Materials Science and Engineering A 527 (2010) 5962–5968
Contents lists available at ScienceDirect
Materials Science and Engineering
A
j o u r n a l h o m e p a g e :w w w.e l s e v i e r.c o m /l o c a t e /m s e
a
Prediction of fatigue crack growth and residual stress relaxations in shot-peened material
Jinxiang Liu a ,?,Huang Yuan b ,Ridong Liao a
a School of Mechanical Engineering,Beijing Institute of Technology,Beijing 100081,China
b
Department of Mechanical Engineering,University of Wuppertal,Wuppertal 42103,Germany
a r t i c l e i n f o Article history:
Received 16March 2010
Received in revised form 25May 2010Accepted 26May 2010
Keywords:Shot peening
Fatigue crack growth Cohesive zone model Finite element method
a b s t r a c t
The fatigue crack growth,incorporating effects of shot peening,is investigated using two-dimensional ?nite element analysis.The cohesive zone model,which takes into account the damage evolution under cyclic load,is adopted in the ?nite element analysis to simulate the potential fracture surfaces.The effects of shot peening on the fatigue crack growth and the relaxation of residual stress under cyclic load are studied.It is shown that the residual stress retards the fatigue crack propagation and the retardation effect depends not only on the shot peening intensity but also on the cyclic load amplitude.The residual stress relaxes nonlinearly as the load cycles increase.
? 2010 Elsevier B.V. All rights reserved.
1.Introduction
Fatigue life is an important speci?cation in the design of com-ponents subject to constant or variable amplitude loads.The basic mechanism of a fatigue failure is that a slowly spreading crack extends with each cycle of the applied mechanical load.Practi-cally tensile stress is responsible for nucleating and propagating the crack across a certain component,while a compressive stress will only close the crack and cause no damage [1].One effective way to extend the fatigue life of components is to reduce or elimi-nate the tensile stresses by inducing a constant compressive stress in the surface of the components.Shot peening is widely used as a method to create such compressive stress ?eld in the surface layers of machine parts [2].Shot impacts result in local plastic deforma-tions on the surface.Since the plastically stretched surface layer tends to expand and the adjacent elastically responding material in vicinity and below the impact location restrains the expansion,a compressive residual stress ?eld is formed in the near surface lay-ers [3].Compressive residual stress close to the surface of material may prolong fatigue life by decelerating the initiation and growth phases of the fatigue process [4–7].
In damage tolerant design the durability of the fatigue crack growth is a major concern.The process of shot peening affects the initiation of small cracks and the growth of cracks near surfaces.Because the compressive residual stress layer is very thin it is very
?Corresponding author.Fax:+861068913041.E-mail address:liujx@https://www.doczj.com/doc/2e10944667.html, (J.Liu).
challenging to experimentally quantify the interaction between the residual stress ?eld and the fatigue crack development.Even in conventional FEM computations the effects of the residual stresses cannot be considered.On the other hand,the quantitative relation between the residual stress state and the crack growth is of great signi?cance in component design optimization.
In this paper,the cohesive zone model (CZM)is used to simulate the crack growth of shot-peened specimens.The parameters of CZM are identi?ed using Paris’law in common cracked specimens and are directly applied to 2D shot-peened specimens.Fatigue crack growth and residual stress relaxation of shot-peened specimens have been studied for different load amplitudes and different shot peening intensities.The main purpose of the study is to examine the role of residual stress on fatigue crack initiation and growth.2.Cohesive zone model and parameter identi?cation
During crack propagation,a fracture process zone exists in front of the crack tip where micro-voids initiate,grow,and ?nally coa-lesce with the main crack.In the fracture process zone,material degradation is obvious.The conventional elastic–plastic consti-tutive relation used in bulk material is not suitable for the local material degraded region.To consider the material degradation in the fracture process zone,one simple way is to use the cohesive zone model.
The fundamental idea behind the cohesive zone model can be traced back to the strip yield models of Dugdale [8]and Baren-blatt [9].In this way,the unrealistic continuum mechanics stress singularity at the crack tip could be avoided.Contrary to the
0921-5093/$–see front matter ? 2010 Elsevier B.V. All rights reserved.doi:10.1016/j.msea.2010.05.080
J.Liu et al./Materials Science and Engineering A 527 (2010) 5962–59685963
standard concept in continuum mechanics,the cohesive zone model allows for a displacement jump inside material and for the separation of material surfaces which ?nally leads to the failure of the material.No continuum elements are involved in the cohe-sive zone.Cohesive interfaces or elements are de?ned between the continuum elements instead,which open when damage occurs and loose their stiffness at failure so that the continuum elements are disconnected.
In a cohesive zone model,the fracture process zone is treated with its own constitutive relationship in form of the traction–separation law (TSL).Since the cohesive zone model is a phenomenological model there is no direct evidence for formu-lation of the traction–separation law.The fracture behavior of a cracked specimen is mainly determined by the energy release rate and the effect of the TSL form is secondary.We take the popular law suggested by Needleman [10]as
T n = max e
??0
exp
?
??0
,(1)
where T n and ?are the normal traction and normal separation,respectively.The model parameters are the cohesive strength, max ,and the cohesive length,?0,i.e.where the traction reaches a peak value, max .Under monotonic load conditions max and ?0are supposed to be material parameters.The area under the T n –?curve is called the separation energy, ,which is de?ned as
=
∞
T n d ?= max ?0e.(2)
The cohesive zone model has been extensively used for anal-ysis of fracture under monotonic load cases [10–14].The results seem to con?rm the cohesive zone model,even though the present applications of cohesive models are still far away from practical engineering employment in structural integrity assessments [15].
The application of cohesive zone model for fatigue cracking is,however,still at initial stage.The general treatments of the cohesive zone model for fatigue analysis is to introduce additional parame-ters to describe the degradation of material.The main dif?culty is constructing a realistic damage evolution equation for the damage variable.
