樹(shù)枝粉碎機(jī)機(jī)身及輸送設(shè)備設(shè)計(jì)

樹(shù)枝粉碎機(jī)機(jī)身及輸送設(shè)備設(shè)計(jì),樹(shù)枝粉碎機(jī)機(jī)身及輸送設(shè)備設(shè)計(jì),樹(shù)枝,粉碎機(jī),機(jī)身,輸送,設(shè)備,裝備,設(shè)計(jì) 英文文獻(xiàn)翻譯 微動(dòng)疲勞下二階裂紋拓展的力學(xué)分析 B. Yang a,*, S. Mall b a美國(guó)，F(xiàn)L 32901，墨爾本，佛羅里達(dá)理工學(xué)院，機(jī)械與航空航天工程系 b 美國(guó)，OH 45433,代頓，賴特-帕特森空軍基地，航空技術(shù)學(xué)院，飛行技術(shù)與航空系 摘要 通過(guò)實(shí)驗(yàn)觀察的啟發(fā)，我們用高效，準(zhǔn)確的邊界元法對(duì)微動(dòng)疲勞下的兩階段裂紋擴(kuò)展進(jìn)行了數(shù)值分析。首先，我們?cè)谘h(huán)載荷中的應(yīng)力場(chǎng)變化開(kāi)始分析?？紤]到摩擦接觸區(qū)是已被證明的相當(dāng)影響應(yīng)力場(chǎng)系數(shù)的多種因素。那么，假設(shè)發(fā)生裂紋萌生于剪切模量中，表面開(kāi)口裂紋引入到標(biāo)本在剪應(yīng)力幅值最高位置。裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子（應(yīng)力強(qiáng)度因子）適合于各種不同裂縫長(zhǎng)度和裂縫角度，大致至左右的接觸面。結(jié)果表明，對(duì)于載荷比為0.5的來(lái)說(shuō)，它的循環(huán)模式- II的應(yīng)力強(qiáng)度因子裂紋長(zhǎng)度的增加幅度減少，同時(shí)其平均值就增加。這表明，在（第一階段）剪切裂縫遲早會(huì)成為休眠狀態(tài)，或切換到另一個(gè)模式，一個(gè)可以提供裂紋繼續(xù)擴(kuò)展的模式。然后，第一階段剪切裂縫被人為得彎折成第二個(gè)階段的開(kāi)放式裂紋，接著我們就要分析后續(xù)的驅(qū)動(dòng)力。事實(shí)表明，只有當(dāng)?shù)谝浑A段的裂紋增長(zhǎng)到一定的長(zhǎng)度時(shí)才能有利于彎折的結(jié)果。因此，本研究提供了兩個(gè)階段裂紋擴(kuò)展在力學(xué)上深刻見(jiàn)解，并且頻繁觀察了在微動(dòng)疲勞下的典型的燕尾結(jié)合。同時(shí)也建議改進(jìn)實(shí)驗(yàn)裝置來(lái)定量調(diào)查燕尾結(jié)合中的微動(dòng)疲勞。 關(guān)鍵詞：邊界元法；接觸力學(xué)；裂紋開(kāi)裂；裂紋彎折；燕尾結(jié)合；斷裂力學(xué)；摩擦力;微動(dòng)疲勞 1導(dǎo)論 危險(xiǎn)應(yīng)力狀態(tài)出現(xiàn)在兩配合零件的接觸區(qū)會(huì)導(dǎo)致局部塑性變形和損壞。如果載荷是循環(huán)的，就會(huì)更加危險(xiǎn)，從而導(dǎo)致裂紋開(kāi)裂且擴(kuò)展。這種包含裂紋擴(kuò)展的損壞過(guò)程被稱(chēng)為微動(dòng)疲勞。它實(shí)際上已分為兩個(gè)階段，即萌生與擴(kuò)展階段，這取決于裂紋尺寸的大小，它可以由有效的無(wú)損評(píng)估技術(shù)檢測(cè)到。起始階段包括早期裂紋擴(kuò)展到幾百微米。與此同時(shí)，傳播階段是后續(xù)的裂紋增長(zhǎng)，直至結(jié)構(gòu)破壞。在起始階段，人們發(fā)現(xiàn)裂縫發(fā)展經(jīng)常傾向于從接觸面的表面。然后，他們彎折并最終傳播到大型張力正常，并表現(xiàn)出典型的兩階段裂紋的萌生和發(fā)展模式。 為了表征微動(dòng)疲勞裂紋萌生，研究員們利用剪應(yīng)力幅值作為以壓力為基礎(chǔ)方法的關(guān)鍵參數(shù)。