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为降低用来确定疲劳极限的升降法试验的工作量，以热力学为基础，引入损伤驱动力，构建 损伤演化方程. 积分此方程得到疲劳寿命与应力或应变的理论关系. 对光滑试件，根据成组 法疲劳试验结果利用最小二乘法拟合包括疲劳极限在内的材质参数. 利用损伤力学方法求得 高应力区的疲劳寿命曲线，由此递推得到低应力区寿命值和疲劳极限. 所得理论疲劳极限值 与升降法疲劳试验结果十分吻合. 节约了疲劳试验的机时、费用与人力.     

谐振载荷作用下工程结构振动疲劳寿命预估的损伤力学-有限元法

建立了预估谐振载荷作用下结构振动疲劳寿命的损伤力学-有限元方法。首先根据损伤热力学原理,构建了损伤演化方程,建立光滑试件在恒幅应变交变载荷作用下寿命预估方法;进一步由损伤力学守恒积分原理,得到恒幅重复载荷作用下应力与寿命的关系式;然后根据标准件疲劳试验结果,拟合得到损伤演化方程中的材质参数;最后利用APDL语言编程对ANSYS软件进行了二次开发,借助ANSYS软件对谐振载荷作用下结构振动疲劳裂纹萌生寿命进行预估。作为算例,本文利用该方法预估了LC9CgS1铝合金梁谐振载荷作用下疲劳裂纹萌生寿命。     

各向异性损伤力学在螺纹疲劳寿命预估中的应用

引用损伤力学方法研究金属构件疲劳问题。在微结构力学模型基础上建立轴对称的各向异性疲劳损伤本构关系,通过有限元-附加力解法编制考虑各向异性损伤的有限元程序。应用引入门槛条件的损伤演化方程,并以损伤划分步长预估了构件疲劳裂纹形成与扩展寿命。用这一方法预估30CrMnSiNi2Aφ5和φ8螺栓全寿命。结果表明,理论S-N曲线与试验S-N曲线吻合良好并且门槛条件对修正低应力下疲劳寿命有很好的效果。本方法所需机时较少,可用于工程实际构件的高周疲劳寿命预估及抗疲劳优化设计。     

一个高周疲劳损伤演化修正模型

将连续损伤力学应用到疲劳问题中, 得到合理的疲劳损伤演化方程,被认为是预测疲劳寿命最有效的方法之一. 在研究Lemaitre最新疲劳损伤演化方程基础上, 根据试验数据提出了一个修正的高周疲劳损伤演化方程, 该方程可以考虑应力幅、平均应力等影响因素. 以2A12-T4铝合金为例, 得到了修正模型的材料常数. 将该修正模型以UMAT子程序形式嵌入ABAQUS主程序, 计算了两种构件14种不同受载情况下的疲劳寿命, 所得计算寿命与试验结果误差均值约15%, 说明修正的疲劳损伤演化方程可以很好地计算金属构件的高周疲劳寿命.      

疲劳损伤问题中有效应力的一种定义

有效应力是损伤力学中的一个重要概念,这个概念的提出为用无损状态下的本构方程描述有损伤材料的行为提供了有效手段.本文探讨损伤力学中有效应力的定义,通过对损伤演化规律的分析,指出有效应力的一般定义不适用于疲劳损伤问题.本文认为,疲劳问题中的有效应力应该以等效寿命为基础,并根据剩余寿命的概念引入了疲劳损伤问题中有效应力的一种定义.     

长期载人航天器舱内金属构件盐雾腐蚀疲劳寿命预估的损伤力学方法

根据热力学原理分别建立了预估单纯疲劳载荷作用下和单纯腐蚀环境下长期载人航天器舱内金属构件的损伤演化方程;并建立了疲劳载荷作用下和预腐蚀疲劳作用下光滑标准件的疲劳寿命预估方法;根据所建立方法和无腐蚀、预腐蚀条件下标准件的疲劳试验结果,建立了损伤演化方程中材质参数的识别方法;最后,建立了长期载人航天器舱内金属构件盐雾腐蚀疲劳寿命预估的损伤力学方法。计算结果与试验结果相比误差在5%以内,二者吻合较好。本文研究可为其他金属构件的预腐蚀和腐蚀疲劳寿命预估提供参考。     

基于损伤力学方法的中周疲劳双尺度损伤模型

通常对于发生在高低周疲劳之间,损伤兼具弹塑性损伤特性的疲劳行为称为中周疲劳。本文将损伤力学方法与细观力学模型相结合,对双尺度代表性体积单元(RVE)的本构关系进行了合理假设,并分别研究了两个尺度的损伤演化规律。根据细观力学方法,考虑两相损伤的分别演化和互相作用,最终得到RVE的损伤演化模型。然后根据ABAQUS软件的接口与UMAT对接实现二次开发,建立了材料疲劳寿命预估的损伤力学——有限元解法。对铝合金LC4CS缺口件进行疲劳寿命预估以及损伤分析计算,预估结果均处于试验结果的两倍误差带内,验证了所提出双尺度模型的有效性。     