In the model suggested by Siegmund et al.[16,17]a damage variable,D ,is introduced for cyclic load and is described by D =
| ?|
?
T n
max ? f max ,0
H (?C ??0),
(3)
where D is the damage increment, ?is the separation incre-ment,?C is the accumulated separation,H stands for Heaviside
function.Two additional parameters are introduced in the dam-age evolution Eq.(3):the cohesive endurance limit, f ,and the accumulated cohesive length,? .Because the material damage is irreversible,the damage increment should not be less than zero.The incremental damage, D ,is proportional to the normalized incre-mental separation,| ?|/? ,and weighted by a measure of current traction reduced by the endurance limit.The current value of the damage,D ,is then used to calculate the current cohesive strength, max ,as
max =(1?D ) max ,0.
(4)
In the above equation max,0denotes the initial cohesive strength.Obviously,the cohesive strength decreases with the dam-age indicator,D ,which represents the material degradation.The TSL,taking into account the damage accumulation under cyclic load,is given by substituting the current cohesive strength, max ,into Eq.(1).
The de?nition of unloading/reloading path is indispensable for cyclic cohesive zone model.The unloading/reloading path in
the
Fig.1.The traction–separation relationship for the cohesive zone model under sim-ple and cyclic load condition.
present investigation follows a linear relationship with a slope equal to that of the current traction–separation curve at zero sep-aration.The value of current unloading/reloading stiffness is given by k n =
max e
?0
.(5)
The traction and separation relationships for monotonic and cyclic loads are depicted in Fig.1.Since max decreases with cycling,k n is not a constant even within one loading step.
The cohesive zone model presented above has been imple-mented into the commercial ?nite element code ABAQUS [18]via the interface UINTER.For the mode I problems the crack propa-gates along the symmetric plane where the cohesive zone can be assumed.The cohesive model with the modi?cation for fatigue is used in the computations for 2D crack growth.
In the cyclic cohesive zone model,there are four parameters,i.e.the initial cohesive strength max,0,the cohesive length ?0,the cohesive endurance limit f and the accumulated cohesive length ? .In general,the ?rst two parameters are determined by the fracture energy under monotonic load condition [13,14].For sim-pli?cation,in this study they are assumed to be material parameters and constant through the whole specimen.The small variations due to constraint effects are neglected [19].
The void growth and nucleation process,which is the physical phenomenon behind the cohesive zone model,in the specimens under nominal plane strain condition,a rather highly constrained state,are generally characterized by values of max,0between 3and 4times of material yield stress y [20].For thin sheet,a plane stress case,the cohesive strength max,0at the crack tip is approximately 2 y [21,13].Based on previous studies,the value of the cohesive strength max,0is taken to be 3 y for all computa-tions.
For the crack initiation under small scale yielding,the mode I cohesive energy can be identi?ed with the value of the J -integral
at crack initiation, =J IC .With J IC =(1? 2)K 2IC
/E and Eq.(2),the value of cohesive length ?0is determined.For Inconel 718alloy
[22],taking the crack initiation value of K IC =120MPa √
m and yield stress value of y =710MPa under room temperature,the cohesive strength max,0and cohesive length ?0are 2130MPa and 0.0055mm,respectively.
To understand the interactions between crack growth and f as well as ? ,we have conducted several 2D simulations on compact tension specimens,which is in the square geometry of size 250mm with an initial crack of 100mm.For the mode I problem,the crack is constrained to grow along the symmetrical plane of the specimen.Due to symmetry,only half of the specimen has to be modeled.The constitutive relation governing the deformation behavior of
5964J.Liu et al./Materials Science and Engineering A
527 (2010) 5962–5968
Fig.2.The crack growth versus load cycles under different load conditions K ,i.e.
20.6MPa √
m,24.8MPa √m,28.9MPa √m and 41.3MPa √m.The cohesive endurance limit f and accumulated cohesive length ? are 0.25 max,0and 4?0,respectively.
the bulk material is the elastic–plastic constitutive relation using the Mises yield criterion.
Crack growth in the 2D specimen versus load cycles is shown in Fig.2under stress controlled loading condition with loading ratio R =0.The stress intensity factor range K is used to serve as an indi-cator of load intensity.In present work the stress intensity factor,K ,
is calculated from the J -integral by K =
JE/(1? 2).It should be carefully noted that as the amplitude of the load is held constant, K gradually creeps up as a result of the steady increase in crack length.However,when crack growth is relatively small compared with the initial crack length,the change of K is negligible.For all load cases,the crack growth speed increases after crack initia-tion and becomes stationary rapidly.Due to mesh limits,we cannot simulate larger crack growth amount.From the ?gures we obtain two features which have been con?rmed in experiments:(1)The crack initiation is sensitive to the load amplitudes.The initiation time decreases nonproportionally as load amplitude increases.(2)After initiation the crack grows linearly with the load cycles,i.e.the crack growth rate becomes constant for small amount of crack growth.
Based on the above described parameter study and experimen-tal data,appropriate accumulated cohesive length ? and cohesive endurance limit f can be determined.Fig.3plots experimental fatigue data [23]and numerical prediction together.For tested material,the heat treatment is water quenching from 960?C fol-lowed by tempering in 718?C for 8h.Crack propagation test was done in room temperature and stress ratio is 0.Here,? equals 30?
https://www.doczj.com/doc/2e10944667.html,parison of experimental [23]and numerical crack growth rates.The cohesive endurance limit f and accumulated cohesive length ? are 0.25 max,0and 30?0,
respectively.
Fig.4.Residual stress ( yy and zz ,see Fig.5)distribution in specimens peened by the Almen’s intensity 0.12and 0.25mmA,respectively.The experimental data are taken from the published works [24,25].
and f equals 0.25 max,0.The predicted line is in a good agreement with experimental data and has approximately the same slope.This comparison demonstrates that the cohesive zone model is capable of matching long-crack constant amplitude fatigue data at least as well as Paris’law.