萊金斯等人后來(lái)通過(guò)將數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)相結(jié)合發(fā)現(xiàn)圓筒上的平面和平面上的平面接觸的微動(dòng)疲勞裂紋萌生的地點(diǎn)是可以合理地解釋這個(gè)參數(shù)配置分析。此外，楊和莫應(yīng)用了裂紋模擬模型/斷裂力學(xué)的方法來(lái)研究初始驅(qū)動(dòng)力模式- I和模式- II的裂縫邊緣的接觸帶的摩擦系數(shù)來(lái)作為關(guān)鍵參數(shù)。通過(guò)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較，他們發(fā)現(xiàn)，微動(dòng)疲勞裂紋萌生在剪切模式了。 另一方面，在一個(gè)最初磨損的縫隙所觀察到的扭結(jié)暗示從剪切斷裂機(jī)制到開(kāi)放模式轉(zhuǎn)變。一些裂縫力學(xué)為基礎(chǔ)的方法已被用于分析微動(dòng)疲勞裂紋的萌生和發(fā)展，沒(méi)有把它們分開(kāi)，在任何一種開(kāi)放模式或沿指定路徑混合模式的條件。然而，這兩個(gè)裂解過(guò)程中的關(guān)于微動(dòng)疲勞階段參數(shù)研究尚未文獻(xiàn)報(bào)道。與此同時(shí)，一些以關(guān)鍵平面為基礎(chǔ)的方法在沒(méi)有任何斷裂力學(xué)的原理的情況下提出了一些考慮預(yù)測(cè)裂紋萌生壽命的應(yīng)力以在接觸表面裂紋萌生應(yīng)變振幅為基礎(chǔ)。這些關(guān)鍵面為基礎(chǔ)的方法可以得到改善，如果兩個(gè)階段裂紋的萌生和早期生長(zhǎng)的考慮在內(nèi)。這促使現(xiàn)有的研究。 在目前的工作，我們數(shù)學(xué)上模擬了的兩個(gè)階段的開(kāi)裂微動(dòng)疲勞的實(shí)驗(yàn)觀察指導(dǎo)的過(guò)程。首先，對(duì)應(yīng)力場(chǎng)的一個(gè)典型負(fù)荷周期的變化進(jìn)行了分析。摩擦系數(shù)在接觸帶不同的值進(jìn)行檢查，這證明它是相當(dāng)?shù)挠绊懥藨?yīng)力場(chǎng)。然后，一個(gè)表面破剪型裂紋在最高剪應(yīng)力振幅接觸區(qū)的位置被引進(jìn)了。裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子（SIF）有各種計(jì)算裂紋長(zhǎng)度，范圍從25到45左右的接觸面不同裂縫方位角度。它是那么扭結(jié)成手動(dòng)對(duì)最大切向應(yīng)力幅標(biāo)準(zhǔn)為基礎(chǔ)的開(kāi)放式裂紋。這個(gè)參數(shù)的研究表明，裂縫應(yīng)成為休眠狀態(tài)，或切換到一個(gè)開(kāi)放的剪切模式，扭結(jié)傳播后一定距離。這與實(shí)驗(yàn)結(jié)果一致。在塞克申，摩擦接觸，非線性問(wèn)題，制定打擊。它是通過(guò)應(yīng)用解決邊界元（BE）的方法。在第二節(jié)，在裂紋萌生前接觸區(qū)應(yīng)力場(chǎng)分析了各種微動(dòng)疲勞參數(shù)，包括裝載率和摩擦系數(shù)。在塞克申，微動(dòng)疲勞裂紋萌生和早期生長(zhǎng)兩個(gè)階段進(jìn)行了分析 2問(wèn)題公式化 在燕尾聯(lián)合設(shè)計(jì)中一個(gè)主要的擔(dān)心和憂慮，例如，用于連接燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的刀片和磁盤(pán)（圖1a），就是所說(shuō)的微動(dòng)疲勞。當(dāng)循環(huán)加載應(yīng)用，動(dòng)力在連接部位接觸帶之間的（刀片和磁盤(pán)）的作用在正常和切向分量有差異。這兩個(gè)組件的耦合由幾何聯(lián)合確定的方式。然而，這往往是在實(shí)驗(yàn)上用微動(dòng)測(cè)試設(shè)置來(lái)研究，也是在理論上，當(dāng)正交力分量（或正常位移分量）保持不變，而切向分力是多種多樣的（大多數(shù)情況中）。