疲劳损伤伤演方程中材料常数的确定

损伤力学作为近年来固体力学的一个非常活跃的分支,其本构关系和损伤演化方程是核心内容。损伤演化方程中材料常数的确定,是损伤力学中最基本却很重要的工作。利用大范围损伤下的预估拉压和弯曲疲劳裂纹形成寿命的封闭解答,应用最小二乘法给出了确定损伤演化方程dD/dN=α(Δε)m中材料常数α、m的方法。该方法可作为确定这种类型损伤演化方程材料常数的一般方法。     

基于损伤力学的复杂航空构件疲劳寿命预估

为提高复杂航空构件疲劳寿命的分析精度,降低对试验的依赖程度,本文基于考虑局部应力状态的损伤力学理论,利用USDFLD子程序将损伤控制方程嵌入ABAQUS中,对航空挡块结构的疲劳寿命进行了预估仿真试验,实现了评估复杂构件裂纹萌生寿命的损伤力学-有限元分析方法,并与名义应力法的分析结果进行了对比。发现对于本次试验的预估,损伤力学法和名义应力法计算寿命与试验平均寿命的相对误差分别为6.9%和20%。因此,对于复杂结构形式,损伤力学法具有更高的精度,可以大大减少疲劳试验数量。     

高周疲劳各向异性损伤问题研究

引用损伤力学方法研究金属构件疲劳问题，并采用微结构力学模型建立了各向异性疲劳损伤本构关系与附加力-有限元解法，以损伤划分步长预估了构件疲劳裂纹形成与扩展寿命．用这一方法预估30CrMnSiNi2A材料含缺口圆棒试件全寿命．结果表明，理论S—N曲线与试验S—N曲线吻合良好．该方法所需机时较少，可用于工程实际构件的疲劳寿命预估及抗疲劳优化设计．     

大学物理《力学》中的自由度分析

对《力学》中的物体自由度进行多方面分析,以深化教学、提高学生正 确分析物理问题的能力.使用实际教学分析的研究方法,在《力学》范围内讨论自由度与坐标、 自由与约束的关系并得以下结论: (1) 同一物体的自由度随其所在的``空间'不同而不同, 不因坐标系的选取不同而 异, 在同类参考系中不因参考系的动静而有别;(2)自由度遵循叠加原理. 讨论了质点系的总自由度及相关计算问题,并指出研究《力学》中自由度的意义.     

Development and design of new methods of measurement of state of strain of structures

The present paper deals with development and design of new methods utilizing Wiedemann's effect for determination of state of strain in building structures. Wiedemann's effect and some features of torsional strain of magnetic field are the basis of new experimental method. Especially the point electromagnetic strain gages using the effect of pure torsion of electromagnetic field to enable universal examination. For strain-gage measurements, almost all physical quantities are used which can be related to the variation in length of the structures. From the electric strain measurements, the most commonly used methods are the measurements by resonance-wire strain gages or by electric-resistance strain gages. In this paper, electromagnetic strain gages are discussed using the Wiedemann effect, and the author describes some new measuring equipment and his own suggestions and methods based on an application of this effect.     

Calculation of aerodynamic characteristics of arrays of profiles of arbitrary shape

It is well known that the problem on nonseparating potential flow of an incompressible fluid about an array of profiles reduces to an integral equation for a certain real function, determined on the contours of the profiles of the array. As such a function one can take, as was done, for instance, in [1–5], the relative velocity of the fluid on the profiles of the array. For arrays of profiles of arbitrary shape it is necessary to solve the corresponding integral equation numerically. In the particular examples of the calculation of aerodynamic arrays that are available [1–3] the numerical methods used were based on the approximate evaluation of contour integrals by rectangle formulas. As investigations showed, sizeable errors arose thereby in the approximate solution obtained, these being especially significant in the case of curved profiles of relatively small bulk. In the present paper a method for the numerical solution of the integral equation obtained in [5] is proposed. The method is based on the replacement of a profile of the array with an inscribed N polygon, the length of whose sides is of the order N^–1 and whose internal angles are close to . Convergence with increasing N of the numerical solution to an exact solution of the integral equations at the reference points is demonstrated. Examples of the calculation are given.Novosibirsk. Translated from Izvestiya Akademii Nauk SSSR. Mekhanika Zhidkosti i Gaza, No. 2, pp. 105–112, March–April, 1972.