3.2D simulations of fatigue crack propagation
In shot peening life assessment,in?uence of the specimen sur-face damage will not be considered explicitly.This means,the fatigue prediction can be performed just based on the stress and strain states.The fatigue life variations are induced by the local residual stress.In the study,no other effects of shot peening are considered,as in most other works.With the help of ABAQUS subroutine SIGINI [18],two intensities of shot peening,0.12and 0.25mmA,are used.The experimental data have been taken from the papers by Hessert et al.[24]for 0.12mmA and by Hoffmeis-ter et al.[25]for 0.25mmA.The residual stress of 0.12mmA is not generated by shot peening but by ultrasonic peening.Since no other effects but only residual stress is considered in the study,ultrasonic peening,in a sense,has no difference with shot peening.The residual stresses of two shot peening intensities are shown in Fig.4.The main differences between the two residual stress pro?les are the depth of compressive zone and the maximum compressive stress.The stronger peening intensity leads to the greater depth of compressive zone and the greater value of maximum compressive stress.For comparison,two cyclic load amplitudes are considered for each shot peening intensity.
One half of a square plate with a single-edge-crack is modeled utilizing its geometrical symmetry.The two-dimensional FE model is shown in Fig.5.The bottom plot shows the initial mesh and the top plot zooms in to show the tip region.The plane strain element with 4nodes is used for continuum elements.Since the surface layer affected by the shot peening process is very thin and the stress gra-dient in this layer is very high,extremely ?ne elements are needed for not only the crack area but also the whole affected layer.There-fore,only a very small specimen can be modeled in order to keep the total number of nodes within acceptable bounds.The specimen is 2.5mm long and 1.25mm wide.As shown in the ?gure,the ele-ments in the shot peening affected layer are 0.004mm in the depth direction (x direction).The initial crack is 0.012mm,i.e.three ele-ments,and the potential fracture surface is assumed to be 0.6mm.The symmetric line is y =0,and the initial crack is from x =0on the symmetric line.The boundary and loading conditions are as in the preceding section for all of following computations.
J.Liu et al./Materials Science and Engineering A 527 (2010) 5962–5968
5965
Fig.5.The two-dimensional FEM model with initial crack length of 0.012mm (upper:near-tip detail,lower:overall
view).
Fig.6.The crack growth with the number of load cycles under different loading forces for unpeened specimen.The crack tip position is measured from free surface.
Fatigue crack growth for unpeened specimen is also studied.Crack growth vs.load cycles for specimen without shot peening effect is shown in Fig.6.For both load cases,the crack growth speed increases after crack initiation and becomes steady rapidly.
The numerically predicted crack growth for shot-peened mate-rial reveals that fatigue crack growth may not only start from the pre-existing initial crack tip as in the case of unpeened specimen,but also start from the position deeper than the initial crack tip,as shown in Fig.7.The conventional de?nition of the crack
length
Fig.7.Scheme showing the fatigue crack growth for shot-peened
material.
Fig.8.The crack growth with the number of load cycles under different loading forces.Shot peening intensity is 0.12mmA.
measured from initial crack tip is no longer suitable in the shot peening case.Here,the crack tip position measured from free sur-face is used for describing the fatigue crack growth of shot-peened material.
Crack growth vs.load cycles in a specimen with 0.12mmA shot peening is depicted in Fig.8. K ,based on calculation of speci-men without shot peening but under the same load,is used as an indicator of the loading intensity for shot peening https://www.doczj.com/doc/2e10944667.html,par-ing the ?gures,it can be found,besides that shot peening greatly retards the crack initiation for both load intensities,the location where the crack growth starts is also changed by shot peening.For the 0.12mmA shot peening intensity,the crack growth starts at the position that is 0.15mm away from the initial pre-existing crack tip.This position is where the initial residual stress reaches its maximum positive value while the initial existing crack is within compressive stress zone.Once a crack initiates,it grows in two directions,i.e.toward the center of the specimen and toward the surface of the specimen.The crack growth speed toward the cen-ter is a little faster than that in the unpeened specimen.However,the crack growth speed toward the surface is much slower than that in the unpeened specimen because this area has the strong compressive residual stress.After a certain load cycles,besides the two newly formed crack tips,the crack also begins to grow from the initial crack tip.Thus,in specimen the crack growth occurs on three crack tips simultaneously.The crack growth in the compres-sive stress zone is very slow.The last cracking position in this zone is where the residual stress reaches its maximum negative value.The results indicate that the tensile residual stress can accelerate crack growth.Thus,the overall effect of shot peening seems to acceler-ate crack growth in two-dimensional case once the crack begins to grow,even though the compressive residual stress will decelerate crack growth.For the two load intensities shown in the ?gure,the characteristics of the crack initiation and growth are the same.
Fig.9presents crack growth vs.load cycles in the specimen with the 0.25mmA shot peening.The 0.25mmA shot peening delays the crack initiation more than the 0.12mmA shot peening https://www.doczj.com/doc/2e10944667.html,pared with the 0.12mmA shot peening,the position where crack growth starts is not 0.15mm but 0.3mm away from initial pre-existing crack tip,which corresponds to the maximum tensile stress area of the 0.25mmA shot peening.The reason for the differ-ences of crack growth is that the 0.25mmA shot peening creates a deeper compressive zone and larger maximum compressive resid-ual stress.Except for above mentioned differences,the shapes of the curves are basically the same for both shot peening intensities.