實(shí)用幾何學(xué)中的燕尾結(jié)合也已考慮到一些微動(dòng)疲勞研究。在本研究中，我們考慮到正常和切向荷載的組件是耦合配置，如圖2所示。它更貼切地描述了聯(lián)合的現(xiàn)實(shí)狀況，如圖1b和1a中的一部分所示。此外，此設(shè)置可能很容易像以前的設(shè)置一樣在實(shí)驗(yàn)室里實(shí)現(xiàn)。 圖1，（a）渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)中一個(gè)典型的燕尾榫連接一個(gè)刀片和一個(gè)圓盤(pán)； （b）在（a）中選定的局部區(qū)域 如圖2所示的設(shè)置由兩部分組成：一個(gè)標(biāo)本，和一個(gè)應(yīng)用微動(dòng)負(fù)荷通過(guò)墊試樣組件。在我們的模擬，標(biāo)本和裝載組件采取的是同樣的材料，它是各向同性和線性彈性的。這個(gè)標(biāo)本是受制于沿其底部和右側(cè)的邊界平穩(wěn)滑導(dǎo)剛性壁。裝載組件是遭受了其左邊的邊界正常的牽引，然后它沿著上邊界平穩(wěn)的滑動(dòng)到剛性壁。裝載組件最初通過(guò)一個(gè)圓柱形墊和用平頂面標(biāo)本連接，在沒(méi)有預(yù)應(yīng)力的情況下。由于裝載組件是楔形形狀，所以襯墊和試樣上表面接觸有限區(qū)域，當(dāng)R應(yīng)用時(shí)。否則它的結(jié)構(gòu)將遠(yuǎn)離牽引力。邊界條件和其他細(xì)節(jié)都顯示在圖2示意。加載方向，可能需要進(jìn)行調(diào)整負(fù)荷之間的組件和標(biāo)本的密封性，其中分別緊密代表刀片的零件和燕尾磁盤(pán)中的一個(gè)關(guān)節(jié)。 當(dāng)機(jī)構(gòu)（圖2）承受疲勞載荷，即循環(huán)R，一個(gè)裂紋可能集中在標(biāo)本的接觸表面。裂紋可能會(huì)裂開(kāi)，閉合，或者局部處于這兩者之間的循環(huán)載荷。它的密封性取決于強(qiáng)加在墊和標(biāo)本之間的封閉裂紋的相對(duì)平面。接觸面之間切向作用力是以庫(kù)侖型摩擦定律為模型的， , （1） 其中，和p分別為摩擦力切向與法向的分力，f是摩擦系數(shù)，接觸表面間單位時(shí)間內(nèi)相對(duì)位移的變化，是它的大小。牽引力的分力，和p是根據(jù)標(biāo)本來(lái)定義的。 圖2，模擬了精密配合下的微動(dòng)疲勞的一種裝置。這個(gè)鑲嵌件展示了一個(gè)圓柱墊的載荷分量 和一個(gè)裂紋可能被引發(fā)并在接觸的后緣增長(zhǎng)。它的大小由一個(gè)特定的長(zhǎng)度尺寸L決定。 因?yàn)椴牧鲜蔷哂芯€性彈性的材料（各向同性），這個(gè)相對(duì)于邊界點(diǎn)的位移可以表示成加權(quán)位移的積分和沿著邊界線與裂紋的摩擦力。它是為了交換標(biāo)本上的載荷分量，他們分別為; （2） （3） 其中分別為載荷分量和標(biāo)本的界限，是裂紋的一面，u為位移，p是摩擦力，w是裂紋裂開(kāi)的寬度，和是位移和摩擦力的各向同性彈性的基本解式。為了解決構(gòu)想在單域內(nèi)的裂紋問(wèn)題，下面的對(duì)摩擦力的分析需要應(yīng)用積分方程。 （4） 其中是和的組合導(dǎo)數(shù)，公式（1）中也有，以上的公式（2）—(4)可以建立一個(gè)有效而準(zhǔn)確的伯努利方程在數(shù)學(xué)上解決上面提到的非線性邊界值問(wèn)題。這指的是[1]適用于數(shù)值模擬技術(shù)的一般細(xì)節(jié),[2-4]適用于詳細(xì)處理摩擦接觸和裂紋的非線性問(wèn)題。因此，依靠迭代方案解決目前的非線性問(wèn)題是必要的。 3接觸應(yīng)力分析 在下面的模擬中，我們?cè)O(shè)置了加載方向b = 30_，圓柱半徑墊? = 10升，其他如圖所示的幾何參數(shù)。 