为研究曲轴疲劳裂纹及其寿命,使用ABAQUS和FRANC3D软件对曲轴裂纹进行引入及扩展分析,基于裂纹剩余寿命计算和初始裂纹形状比对,对应力强度因子进行研究。结果表明,当裂纹深度扩展至18.2 mm时,等效应力强度因子达到曲轴材料断裂韧性,裂纹产生至临界深度,剩余寿命为8.6×105次;在裂纹深度一定时,初始裂纹的表面长度越长,裂纹扩展寿命越短,初始裂纹表面长度越短,裂纹扩展寿命越长;裂纹初始角度越大,裂纹前缘最深处的应力强度因子越低;裂纹初始角度越大,裂纹扩展后得到的裂纹长度越短,裂纹扩展寿命越长。

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.

针对引起金属结构破坏的两大主因--局部失稳和疲劳裂纹,介绍了文献[1]的项目内容,并作了一定论述,可供企业金属结构管理者参考.

利用损伤力学推导了大范围损伤下的预估圆轴扭转的疲劳裂纹形成寿命的封闭解答公式，给出了确定损伤演化方程中材料常数的方法及算例。

某型飞机的水平尾翼试验过程是在强冲击、高振动背景噪声下进行的。对处于不可接近位置的关键零部件（半轴）的疲劳损伤实施了声发射监测。基于对模拟测试信号的分析，提出信号数据的预处理原则，提高了数据的信噪比。声发射信号特征参数的趋势分析和关联分析方法，充分反映了关键零部件的疲劳损伤过程，采用声发射实时监测飞机关键零部件的疲劳损伤是可行的。

制动梁是铁道车辆的重要部件之一,其端轴根部除了承受自身重量外,还承受制动时的制动冲击剪切力及车辆高速运行中线路的颠簸冲击,由于受力面积较小,这些载荷会使端轴根部产生疲劳裂纹.疲劳裂纹一旦扩展折断,就会造成制动梁脱落,导致列车颠覆的重大行车事故.及时准确发现裂纹端轴,保证制动梁端轴不带裂纹运行意义重大.为此,采用超声纵波直探头法对在用或停用车辆进行探伤检查.

为了检测钻杆在使用过程中产生的疲劳裂纹,提高生产安全,降低成本,对φ74×6 mm的石油钻杆管体部位(纵向+周向)裂纹的检测设计了专用试块、探头,制定了超声检测工艺并进行检测试验。研究表明通过制做合适的试块,设计合理的超声检测工艺,能有效检测管体的纵向和周向裂纹,具有实用性强、灵敏度高、缺陷定位准确等优势。

介绍了飞机翼梁损伤试验，针对试验中蒙皮孔边早期出现疑似可检裂纹可能导致试验无法正常进行的情况，提出了拆除裂纹孔边铆钉的方法达到延缓裂纹扩展的目的。通过有限元分析软件，建立含裂纹结构应力强度计算模型，研究了拆除铆钉法在飞机整体翼梁损伤容限试验中的具体应用，通过静强度理论及断裂力学理论分析，对蒙皮孔边铆钉孔的受力状态、临界裂纹长度、疲劳寿命进行计算，指出拆除铆钉法本质是通过疲劳危险部位的逐渐转移来延长结构的疲劳寿命。给出的理论分析方法，可供飞机结构设计及修理参考。

利用MMS-2A型微机控制摩擦磨损试验机研究了不同轴重下轮轨摩擦磨损性能。结果表明：随着轴重的增加，轮轨间的摩擦系数呈增大趋势，且轴重越大，摩擦系数趋于稳定后的波动系数越小，车轮和钢轨的磨损加剧，但轮轨材料硬度值的差异会导致磨损量的增幅差异；轮轨间接触应力的增加，会导致晶体滑移线向材料里层滑移深度增加，塑性变形层加厚；随着轴重的增加，车轮材料的磨损机制由黏着磨损逐渐向疲劳裂纹方向转变，钢轨材料主要变现为疲劳磨损，由疲劳短裂纹向疲劳长裂纹及多层剥落磨损转变。