In general,introduction of residual stress through shot peening is intended to extend fatigue life via the delay of crack initiation.Fig.10summarizes the effect of shot peening on the delay of crack
5966J.Liu et al./Materials Science and Engineering A
527 (2010) 5962–5968
Fig.9.The crack growth with the number of load cycles under different loading forces.Shot peening intensity is 0.25mmA.
initiation,although the positions of crack initiation can be different.For all cases,i.e.unpeened,0.12and 0.25mmA shot peening,with increasing load intensity,the number of load cycles to crack initi-ation decreases nonlinearly.Shot peening increases the number of load cycles to crack initiation when specimens are exposed to the same load intensities.The delay of crack initiation caused by shot peening is much longer at lower load than that at higher load.
In addition,higher shot peening intensity results in a larger number of load cycles for crack initiation.4.Relaxation of residual stress
The residual stress,caused by shot peening,can be relaxed by cyclic loads.For specimens without initial cracks,the stress relaxation has been extensively studied.For specimens with initial cracks,the interaction between a growing fatigue crack and resid-ual stress ?eld is not well understood.The lack of understanding has sometimes led to confusions and possibly inaccurate methods being employed in fatigue life prediction.
In the study of the two-dimensional case,the initial crack is in the area with initial compressive stress and far away from the ini-tial tensile stress.Fig.11shows the relaxation of residual stress before the crack starts to propagate.The computational condition is that the shot peening intensity is 0.12mmA and the load intensity
is 34.3MPa √
m.As load cycle increases,the relaxation of residual stress is increased even without crack growth.At the same time,the cyclic load introduces a little compressive stress inside the specimen in areas where they previously do not exist.The
stress
Fig.10.The effect of shot peening on the number of load cycles to start crack growth in 2D
computations.Fig.11.Redistribution of residual stress under cyclic load before crack initiation.
Shot peening intensity is 0.12mmA,and load is K =34.3MPa √
m.
relaxation is not linear with load cycles.In the ?gure,the increment of loading cycles for every curve is 100load cycles.It can be seen that the stress relaxation in the ?rst 100load cycles is much larger than that in the following cycles until 400load cycles.In fact,the stress relaxation in this stage is mainly caused by the redistribution of the residual stress under the ?rst load cycle.After the ?rst loading cycle,the residual stress is relatively stable due to relatively small damage accumulation and small change in stiffness of the cohe-sive zone until a certain load cycles,here,400load cycles.Beyond 400load cycles,the damage accumulation becomes larger and thus results in the decreases of stiffness of the cohesive zone,and load-bearing capacity.Consequently,a large relaxation of residual stress can be observed after 400load cycles.Because the damage accumu-lation is in an accelerated relation with the increasing of load cycles,the relaxation of residual stress becomes faster and faster.With load cycle increasing,the separation of potential fracture surfaces,i.e.cohesive zone,is increasing once damage begins to accumu-late.The increasing separation in fact weakens the crack closure effect in the initial crack area caused by the compressive residual stress.When the crack closure effect ?nally vanishes,the resid-ual stress in initial crack area disappears totally.Under the same computational condition,the relaxation of residual stress after the crack growing is given in Fig.12.It can be seen in the ?gure that during the crack growth the residual stress in newly cracked area vanishes eventually.Meanwhile,in order to keep in stress equi-librium,the compressive residual stress increases in areas where crack propagation has not reached yet.After a certain load cycle,the compressive residual stress will stop increasing and begins to decrease due to weakened stiffness in its corresponding
cohesive
Fig.12.Redistribution of residual stress under cyclic load after crack initiation.Shot
peening intensity is 0.12mmA,and load is K =34.3MPa √
m.
J.Liu et al./Materials Science and Engineering A 527 (2010) 5962–5968
5967
Fig.13.Redistribution of residual stress under cyclic load before crack initiation.
Shot peening intensity is 0.12mmA,and load is K =37.7MPa √
m.
zone.Once the crack growth is completed in the cohesive zone,the residual stress becomes zero on the whole fracture surface.
Figs.13and 14show the relaxation of residual stress before and after the crack growth.The shot peening intensity is the same as in Figs.11and 12,but the load intensity has a larger value of
37.7MPa √
https://www.doczj.com/doc/2e10944667.html,paring the results of the two load intensities,it is observed that higher load intensity leads to larger relaxation of residual stress for the same load cycles.Consequently,higher load intensity reduces the number of load cycles to eliminate the resid-ual stress in the initial crack area.Except for this difference,the stress relaxations,before and after the crack growth,have the same trends for both load intensities.
The relaxation of residual stress,for the studied case of 0.25
mmA shot peening intensity and 34.3MPa √
m load amplitude,is plotted in Figs.15and 16,before and after the crack growth,respec-tively.It can be seen from the ?gures that,similar to the 0.12mmA shot peening intensity,the stress relaxation in the ?rst 100cycles is much larger than that in the following cycle increment before crack begins to propagate.Different from the 0.12mmA shot peen-ing intensity,however,the residual stress in the initial crack area does not release totally before crack begins to propagate for the 0.25mmA shot peening intensity.The reason is that the crack closure effect of the residual stress for 0.25mmA shot peening intensity is stronger than the 0.12mmA shot peening intensity and
can not be overcome under 34.3MPa √
m load intensity.The stress relaxation behavior after crack begins to propagate,has the same characteristics for 0.25and 0.12mmA shot peening intensities.
Figs.17and 18show the relaxation of residual stress under the
condition of the 0.25mmA shot peening intensity and 37.7MPa √
m
Fig.14.Redistribution of residual stress under cyclic load after crack initiation.Shot
peening intensity is 0.12mmA,and load is K =37.7MPa √
m.Fig.15.Redistribution of residual stress under cyclic load before crack initiation.
Shot peening intensity is 0.25mmA,and load is K =34.3MPa √
m.