2，其中L是一個(gè)長(zhǎng)度尺度來(lái)規(guī)范的所有的長(zhǎng)度尺寸。在B或在R變化的對(duì)幅度有重大影響，但對(duì)接觸區(qū)的應(yīng)力場(chǎng)特征影響不大。楊氏模量E是用來(lái)規(guī)范所有壓力維度的。Poison的比率米??被設(shè)定為0.3。我們我們采用了一種自適應(yīng)網(wǎng)格與濃度元素及周邊地區(qū)的接觸區(qū)相符合。以下解決方案受到了所有與網(wǎng)格細(xì)化收斂檢查。最后網(wǎng)就是這樣，當(dāng)網(wǎng)密度增加一倍，位移相對(duì)變化小于0.1％。 第一次模擬運(yùn)行系統(tǒng)被加載單調(diào)到R = 0.005E，然后卸載完全。在接觸區(qū)摩擦系數(shù)F = 0.3。應(yīng)力沿試樣接觸面被記錄下高峰負(fù)荷和三個(gè)中間裝卸水平。結(jié)果被繪制在三維圖3a中。在圖3a中，該系統(tǒng)是受制于高峰負(fù)荷。受切引力組件sxy變化表明，接觸區(qū)是完整的下滑狀態(tài)，也就是在總滑移條件下。正切力組件Rx是具拉伸的和集中在接觸后緣，但壓（不集中）在接觸前沿。圖3B - D顯示卸載后的應(yīng)力狀態(tài)。在卸貨過(guò)程中，壓力，即正常牽引組件Ry的跌幅。反相滑移發(fā)生在在棍子區(qū)域內(nèi)雙方的接觸邊緣。棒子區(qū)逐漸減弱至消退。正切應(yīng)力組件RX在接觸后緣（在高峰負(fù)荷時(shí)拉伸）迅速變成壓縮。然而，在接觸前沿（在高峰負(fù)荷壓縮）切向應(yīng)力分量變成緊張，呈現(xiàn)出輕微的濃度，并最終消退。這些數(shù)字顯示在裂紋萌生前載荷循環(huán)期間接觸應(yīng)力變化的特點(diǎn)的一個(gè)模擬燕尾結(jié)合的，以及準(zhǔn)確的數(shù)值解周期裝置中。 為了解摩擦的作用，另一個(gè)模擬與上述參數(shù)相同除了接觸帶中的摩擦系數(shù)更改為0.7。該系統(tǒng)單調(diào)的裝載貨物至高峰負(fù)荷，然后卸載到一半，即載荷比R = 0.5。應(yīng)力沿接觸面至最大負(fù)荷，最終卸載點(diǎn)繪制在圖4a和b中。相較于以前的情況下，較小的接觸區(qū)有較低接觸壓力Ry，較高的剪切牽引組件sxy，以及較高的切線（拉伸）應(yīng)力RX集中在接觸后緣地帶經(jīng)實(shí)驗(yàn)得出在接觸帶中有較高價(jià)值的摩擦系數(shù)f。然而，它似乎有些變化在沿接觸表面應(yīng)力分布的定性特征。 圖3,在摩擦系數(shù)的情況下,分別當(dāng)（a）（最大負(fù)載）；（b）（空載）（c）；（d）時(shí)，沿著接觸表面的應(yīng)力分量的變化情況。 圖4，當(dāng)摩擦系數(shù)的情況下，分別當(dāng)（a）（最大負(fù)載）和（b）（空載）時(shí)，沿著接觸表面的應(yīng)力分量的變化情況。 為了準(zhǔn)備兩個(gè)階段裂紋擴(kuò)展下一步分析，應(yīng)力振幅用裝載比R = 0.5來(lái)審查和摩擦系數(shù)f = 0.3和0.7。最大常應(yīng)力幅值，最大剪應(yīng)力幅，及最大剪應(yīng)力沿接觸面角度的變化幅度都分別繪制在圖5，6a和b。其最大正常應(yīng)力幅角等于最大剪應(yīng)力幅加45度角。首先，可以看出接觸后緣的經(jīng)歷著比接觸前沿更嚴(yán)重的疲勞載荷。因此，裂縫分析下一步將側(cè)重于前者。它也看到，有兩個(gè)最大正應(yīng)力振幅峰。在接觸邊緣高峰負(fù)荷存在一個(gè)更高的峰值，并在卸載（高峰負(fù)荷的一半）后的反滑帶鐘存在一個(gè)較低的。在反滑帶只有一個(gè)最大剪應(yīng)力振幅峰值。最重要的是，它表明，常最大應(yīng)力和最大剪應(yīng)力幅值都表現(xiàn)出更高規(guī)模，接觸區(qū)內(nèi)更高梯度及更高價(jià)值的摩擦系數(shù)。