针对气动冲击作用下钢桥裂纹闭合开展试验研究,以带人工裂纹平板试件为研究对象,考虑不同冲击方式、冲击参数、材料强度等因素下对裂纹闭合深度的影响.建立拉伸荷载作用下带扁平椭圆裂纹的扩展有限元模型,从应力强度因子的角度分析了不同裂纹闭合深度对裂纹扩展速率的影响.结果表明:三次冲击作用下,裂纹闭合表面较为平整且闭合深度更深.当裂纹宽度较小时,采用合理的冲击参数可获得较大的裂纹闭合深度,本次试验中,裂纹最大闭合深度可达2.0 mm.有限元结果显示,随着裂纹闭合深度增大,裂纹尖端应力强度因子大幅度下降,但增幅逐渐趋于平缓,从应力强度因子的角度表明了气动冲击作用对延缓裂纹扩展具有积极作用.

以实桥疲劳裂纹为研究对象,从应力和应力强度因子角度评估气动冲击维修方法的现场实施效果.对维修前后疲劳裂纹尖端附近的应力分别进行24 h数据采集,并采用雨流计数法,探讨裂纹尖端应力幅的变化规律.结合应力强度因子测试理论,对比研究裂纹尖端应力强度因子幅的变化规律.研究结果表明:本测点疲劳裂纹为典型的Ⅰ-Ⅱ复合型裂纹,维修后疲劳裂纹尖端张拉和剪切应力幅均得到有效降低,改善了裂纹尖端受力条件.高应力强度因子幅的循环次数显著降低,表明气动冲击维修技术对于制约复合型裂纹扩展具有良好效果.

为了进行空间复合型裂纹的应力强度因子K与应变能释放率G的关系研究,应用断裂力学理论,基于最大主应变准则对Ⅰ型裂纹、Ⅲ型裂纹以及空间复合型裂纹的扩展进行理论分析,应用主应变下的空间复合型裂纹开裂断裂准则推导出Ⅰ-Ⅲ复合型裂纹K与G的关系式,并利用有限元软件ANSYS对关系式进行验证。结果表明,该关系式计算结果与有限元软件的计算结果吻合较好,相对误差在允许范围内。

文中给出了含边裂纹正交各向异性板问题的特征函数展开式,然后利用变分法及边值条件确定展开式中的未知系数,从而可求得裂端应力强度因子.该方法即可应用于应力边界值和位移边界值问题,又适应混合边界值问题.数值计算结果证实了该方法的有效性.

充分利用MSC．Patran的可视化及分网功能，结合有限元重合网格法（S-FEM）在裂纹问题分析中的优势，以MSC．Patran为平台，使用PCL语言开发了求解裂纹问题的二维有限元重合网格法分析模块，应用此模块计算单边直裂纹和斜裂纹矩形板应力强度因子，并模拟了斜裂纹的裂纹扩展路径，验证了程序模块及方法的正确性。

利用复变函数的方法,通过构造适当的保角映射研究了星形裂纹的平面弹性问题,给出了裂纹尖端Ⅰ型与Ⅱ型问题应力强度因子的解析解.并由此模拟出了经典的Griffith裂纹,共点均匀分布三裂纹,十字裂纹,对称八裂纹问题.

采用半圆形表征焊趾初始表面裂纹,以应力强度因子幅值作为裂纹扩展的驱动力,基于NASGRO裂纹扩展速率模型,考虑应力强度因子幅值门槛值和断裂韧性的影响,研究了整个裂纹前沿的动态演变过程。揭示了复杂焊趾形貌处初始裂纹的位置对裂纹扩展模式的影响规律,得出不同扩展模式下的疲劳寿命分布;分析了裂纹前沿应力强度因子的分布状况以及其在不同方向上的分布特点。开展了十字焊接接头的疲劳对比试验,试验结果与仿真结果具有较好的一致性。

传动轴在工作运行过程中,常在阶梯处出现裂纹导致轴的破坏。为了研究裂纹扩展导致轴的断裂问题,用有限元方法对传动轴阶梯处椭圆裂纹应力强度因子进行了数值计算;在裂纹前沿设置了一系列三维奇异单元来模拟裂纹尖端奇异性,并在阶梯处模拟了过渡圆角单元;通过建立含三维裂纹的子模型和与之相匹配的装配模型,组合成了阶梯处带椭圆裂纹的传动轴断裂力学有限元分析模型;在弯扭组合载荷情况下,分析了不同长度和不同深度裂纹应力强度因子峰值的变化规律。

介绍了组合翼梁和整体翼梁结构的区别，利用ANSYS软件对整体翼梁损伤容限特性进行分析，讨论了有止裂筋条和无止裂筋条两种情况下的损伤容限特性，研究了止裂筋条在不同结构参数面积下的应力强度因子变化规律。根据静强度理论、断裂力学准则及检查间隔要求，结合整体翼梁结构参数及其传力特点，在止裂筋条面积赋初值的基础上，从止裂筋条面积能否同时满足静强度理论、断裂韧性准则及检查间隔要求角度，采用计算迭代给出了飞机整体翼梁止裂筋条结构参数确定方法。为今后飞机整体翼梁结构损伤容限设计提供了参考依据。

在ANSYS中建立152726QT铁路用滚动轴承的模型,在受力最大处建立裂纹,手动生成裂纹尖端处的奇异单元,建立接触对并且编写受力函数,设置路径在不同载荷作用下分别对不同长度的裂纹在不同深度的应力强度因子进行有限元计算,分析裂纹长度及载荷对应力强度因子的影响。