Fig.16.Redistribution of residual stress under cyclic load after crack initiation.Shot
peening intensity is 0.25mmA,and load is K =34.3MPa √
m.
load amplitude before and after the crack growth,respectively.The trends of the stress relaxation are observed to be the same as the 0.12mmA shot peening intensity,both before and after crack growth.The residual stress in the initial crack area releases completely before crack begins to grow.This means whether the residual stress will release totally in the initial crack area before crack growth depends not only on the shot peening intensity but also on the load amplitude.Furthermore,the residual stress releases to zero on newly formed surface for all cases,and this is independent of the shot peening intensity and loading
ampli-
Fig.17.Redistribution of residual stress under cyclic load before crack initiation.
Shot peening intensity is 0.25mmA,and load is K =37.7MPa √
m.
5968J.Liu et al./Materials Science and Engineering A
527 (2010) 5962–5968
Fig.18.Redistribution of residual stress under cyclic load after crack initiation.Shot
peening intensity is 0.25mmA,and load is K =37.7MPa √
m.
tude.It should be noted that the material ahead of the crack tip is not described by conventional elastic–plastic constitutive rela-tion but traction–separation equation of cohesive zone model.The response of material closely adjacent to cohesive zone is also strongly affected by the properties of cohesive zone.The results of residual stress relaxation are very sensitive to cohesive zone model.It is not easy to quantitatively give the in?uence of plasticity on the residual stress state.5.Conclusions
The application of the cohesive zone model in the study pro-vides a detailed understanding of the fatigue crack growth in shot-peened specimens.This model provides a reasonable crack initiation and propagation in 2D simulation.
The current investigation predicts that the crack initiation posi-tion and time depend not only on shot peening intensity but also on cyclic load amplitude.The crack can be started from the position deeper than the initial crack tip for shot-peened specimen,as pre-dicted by the computations.Retardation of fatigue crack growth is more remarkable for higher shot peening intensity.
The relaxation of residual stress is increased with increasing load cycles,even without crack growing.The stress relaxation is
not linear with load https://www.doczj.com/doc/2e10944667.html,rger residual stress relaxation can be observed before and when crack begins to propagate.Gener-ally speaking,the residual stress relaxation is induced by material damage in the crack growth direction which is modeled by the cohesive zone model.Cyclic loads lead to decrease of cohesive zone stiffness.And when crack grows,restrain condition for residual stress is changed.These two factors result in redistribution and relaxation of residual stress.The relaxation of residual stress is a natural consequence of cohesive zone stiffness decrease and crack propagation.References
[1]H.Guechichi,L.Castex,J.Mater.Process.Technol.172(2006)381–387.[2]M.Kobayashi,T.Matsui,Y.Murakami,Int.J.Fatigue 20(1998)351–357.[3]W.Z.Zhuang,G.R.Halford,Int.J.Fatigue 23(2001)s31–s37.
[4]E.R.de los Rios,A.Walley,https://www.doczj.com/doc/2e10944667.html,an,G.Hammersley,Int.J.Fatigue 17(1995)493–499.
[5]A.Turnbull,E.R.de los Rios,R.B.Tait,https://www.doczj.com/doc/2e10944667.html,urant,J.S.Boabaid,Fatigue Fract.Eng.Mater.Struct.21(1998)1513–1524.
[6]P.S.Song,C.C.Wen,Eng.Fract.Mech.63(1999)295–304.
[7]V.Sabelkin,S.A.Martinez,S.Mall,S.Sathish,M.P.Blodgett,Fatigue Fract.Eng.Mater.Struct.28(2005)321–332.
[8]D.S.Dugdale,J.Mech.Phys.Solids 8(1960)100–104.[9]G.Barenblatt,Adv.Appl.Mech.7(1962)55–129.[10]A.Needleman,Int.J.Fracture 42(1990)21–40.
[11]A.Needleman,J.Appl.Mech.-Trans.ASME 54(1987)525–531.[12]X.P.Xu,A.Needleman,J.Mech.Phys.Solids 42(1994)1397–1434.
[13]H.Yuan,G.Lin,A.Cornec,J.Eng.Mater.Technol.-Trans.ASME 118(1996)192–200.
[14]I.Scheider,M.Sch?del,W.Brocks,W.Sch?nfeld,Eng.Fract.Mech.73(2006)252–263.
[15]W.Brocks,A.Cornec,Comprehensive Structural Integrity,vol.3,Elsevier,2003,pp.127–209.
[16]K.Roe,T.Siegmund,Eng.Fract.Mech.70(2003)209–232.[17]T.Siegmund,Int.J.Fatigue 26(2004)929–939.
[18]ABAQUS User’s Manual.Version 6.7,ABAQUS,Inc.,2006.
[19]C.Chen,O.Kolednik,I.Scheider,T.Siegmund,A.Tatschl,F.D.Fischer,Int.J.Fracture 120(2003)517–536.
[20]https://www.doczj.com/doc/2e10944667.html,ergaard,J.Hutchinson,J.Mech.Phys.Solids 40(1992)1377–1397.[21]J.Newman,J.Crews,C.Bigelow,D.Dawicke,ASTM STP 1244(1995)21–42.[22]W.D.Klopp,Aerospace Structural Metals Handbook:Nickel Base Alloys,Purdue Research Foundation,West Lafayette,IN,1995.
[23]D.Skinn,J.Gallagher,A.Berens,P.Huber,J.Smith,Damage Tolerant Design Handbook,1994.
[24]R.Hessert,J.Bamberg,W.Satzger,T.Taxer,The MTU Report,Ultrasonic impact treatment for surface hardening of the aero-engine material IN718,2008.
[25]
J.Hoffmeister,V.Schulze,A.Wanner,R.Hessert,G.Koenig,Proceedings of the 10TH International Conference on Shot Peening (ICSP10),Tokyo,2008,pp.157–162.