因此，合成應(yīng)力場(chǎng)在腐蝕疲勞期間會(huì)越來(lái)越對(duì)微動(dòng)裂紋萌生有害當(dāng)摩擦系數(shù)的規(guī)模增強(qiáng)（由于表面粗糙）。此外，最大剪應(yīng)力幅角變化約5至45從反粘滑邊界位置到高峰負(fù)荷接觸的邊緣。 圖5，當(dāng)摩擦系數(shù)和時(shí)，沿著接觸表面的最大的標(biāo)準(zhǔn)應(yīng)力幅值的變化情況。 圖6，（ a）摩擦系數(shù)和時(shí)，沿著接觸表面的最大的標(biāo)準(zhǔn)應(yīng)力幅值的變化情況； （b）當(dāng)摩擦系數(shù)和時(shí)，沿著接觸表面的同位角的變化情況。 4裂紋分析 在一節(jié)中，我們考察了兩個(gè)階段微動(dòng)疲勞裂紋擴(kuò)展在燕尾關(guān)節(jié)樣的配置的過(guò)程，如圖2所示。摩擦系數(shù)在接觸區(qū)等于0.7和負(fù)載率等于0.5那是在上一節(jié)開(kāi)裂已經(jīng)研究過(guò)。分析裂紋，表面裂痕引入到標(biāo)本最高剪應(yīng)力幅位置，并在25?45左右的接觸面。這個(gè)角度范圍是因?yàn)轱w機(jī)，可觀的剪應(yīng)力幅已被實(shí)驗(yàn)出，如圖6所示。值得重視的剪應(yīng)力幅也已發(fā)現(xiàn)5至25角度。然而，在這個(gè)角度范圍內(nèi)，初始裂紋始終為已檢驗(yàn)的裂紋長(zhǎng)度范圍內(nèi)封閉。因此，它沒(méi)有考慮到下面的議論。初始裂紋的位置是固定在最高剪應(yīng)力幅位置，因?yàn)橥ㄟ^(guò)對(duì)初始裂紋的位置大量的模擬得出裂紋行為被認(rèn)為是敏感的位置。為了簡(jiǎn)單起見(jiàn)，裂紋表面被認(rèn)為是光滑的。裂紋表面摩擦被認(rèn)為是只能在數(shù)量上改變。裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子在最大和最小負(fù)載的情況下可以被計(jì)算出各種裂縫長(zhǎng)度。在最低負(fù)載瞬間，裂紋全部關(guān)閉。在高峰負(fù)荷瞬間，裂紋是關(guān)閉所有的長(zhǎng)度如果25的角度。當(dāng)角大于25度，在小的裂縫長(zhǎng)度開(kāi)放，但在較長(zhǎng)的長(zhǎng)度封閉。該平均價(jià)格的變動(dòng)和循環(huán)模式—II的應(yīng)力強(qiáng)度因子沿裂紋路徑幅度被繪制在圖 7中。同時(shí)，模型 I應(yīng)力強(qiáng)度因子與裂紋長(zhǎng)度在高峰負(fù)荷變化圖被繪制于圖8中。 圖7的平均模式—II顯示應(yīng)力強(qiáng)度因子隨裂紋長(zhǎng)度增加。內(nèi)裂紋角由25至45是不敏感的范圍。另一方面，模式—II的SIF的幅度明顯變化當(dāng)角達(dá)40。當(dāng)裂紋角度大于40（小于45）的差異變得微不足道。在所有這些情況下，模式—II SIF的幅度先增加后裂紋的長(zhǎng)度減小。這意味著達(dá)到一定長(zhǎng)度后將破解，如果該進(jìn)程是只有這個(gè)參數(shù)控制?；蛘?，它會(huì)切換到開(kāi)放模式，或任何混合模式，它們可以提供持續(xù)增長(zhǎng)的支持。在圖7和8中曲線的尖銳扭結(jié)符合裂縫在高峰負(fù)荷增長(zhǎng)最初打開(kāi)能足夠增長(zhǎng)和轉(zhuǎn)變成在一個(gè)負(fù)荷周期完全封閉裂縫。圖8中清楚明白的告訴我們常態(tài)裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子變?yōu)榱恪ＤＪ健狪的歷史證明模式—I的幅度足以與模式—IISIF相比較。在模式轉(zhuǎn)型過(guò)程中它有可能在初始剪切裂紋擴(kuò)展提供援助。 圖7在模式II SIF下，（a）裂紋長(zhǎng)度在不同的裂紋角的平均值的變化情況； （b）裂紋長(zhǎng)度在不同的裂紋角的振幅的變化情況。 圖8，裂紋長(zhǎng)度在最大負(fù)載的情況下，不同裂紋角在模式—I SIF的變化情況。 