针对铸造起重机服役过程中金属结构安全性问题,提出从疲劳破坏的角度分析其裂纹扩展情况。以铸造起重机金属结构为研究对象,调研分析铸造起重机的工艺流程,结合金属结构理论和雨流计数法,得到一年内主梁危险点的两参数二维应力谱,根据线弹性断裂力学,应用Paris公式对裂纹扩展情况进行预测,根据疲劳裂纹扩展尺寸进行预测相对应的疲劳剩余寿命。以此为基础,通过Msc.Fatigue仿真软件模拟裂纹扩展增长趋势,从而预测焊接箱形梁结构的疲劳剩余寿命。以100/40t-28.5m四梁偏轨铸造起重机焊接箱形梁结构为例,其理论计算结果与仿真结果的相对误差为1.44%。结果表明通过理论与仿真相结合的方式可较为准确的分析疲劳裂纹扩展情形,确保了疲劳剩余寿命计算结果的精确性。

利用ANSYS软件构建有限元分析模型，结合断裂力学相关理论对整体节点模型的疲劳寿命进行估算。以为此基础，分析论证了整体节点模型的疲劳可靠性。

许多工程问题是由于流体气压力导致结构开裂，裂纹导速扩展或者止裂，这被认为是断裂动力前沿的研究领域。本文描述了应用于分析流体／结构／断裂，耦合作用问题的计算程序ＰＦＲＡＣ，和它在天然气道裂纹迅速扩展问题上的应用。

从Ｊ积分定义出发，应用数学分析方法给出裂纹体受任意一空间载荷作用时的复合型Ｊ积分ＪＭ与各类载荷分量单独作用时的Ｊ积分之间的关系式。各载荷下的Ｊ积分均具有守恒性。用有限元方法对一种材料，两种结构的试样在复合型载荷作用下Ｊ积分的守恒性进行了分析和验证，对Ｊ积分概念在复合型旨塑性断裂分析中的应用及复合型Ｊ判据的建立进行了讨。

利用线弹性断裂力学对表面裂纹和浅埋裂纹的边界干涉效应进行考察,结果表明,在缺陷失效评定规范中,采用a/t≤0.7和p/a≤0.8来分别作为表面裂纹和浅埋裂纹的再表征指标是合适的,具有一定安全裕量。

介绍了相干梯度敏感（CGS）干涉测量技术的基本原理及其在静态Ⅰ型断裂实验中的应用，验证了该方法对裂纹尖端局部变形场和断裂特性进行定量研究的可行性。给出了代表静态Ⅰ型裂纹尖端奇异场光力学信息的CGS控制方程，模拟并分析了Ⅰ型裂纹尖端的CGS条纹模式，对静态Ⅰ型裂纹尖端变形场和断裂特性进行了三点弯曲的CGS试验，并提取了应力强度因子KⅠ。结果表明，试验结果与理论分析结果相吻合。

分析航空作动器往复密封材料的表面磨损失效和疲劳失效,针对材料疲劳失效,提出比S-N曲线更方便实用的基于断裂力学密封疲劳寿命预测方法.由于压缩率与拉伸率对密封失效及寿命的影响极大,分别建立压缩率为8%、12%、16%及20%的二维仿真模型和拉伸率为1、1.03、1.05和1.20的三维仿真模型.通过有限元方法对作动器O形圈进行仿真分析,基于表面磨损失效机理对各模型进行对比分析,获得接触压力与磨损速率的关系.通过基于断裂力学的材料疲劳失效机理,计算O形密封疲劳寿命.综合考虑两种失效分析,选择恰当的压缩率与拉伸率,不仅可以在保证密封效果的同时延长密封件寿命,而且计算数值与航空标准HBZ 4-1995基本一致,从而为制定相关标准提供理论方法.

为研究全断面岩石隧道掘进机(TBM)的撑靴液压缸中O形圈的断裂原因,采用断裂力学分析了不同泊松比和初始裂纹情况下,O形圈可承受的最大应力,并采用ANSYS仿真分析了在某型号TBM实际工作情况下的O形圈的受力情况。结果表明,在TBM工作过程中,由于工作条件的复杂,O形圈的局部应力会超出裂纹迅速扩展时能够承受的最大应力,进而使O形圈断裂。根据理论分析和仿真结果得出,为了避免O形圈断裂,TBM撑靴液压缸的O形圈应严格控制微裂纹并选择较大泊松比。

安装边泄漏对航空发动机的工作效率影响较大，现有文献关于发动机安装边泄漏特性的研究较少。基于断裂力学理论，推导了法兰安装边泄漏压力与安装边应力关系公式，建立了某型航空发动机安装边三维有限元模型，研究了安装边厚度、螺栓数量、螺栓直径以及螺栓预紧力对安装边泄漏压力的影响。研究表明：安装边的泄漏压力随着螺栓数量以及预紧力的增加而增大，随着安装边厚度的增加而减小，随着螺栓直径的增加先增大后减小。研究为航空发动机机匣安装边结构参数设计提供了参考。