公路桥梁结构桥梁抗疲劳设计方法应用 摘要：随着我国社会既经济的发展，公路桥梁工程建设越发的完善，但是由于我国人口众多，私家车拥有量也是与日俱增，这就导致我国公路桥梁工程的消耗使用比较严重，部分公路桥梁由于长期处于疲劳工作状态下使得其结构出现严重破损，影响交通工程的安全性。其中，桥梁工程出现疲劳的现象比较多，所以，在进行公路桥梁结构看疲劳设计时要将工作重点放在桥梁抗疲劳设计上，从而促进公路桥梁抗疲劳性能。 关键词：公路桥梁；结构桥梁；抗疲劳设计；方法应用 引言 随着我国社会经济的发展，结构桥梁工程的建设越来越多，但是在发展的同时也会越到需索刁钻的问题，其中，抗疲劳设计就是一项比较复杂而且艰难的工作。在施工与运行的过程中如果略了各类问题，就会导致工程在启动之后出现抗疲劳强度不足，出现桥梁使用年限缩小的情况。 一、影响桥梁结构抗疲劳强度因素 1．残余应力 在我国现阶段的桥梁建设中普遍采用钢结构作为桥梁的主要材料，而钢结构的抗疲劳性能基本上是受加工材料性能的影响，例如在加工阶段中冶炼、轧制、焊接等过程，都与可能会出现受热不均的现象，致使钢结构内部存在残余应力，对于钢结构桥梁来说，其一般只能承受翼缘内周期性压力应力，在高残余拉应力范围内便会出现开裂问题，而影响桥梁结构抗疲劳性能。针对钢结构中的残余应力，如果不能够完全掌握受力的峰值，还有受力的分布区域，这就很可能会造成残余应力影响钢结构质量的问题出现，尤其是对桥梁结构疲劳强度影响十分明显。 2．低温冷脆循环作用 在一般情况下，钢结构桥梁工程的施工过程对下弦和桥墩支座连接位置的集中应力以及流限状态的研究不够全面，这种钢结构桥梁受到低温冷脆循环很容易会发生脆断的现象。除此之外，当钢结构材料厚度为B≥2．5(KIC/σys)2时，钢结构平面应力逐渐趋于脆性状态，是钢结构桥梁施工设计的要点。 3．其余因素 3.1钢结构的材料特性
虚拟天文馆“学习指南”(六下)
虚拟天文馆学习指南 学习者：六（）姓名__________ 一、月球观察 （一）观察同一天的不同时间，月球运动的方向： 1.打开虚拟天文馆，设置地点：苏州；时间：2016年4月17日15时 2．缩小画面,点亮"基点"按钮，调整方向使地面水平（东、南、西三字呈一直线）。点击“加快时间”按钮: 从地面观察，在同一天的不同时间，月球的运动方向是自______向______。 3.我们还观察到不仅月球这样运动，其他星体（除北极星外）的运动方向也是自______向______的。 （二）观察不同日期的同一时间，月球的运动方向： 缩小画面,点亮"基点"按钮，调整方向使地面水平（东、南、西三字呈一直线）。 1.设置观察时间：2016年4月7日20时（农历三月初一），不关闭“日期时间”窗口， 逐一增加日期（时间始终为20时，分、秒忽略），连续观察月球的方位，直到2016年5月6日（农历三月三十）是一整个月。 2.同样的方法，继续往后推时间，观察下一个月的月球方位。你发现什么规律了么？ 从地面观察，月球在不同日期的同一时间，运动的方向是自_____向_______的。（三）观察月球的样子（月相） 1.打开“日期时间”窗口，设置时间为2016年4月10日20时（初四，7、8、9日观察不到 月球）。不关闭“日期时间”窗口，点击月球。按画面右上角第二个“传感器”按钮，近距离观察月球的样子。注意：请不要用目镜观察，目镜观察到的图像是相反的。 2.逐一增加日期（时、分、秒忽略），连续观察月相的变化，找到规律，请连线。 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除
实用为上！十大常用工具软件集锦 随着电脑及互联网的普及，人们传统的工作方式、学习方式及思维方式逐渐发生变化，很多传统的信息查询方式都逐渐被电脑所取代，比如以前我们通常通过去书店买本词典来查询英语单词，而今我们只需安装一款免费的词典软件即可轻松查询单词甚至进行全文翻译，再比如现在很多人喜欢在网上淘宝，买到心仪的商品后很多人喜欢查询快递到达情况，我们再也无需要拿着快递单号去快递公司查询了直接在网上通过软件即可查询。为了生活的更加舒适和便捷，我们需要诸如此类的实用信息查询软件，随着这些软件大多是一些名不见经传的小软件，但是却是日常生活中实用性非常强的好工具，相信有了这些软件的帮助，我们的生活一定会更加舒适和便捷！ 1.淘友必备：快递查询软件推荐——快递精灵 随着互联网的普及和人们消费观念的更新，网上购物已经被越来越多人所接受，网购成了时尚，成了不可阻挡的潮流，即使在全球金融风暴的阵阵寒流中，也依然可以看到“风景这边独好”。网购的不断发展，不仅仅给经营者和消费者带来实实在在的实惠，还带动了诸多行业的飞速发展，尤其是物流快递业，作为卖家与买家之间的纽带，快递业无疑遇到了行业发展的春天！ 很多网友在网购后盼货心情急切，因此对快递跟单查询产生大量需求，一般情况下用户可以进入快递公司的网站进行查询，但是由于快递公司比较多，四处查找快递公司的网址比较不便，因此小编这里为大家推荐一款可以直接查询快递跟单信息的小工具：快递精灵。
快递查询精灵资料： 快递查询精灵软件预览： 快递查询精灵可以帮助用户查询几乎所有快递公司的跟单信息，包括邮政快递、申通快递、圆通快递等淘宝网常见合作快递单位，如图所示，用户只需在程序界面左侧输入快递单号即可轻松跟踪到快递运输情况。注意：快递查询服务必须在联网状态下进行。
