模型融合驱动的构架裂纹扩展寿命预测建模方法。首先,基于数字孪生五维模型建立构架数字孪生模型框架;然后,构建构架裂纹扩展有限元仿真模型得出应力强度因子,并基于Paris公式构建构架裂纹扩展寿命机理模型;进而采用仿真模型和机理模型相结合的方法得出构架裂纹扩展寿命数据集;最后,基于构架裂纹扩展寿命数据集采用Kriging代理模型建立构架裂纹扩展寿命预测模型。研究结果表明该预测模型具有较高的精度和效率,能够有效支持孪生物理数据驱动的构架裂纹扩展寿命预测。

摘要：装载机动臂在服役过程中所产生的疲劳裂纹直接影响作业安全。基于线弹性断裂力学理论,首先采用有限元法,在动臂铰孔处内壁建立半椭圆形的初始裂纹模型,分析计算在单个循环周期内载荷峰值下的应力强度因子值。然后通过数值拟合来研究在裂纹扩展过程中应力强度因子幅与裂纹深度的对应关系,在绘制?K-a曲线后利用Paris公式预测动臂的裂纹扩展寿命。结果表明:应力强度因子幅随着裂纹深度的增大而增大,而裂纹的初始长度也影响着动臂的裂纹扩展循环次数,呈现显著的反向变化关系。研究成果为装载机动臂的可靠性设计提供了一种新途径,并有助于疲劳寿命的快速预测。

摘要：疲劳载荷谱加重已成为加速试验的重要研究内容;它对单裂纹扩展影响的研究很有价值。以Paris裂纹扩展模型为基础,进行理论推导。提出了单裂纹在加重谱作用下裂纹扩展寿命的估算方法,分别是基于循环次数的次估算法和基于谱块数的块估算法。利用原始载荷谱的试验结果分别计算得到加重谱下的两种估算结果,设计试验对估算结果进行验证,证明了方法的可行性。研究结果可作为加快全尺寸飞机结构疲劳试验的参考。

摘要：基于线弹性断裂力学理论,利用Workbench有限元软件在旋压皮带轮拉应力最大处建立沿周向的初始裂纹的三维有限元模型,计算了该模型的裂纹前缘应力强度因子,得到旋压皮带轮以Ⅰ类为主的张开型裂纹类型结论;接着建立不同裂纹扩展模型,仿真计算得到各裂纹前缘的应力强度因子和应力强度因子幅;根据Paris经验公式和拟合后ΔK-a曲线计算,得到了旋压皮带轮裂纹扩展寿命。该计算裂纹扩展寿命的方法为旋压皮带轮的安全设计提供了一种新途径,具有积极的参考意义。

摘要：分析核电机组汽轮机低压叶轮应力腐蚀发生的机理及应力腐蚀裂纹扩展的原因,结合Clark模型和腐蚀环境下的Pairs模型建立应力腐蚀裂纹扩展寿命的计算模型。以某核电机组汽轮机的低压第2级、第3级叶轮叶根槽为研究对象,对应力腐蚀裂纹扩展寿命进行研究分析。结果表明:采用2种模型计算的裂纹扩展寿命均满足核电机组汽轮机耐用件使用寿命(60年)的要求。Pairs模型下的裂纹扩展寿命相比于Clark模型更加保守,在使用Clark模型对裂纹扩展寿命估算时,可以选取2~3的安全系数,并且温度变化对Clark模型下的裂纹扩展速率有较大的影响。

摘要：根据国内外标准和参考文献,针对玻璃纤维增强铝合金层板(FMLs)的特点设计出FMLs疲劳试验件,进行了不同载荷下的R=0.1等幅拉-拉疲劳试验。疲劳试验过程中FMLs最先在表面铝层内出现裂纹,随后表面铝层可见多条裂纹。随着循环载荷数的增加,裂纹不断扩展,并在界面出现分层现象,然后分层损伤快速扩展直至完全断裂破坏。测得了FMLs的疲劳裂纹起裂寿命和裂纹扩展寿命,给出了其疲劳寿命的规律性。得到了FMLs和同样厚度碳纤维复合材料CCF300的S-N曲线,并进行了对比。FMLs的疲劳寿命随载荷变化平缓,近似成对数趋势;在载荷大于400 MPa时FMLs的疲劳寿命与CCF300碳纤维复合材料层板相当;当疲劳载荷最大值低于300 MPa,FMLs的疲劳寿命比CCF300复材板要低。为飞机结构设计师们提供了材料基础性能和信息。