陈勃
- 作品数：31 被引量：173H指数：9
- 供职机构：中航工业北京航空材料研究院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家教育部博士点基金福建省高等学校新世纪优秀人才支持计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术金属学及工艺理学一般工业技术更多>>
- 薄壁结构剩余强度预测方法研究进展被引量：2
- 2015年
- 综述了目前比较重要的薄壁结构剩余强度预测方法,介绍了采用应力强度因子、裂纹尖端张开位移δCTOD、裂纹尖端张开角度ψCTOA、内聚力模型参数、能量耗散、临界拉伸应力以及GTN损伤模型等方法预测剩余强度的详细过程,并比较了各种方法在预测薄壁结构剩余强度时的优缺点。此外对整体结构和非整体结构在预测时的一些细节问题也进行了分析,包括多位置损伤、裂纹偏移和分叉、焊接残余应力和强度适配以及粘接结构的问题等。
- 赵延广刘建中胡本润陈勃郭翔
- 关键词：薄壁结构
- 腐蚀环境下疲劳分析的DFR方法研究被引量：12
- 2004年
- 将腐蚀对结构件疲劳寿命的影响当量转化为对细节疲劳额定值DFR的影响 ,建立了腐蚀条件下疲劳分析的DFR方法 .通过对标准S N曲线方程的变换 ,得到了DFR的腐蚀当量折算系数与腐蚀对疲劳寿命的影响系数之间的关系 ,并研究了其中的参数对当量折算系数的精度的影响 ,从而给出了由疲劳试验确定当量折算系数的方法 .基于地面停放预腐蚀和空中飞行腐蚀疲劳对疲劳寿命的影响相互独立的假设 ,得出了当量折算系数对预腐蚀和腐蚀疲劳的分解方法 .
- 张建宇鲍蕊陈勃费斌军
- 关键词：DFR
- 航空铝合金系列材料裂纹扩展性能的温度效应被引量：9
- 2017年
- 高低温裂纹扩展性能是航空金属结构损伤容限设计的前提,为此,试验测定了3种系列的6种航空铝合金材料(2024-T351、2397-T8、6061-T651、7050-T7451、7050-T7452和7475-T761)在5种温度环境(-70、-54、25、125和150℃)下的裂纹扩展性能,观测了试验现象,并进行了性能对比分析和疲劳断口扫描电子显微镜(SEM)分析,研究了温度对航空铝合金材料裂纹扩展性能的影响机制,获得了具有工程参考价值的结果与结论:与25℃相比,低温下裂纹扩展阻力系数的对数值降低7%~15%,而高温下却增大5%~23%;低温下裂纹扩展指数增大7%~21%,而高温下却减少5%~34%;氢脆效应和高温氧化作用是导致裂纹扩展速率随温度升高而加快的主要原因。
- 李矿熊峻江马少俊陈勃
- 关键词：铝合金温度
- 基于小裂纹的2024-T3铝合金中心孔试样疲劳寿命预测被引量：2
- 2009年
- 对2024-T3铝合金板材中心孔试样进行了疲劳裂纹扩展行为及寿命预测的理论和试验研究。采用疲劳条带与显微镜观测相结合的办法获得试样在块谱作用下孔边自然萌生裂纹扩展的a-N数据,并通过对断口的SEM观察获取试样的初始缺陷形状。利用基于裂纹闭合的小裂纹扩展分析程序FASTRAN3.9对试样a-N数据进行反推,建立了描述孔边裂纹细节原始疲劳质量的当量初始缺陷尺寸(EIFS)分布。以该分布为基础,采用FASTRAN3.9对试样进行了恒幅载荷下试样的中值疲劳S-N曲线的预测,预测结果与试验验证结果吻合较好。
- 陈勃刘建中胡本润
- 关键词：疲劳寿命预测
- 喷丸强化7475-T7351铝合金的小裂纹行为和寿命预测被引量：19
- 2010年
- 对7475-T7351铝合金进行了喷丸强化和未喷丸(机械加工后抛光)单边缺口拉伸(SENT)试样的小裂纹扩展行为试验研究,利用权函数法(WFM)和叠加原理分析计算了三维表面小裂纹在外加载荷和残余应力场联合作用下的应力强度因子(SIF),并将其加入到基于裂纹闭合的小裂纹扩展分析程序FASTRAN3.9中,采用该程序预测了均布外载荷σmax=160MPa、R=0.06下,喷丸强化和未喷丸SENT试样自然萌生裂纹扩展的a-N曲线。研究发现喷丸强化残余压应力对疲劳小裂纹扩展速率的降低是疲劳寿命延长最主要的原因,采用基于裂纹闭合的小裂纹扩展分析方法能够较好地定量描述喷丸强化的疲劳延寿作用。
- 陈勃高玉魁吴学仁马少俊
- 关键词：喷丸残余应力应力强度因子疲劳寿命预测
- 飞机结构耐久性/损伤容限综合设计与分析方法
- 该文在现有设计分析方法基础上提出的耐久性/损伤容限综合设计与分析方法.作者研究了现有的耐久性和损伤容限分析的各种方法,在前人研究成果的基础上,主要进行了三方面的研究工作:(1)提出了耐久性/损伤容限综合设计的设计概念、设...