疲劳载荷处理软件（LMS T ecWare）技术指标 ?系统要求 -操作系统：WindowsNT/2000， HP UX， SGI， Sun 工作站 ?任务管理和载荷时间历程管理（T ecW are Kernel 模块） -同时读入不同格式的多个文件中的任意多个时间历程，单个或多个同时显示、编辑 -时域信号编辑功能：同时对多个通道进行积分、微分、时间段剪切/粘贴、偏移/零点漂移初步矫正、数据平滑、函数生成时间历程信号、自动选择时间段… -可轻松地将时域信号在几种格式之间相互转换 -袖珍计算器和逻辑操作功能，根据数学函数生成时间历程 -桌面管理器用来管理所有数据对象并监控分析任务 -结果自动添加到当前桌面管理器中 -完全可自定义的用户界面（如菜单、按扭等） ?疲劳计数（T ecW are FatiCount 模块） -Rainflow（雨流），Range pair（程对）、level crossing（穿级）, symmetrical level crossing（对称穿级）, Peak Count（峰值计数）III … -一次批作业设置可以处理多个时间历程和通道 -交互式设置处理参数 -预定义的通用参数（滤波带宽、分级数、结果储存方案等） ?基于雨流矩阵的基本编辑和处理、重构为时间历程（T ecW are RainEdit 模块） -编辑雨流矩阵和雨流计数留数：改变分级大小和个数，对行/列/点/对角线进行计数值的修改/删除 -基于雨流矩阵的时间历程重构，进行加速模拟试验 ?基本的疲劳寿命估计(Falancs Strain & Stress 模块) -根据应变时间历程和材料特性计算该点的疲劳寿命，可以是应变片测得的时间历程 -根据载荷时间历程、应力集中系数和材料特性计算该点的疲劳寿命 -应力法和应变法多种损伤准则、均值校正 -可更改材料特性并存为新材料 ?基于雨流矩阵的载荷组合和外推（T ecW are RainExtra模块） -雨流矩阵的组合、叠加、差别比较等 -由短的时间历程生成雨流，外推到更长的使用工况 -扩展为更苛刻的载荷数据（更粗暴的驾驶员、更恶劣的试验路段等） ?耐久性试验信号处理(TecW are durability signal processing 模块) -提供处理时域信号常用的谱分析和附带交互式滤波器设计工具的频率滤波功能 -快速富氏变换（FFT）和逆变换，功率谱密度函数、频率响应函数、相干函数 -交互式滤波器设计工具：低通、高通、带通和组合式 ?高级耐久性试验信号处理(TecW are Advanced durability signal processing 模块) -检测信号异常、显示时域信号趋势。突出显示不正确的数据段，自动进行信号净化。 -自适应尖峰检测 -消除信号漂移 -逐帧信号分析 ?用多轴雨流技术进行多轴载荷分析（T ecW are MultiRain 和MultiRain Extension 模块） -把雨流矩阵扩展到包含相位影响的多轴向载荷分析 -叠加、外推为更长的测量数据，并重构为时间历程。基于雨流的所有著名的单轴向方法都扩展到多轴向。 ?多轴载荷的雨流投影滤波器(T ecW are RP filter 模块) -设定幅值大小，多通道统一滤波，显著缩短时间历程的长度，保持多轴载荷的相位特征 -保留频率特性，或者把能量损失限制在用户定义的频段内 -时间窗技术，用于保留窗内的频率特性 -试验预处理算法在需要时可以降低信号的斜率或频率
摘要：疲劳破坏是结构的主要失效形式，疲劳失效研究在结构安全分析中扮演着举足轻重的角色。因此结构的疲劳强度和疲劳寿命是其强度和可靠性研究的主要内容之一。机车车辆结构的疲劳设计必须服从一定的疲劳机理,并在系统结构的可靠性安全设计中考虑复合的疲劳设计技术的应用。国内的机车车辆主要结构部件的疲劳寿命评估和分析采用复合的疲劳设计技术，国外从疲劳寿命的理论计算和疲劳试验两个方面在疲劳研究和应用领域有很多新发展的理论方法和技术手段。不论国内国外，一批人几十年如一日致力于疲劳的研究，对疲劳问题研究贡献颇多。 关键词：疲劳 UIC标准疲劳载荷 IIW标准 S-N曲线机车车辆 一、国内外轨道车辆的疲劳研究现状 6月30日15时，备受关注的京沪高铁正式开通运营。作为新中国成立以来一次建设里程最长、投资最大、标准最高的高速铁路，京沪高铁贯通“三市四省”，串起京沪“经济走廊”。京沪高铁的开通，不仅乘客可以享受到便捷与实惠，沿线城市也需面对高铁带来的机遇和挑战。在享受这些待遇的同时，专家指出，各省市要想从中分得一杯羹，配套设施建设以及机车车辆的安全性绝对不容忽略。根据机车车辆的现代设计方法，对结构在要求做到尽可能轻量化的同时，也要求具备高度可靠性和足够的安全性。这两者之间常常出现矛盾，因此，如何准确研究其关键结构部件在运行中的使用寿命以及如何进行结构的抗疲劳设计是结构强度寿命预测领域研究中的前沿课题。 在随机动载作用下的结构疲劳设计更是成为当前机车车辆结构疲劳设计的研究重点，而如何预测关键结构和部件的疲劳寿命又是未来机车车辆结构疲劳设计的重要发展方向之一。机车车辆承受的外部载荷大部分是随时间而变化的循环随机载荷。在这种随机动载荷的作用下，机车车辆的许多构件都产生动态应力，引起疲劳损伤，而损伤累积后的结构破坏的形式经常是疲劳裂纹的萌生和最终结构的断裂破坏。