圖9（a）在不同的一階裂紋長(zhǎng)度下的二階彎折裂紋的路徑；（b）模式—I SIF路徑上的振幅。 另一個(gè)模擬實(shí)驗(yàn)設(shè)置在當(dāng)初始剪裂縫根據(jù)最大切向應(yīng)力準(zhǔn)則被迫轉(zhuǎn)入到不同深度開(kāi)放式裂紋。然后，裂紋被允許在開(kāi)放模式增長(zhǎng)成同樣的標(biāo)準(zhǔn)。請(qǐng)注意，在振幅方面是按照SIF標(biāo)準(zhǔn)來(lái)應(yīng)用的，即沿裂縫傳播沿著模式—I SIF最大幅值和零度模擬—II SIF的幅度的方向。然而，模式- IISIF本身可能是非0度的。例如，圖9A顯示了兩階段裂縫軌跡的各種扭曲深度。第一階段裂縫傾向于在35度時(shí)。與此同時(shí)，圖9B顯示是模式二沿著裂縫的應(yīng)力強(qiáng)度因子幅度軌跡?？梢钥闯觯芽p，在任何情況下，在接觸面的方向從73扭結(jié)。這是拉應(yīng)力幅度最大批量的方向。此外，模式- I SIF的振幅模式對(duì)扭結(jié)深度是不敏感的，它似乎是所有這些不同的扭結(jié)深度的主曲線。沿著這條主曲線，模式一SIF幅值先增加后裂紋長(zhǎng)度減小，裂紋的長(zhǎng)度。這顯示了在一個(gè)區(qū)域內(nèi)其早期裂紋增長(zhǎng)的過(guò)渡是接觸應(yīng)力占主導(dǎo)地位所在地區(qū)對(duì)他的影響削弱了。最后，它清楚地表明，彎折過(guò)程只在第一個(gè)階段剪裂縫已發(fā)展到一定的深度。以上力學(xué)中兩個(gè)階段的微動(dòng)疲勞裂紋擴(kuò)展的討論應(yīng)分析定性不變的加載方向b或墊半徑與力學(xué)，因此按照在參數(shù)方面做一些詳細(xì)的參數(shù)研究是不必要的。當(dāng)然，他們是在實(shí)際設(shè)計(jì)中是很重要的。 總之，第一階段的剪切裂縫啟動(dòng)后，經(jīng)歷了在一個(gè)遞減驅(qū)動(dòng)力下的增長(zhǎng)。在的模式-II的裂紋增長(zhǎng)的驅(qū)動(dòng)力變得無(wú)效之前，如果在過(guò)渡過(guò)程中提供足夠的驅(qū)動(dòng)力，裂紋將切換到一個(gè)開(kāi)放模式。我們現(xiàn)在研究所顯示出來(lái)的的早期的微動(dòng)疲勞的裂紋增長(zhǎng)的二階力學(xué)過(guò)程與以前所廣泛引用的以前實(shí)驗(yàn)觀察的結(jié)果是相一致的。它可能將范圍拓展到渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)上的燕尾榫上早期的微動(dòng)疲勞裂紋增長(zhǎng)，同時(shí)考慮到在配合實(shí)際幾何和載荷條件下的模型/預(yù)測(cè)。 5結(jié)語(yǔ) 我們用數(shù)值計(jì)算，分析了微動(dòng)疲勞下的二階斷裂的過(guò)程。首先,對(duì)一個(gè)鳩尾榫連接類(lèi)的裝置接觸應(yīng)力場(chǎng)進(jìn)行了微動(dòng)疲勞各種參數(shù)的分析，包括疲勞載荷率和接觸區(qū)的摩擦系數(shù)。例如,在載荷比是0.5的情況下，最大切應(yīng)力振幅被證明是可以發(fā)生在滑粘邊界附近的瞬間和在最小載荷和尾緣的接觸區(qū)負(fù)荷高峰的瞬間。相應(yīng)的角度如下，相應(yīng)的飛機(jī)到達(dá)最大切應(yīng)力振幅的情況下,范圍從5度到45度的接觸表面。兩個(gè)最大的標(biāo)準(zhǔn)和最大切應(yīng)力振幅都集中在開(kāi)頭和結(jié)尾的聯(lián)系—更嚴(yán)重的邊緣在后者的位置。 然后,一個(gè)裂縫被介紹給標(biāo)本最高切應(yīng)力所在地之振幅。計(jì)算了裂紋尖端應(yīng)力場(chǎng)突變型多模光纖為各種各樣的裂紋取向角、不同的長(zhǎng)度。結(jié)果表明:突變型多模光纖振幅二期先增大后減小,隨著裂紋長(zhǎng)度,同時(shí)意味著值增加。