- 陈勃
- 关键词：耐久性损伤容限优化设计经济寿命
- 文献传递
- 飞机结构耐久性/损伤容限综合设计与分析被引量：10
- 2004年
- 飞机结构单独采用耐久性设计或者单独采用损伤容限设计都会影响飞机结构的最优化设计 .针对此问题 ,在现有的飞机结构耐久性和损伤容限分析方法基础上提出了飞机结构耐久性 /损伤容限综合设计与分析方法并建立了分析流程图 .在保证结构安全和经济维修的前题下 ,提出了以飞机结构重量和检修一体化作为飞机结构优化设计的指标 .该方法可用于新研飞机的设计和现役飞机寿命的可靠性评定分析 。
- 陈勃鲍蕊张建宇费斌军
- 关键词：可靠性耐久性设计损伤容限设计
- 合金钢室、高温高周疲劳性能的研究被引量：3
- 2017年
- 根据轴向力控制疲劳试验方法,在室温、538、600℃下,对合金钢进行了高周疲劳性能试验,给出了S-N曲线,并对疲劳断口的形貌进行观察,研究了温度对高周疲劳性能的影响。结果表明:随温度的升高,材料的拉伸强度降低;相同应力水平下,材料的高周疲劳寿命随温度的升高而下降;随温度的升高,材料氧化严重,疲劳条带特征变浅,材料塑性变形较大。
- 高倩倩胡本润陈勃赵延广郭翔
- 关键词：高周疲劳温度疲劳断口
- 飞机结构耐久性/损伤容限综合分析模型被引量：14
- 2004年
- 以现有的耐久性分析模型和损伤容限分析模型为基础,综合研究裂纹萌生和扩展的全过程,建立了飞机结构耐久性/损伤容限综合分析模型,并且通过一个具体的算例证明了模型的可行性。该模型兼顾了结构的寿命、安全以及检修一体化的要求,可用于对飞机结构进行综合设计与分析。
- 陈勃鲍蕊张建宇费斌军
- 关键词：飞机结构耐久性损伤容限分析模型
- 氩弧焊接接头疲劳寿命预测被引量：6
- 2005年
- 对TA15钛合金板材进行氩弧焊对接焊后,加工成光滑疲劳试件进行R=0.5,0.06的高周疲劳SN曲线测试。试验后对试样断口进行扫描电镜(SEM)分析发现,疲劳源大多位于焊接区域的气孔或夹杂等焊接缺陷处。以焊接处微观结构缺陷尺寸作为初始裂纹尺寸,采用基于裂纹闭合的全寿命预测模型,以焊接区域不同位置的长裂纹扩展速率曲线作为基线,利用J.C.Newman的FASTRANII软件对焊接接头试件的疲劳寿命进行预测,发现采用焊缝边缘处的长裂纹扩展曲线预测结果与试验结果吻合较好。
- 胡本润陈勃王利发刘建中吴学仁范金娟
- 关键词：焊接接头疲劳寿命预测裂纹扩展速率钛合金板材高周疲劳