這表明,第一期的裂縫被逮捕,或者保持較快增長(zhǎng)通過(guò)切換到開(kāi)放的模式。因此,一個(gè)初始剪切裂縫是故意氣氣在不同深度手動(dòng)。沿裂紋路徑后,一期彎折期貨振幅被證明是可以提高最初但減少以后的學(xué)習(xí)。這意味著,第一期角剪切裂縫遲早會(huì)成為休眠/被捕狀態(tài),或轉(zhuǎn)換最初模式中保證其疲勞增長(zhǎng)能持續(xù)下去。所有這些數(shù)值計(jì)算與以往的實(shí)驗(yàn)定性觀察結(jié)果非常吻合。 參考文獻(xiàn) [1] Brebbia CA, Telles JCF, Wrobel LC. Boundary element techniques: theory and applications in engineering. Springer-Verlag; 1984. [2] Chan KS, Lee YD, Davidson DL, Hudak Jr SJ. A fracture-mechanics approach to high cycle fretting fatigue based on the worst case fret concept: I. Model development. Int J Fracture 2001;112:299–330. [3] Chan KS, Davidson DL, Owen TE, Lee YD, Hudak Jr SJ. A fracture-mechanics approach to high cycle fretting fatigue based on the worst case fret concept: II. Experimental evaluation. Int J Fracture 2001;112:331–53. [4] Endo K, Goto H. Initiation and propagation of fretting-fatigue cracks. Wear 1976;38:311–24. [5] Fellows LJ, Nowell D, Hills DA. On the initiation of fretting-fatigue cracks. Wear 1997;205:120–9. [6] Giannakopoulos AE, Lindley TC, Suresh S. Aspects of equivalence between contact mechanics and fracture mechanics: theoretical connections and life-prediction methodology for fretting-fatigue. Acta Mater 1998;46:2955–68. [7] Giannakopoulos AE, Venkatesh TA, Lindley TC, Suresh S. The role of adhesion in contact fatigue. Acta Mater 1999;47:4653–64. [8] Juuma T. Torsional fretting-fatigue strength of a shrink-fitted shaft. Wear 1999;231:310–8. [9] Kondo Y, Bodai M. The fretting-fatigue limit based on local stress at the contact edge. Fatigue Fract Engng M 2001;24:791–801. [10] Lamacq V, Dubourg MC. Modeling of initial fatigue crack growth and crack branching under fretting conditions. Fatigue Fract Engng M 1999;22:535–42. [11] Lykins CD, Mall S, Jain VK. A shear stress-based parameter for fretting-fatigue crack initiation. Fatigue Fract Engng M 2001;24:461–73. [12] Lykins CD, Mall S, Jain VK. Combined experimental-numerical investigation of fretting crack initiation. Int J Fatigue 2001;23:703–11. [13] Mugadu A, Hills DA. A generalised stress intensity approach to characterising the process zone in complete fretting contacts. Int J Solids Struct 2002;39:1327–35. [14] Mutoh Y, Xu JQ. Fracture-mechanics approach to fretting fatigue and problems to be solved. Tribol Int 2003;36:99–107. [15] Nix KJ, Lindley TC. The application of fracture mechanics to fretting fatigue. Fatigue Fract Engng M 1985;8:143–60. [16] Nowell D, Hills DA. Mechanics of fretting-fatigue tests. Int J Mech Sci 1987;29:355–65. [17] Rape JA, Neu RW. Influence of contact configuration in fretting-fatigue testing. Wear 1999;225–229:1205–12. [18] Ruiz C, Boddington PHB, Chen KC. An investigation of fatigue and fretting in a dovetail joint. Exp Mech 1984;24:208–17. [19] Sato K, Fujii H, Kodama S. Crack propagation behavior in fretting fatigue. Wear 1986;107:245–62. [20] Sinclair GB, Cormier NG. Contact stresses in dovetail attachments, physical modeling. J Engng Gas Turb Power 2002;124:325–31. [21] Swalla DR, Neu RW. Influence of coefficient of friction on fretting-fatigue crack nucleation prediction. Tribol Int 2001;34:493–503. [22] Szolwinski Matthew P, Farris Thomas N. Mechanics of fretting-fatigue crack formulation. Wear 1996;198:93–107. [23] Waterhouse RB, Taylor DE. The initiation of fatigue cracks in a 0.7% carbon steel by fretting. Wear 1971;17:139–47. [24] Yang B, Ravi-Chandar K. A single-domain dual-boundary-element formulation incorporating a cohesive zone model for elastostatic cracks. Int J Fracture 1998;93:115–44. [25] Yang B, Mall S. On crack initiation mechanisms in fretting fatigue. ASME J Appl Mech 2001;68:76–80