随着国内铁路运行速度的不断提高，一些关键结构部件，如转向架的构架、牵引拉杆等都出现了一些断裂事故。因此，机车车辆的结构疲劳设计已经逐渐成为机车车辆新产品开发前期的必要过程之一，而通过有效的计算方法预测结构的疲劳寿命是结构设计的重要目标。 1.1国外 早在十九世纪后期德国工程师Wohler系统论述了疲劳寿命和循环应力的关系并提出了S-N 曲线和疲劳极限的概念以来，国内外疲劳领域的研究已经产生了大量新的研究方法和研究成果。 结构疲劳设计中主要有两方面的问题：一是用一定材料制成的构件的疲劳寿命曲线；二是结构件的工作应力谱，也就是载荷谱。载荷谱包括外部的载荷及动态特性对结构的影响。根据疲劳寿命曲线和工作应力谱的关系，有3种设计概念：静态设计(仅考虑静强度)；工作应力须低于疲劳寿命曲线的疲劳耐久限设计；根据工作强度设计，即运用实际使用条件下的载荷谱。实际载荷因为受到车辆等诸多因素的影响而有相当大的离散性，它严重地影响了载荷谱的最大应力幅值、分布函数及全部循环数。为了对疲劳寿命进行准确的评价，必须知道设计谱的存在概率，并且考虑实际载荷离散性，才可以确定结构可靠的疲劳寿命。 20世纪60年代，世界上第一条高速铁路建成，自那时起，一些国外高速铁路发达国家已经深入研究机车车辆结构轻量化带来的关键结构部件的疲劳强度和疲劳寿命预测问题。其中，包括日本对车轴和焊接构架疲劳问题的研究；法国和德国采用试验台仿真和实际线路相结合的技术开发出试验用的机车车辆疲劳分析方法；英国和美国对转向架累计损伤疲劳方面的研究等等。在这些研究中提出了大量有效的疲劳寿命的预测研究方法。 1.2、国内 1.2.1国内疲劳研究现状与方法 国内铁路相关的科研院所对结构的疲劳寿命也展开了大量的研究和分析，并且得到了很多研
联合 ANSYS WORKBENCH和DESIGNLIFE进行疲劳分析 分类： CAE 疲劳分析 ansys 疲劳失效是机械零部件失效的主要形式。如何对这些结构进行有效的疲劳分析，引起了很多产品设计工程师的关注。对于一般零部件的疲劳分析，并没有理论公式可以解决，几乎都是依据有限元技术以及疲劳分析技术。因此联合有限元分析软件和疲劳分析软件，对这些零部件进行疲劳分析，是解决这类问题的有效途径。 ANSYS WORKBENH是世界上著名的以多物理场分析为特色的有限元分析软件，而DESIGNLIFE是NCODE公司的功能强大的疲劳分析软件。本文以材料力学中中一根变截面轴的弯扭组合的疲劳分析为例，说明如何联合这两款软件对之进行疲劳分析。 问题描述如下： 一根变截面轴，左边轴段（蓝色部分）固定，而在最右边轴段上（红色部分）施加一个1N 的集中力（它导致弯曲变形）和一个1000Nmm的集中力偶（它导致扭转变形）， 对于这两种载荷的时间历程，使用力传感器进行测定94秒，得到如下图所示的时间历程曲线。 上图中的红色曲线图反应了集中力随时间的变化规律，横坐标是时间，单位是秒，这里测试了94秒。而纵坐标是载荷的大小。从图中可以看出，最大的载荷是18KN左右，而且也可
以看到，载荷的变化很不规则，并非理想的循环方式。而蓝色曲线反应的是集中力偶随时间变化的规律，其幅值在-2717到2834之间改变。 该轴的材料已经给定，是碳钢SAE1045_390_QT. 现在要求对该轴进行疲劳分析。 使用WORKBENCH和DESIGNLIFE对之进行疲劳分析，分为两步。第一步是在WORKBENCH中建立有限元模型，并分别施加集中力和集中力偶，通过计算，得到两种情况的米塞斯应力，这相当于两种工况，这样可以得到ANSYS WORKBENCH的结构分析结果文件*.rst.第二步在DESIGNLIFE中进行，首先根据疲劳分析的五框图，构造疲劳分析流程，然后分别设定各个框图的属性，即有限元结果文件，载荷文件，材料文件，疲劳分析选项，然后启动分析，通过后处理以查看轴上各点的疲劳寿命。 1. WORKBENCH中建立有限元模型并进行分析。 （1）使用designmodeler创建几何模型。 （2）设置材料属性。 （3）划分网格。 （4）设置分析选项。 这里设置两个载荷步，其目的只是分开弯曲和扭转这两种工况。
最佳答案 移动和选取前后翻页放大缩小 移动和选取CTRL+上下箭头放大缩小 移动和选取鼠标滚轮放大缩小 移动和选取鼠标左键选择天体 移动和选取鼠标右键取消天体选择 移动和选取反斜杠(\) 自动缩小 移动和选取正斜杠(/) 自动放大到所选物体 移动和选取空格键将所选物体置于屏幕中心 显示回车键切换赤道仪和经纬仪 显示F1 全屏显示模式开关 显示c 星座连线显示开关 显示b 星座界线显示开关 显示v 星座名称显示开关 显示r 星座艺术图像显示开关 显示d 星名显示开关 显示n 星云名称显示开关：不显示/显示简称/显示全称 显示e 天球赤道坐标网格显示开关 显示z 循环显示：地平线/地平坐标网格/都不显示 显示p 循环显示：无行星标签/有行星标签/行星标签和轨道 显示g 地面显示开关 显示a 大气显示开关 显示f 地平雾气显示开关 显示q 方向基点（东、西、南、北）显示开关 显示o 切换月面显示比例（4倍/1倍） 显示t 天体追踪开关（移动天幕，始终将选中的天体显示在屏幕中央）显示s 恒星显示开关 显示4 或者,(逗号) 循环显示：黄道/黄道和行星轨道/不显示 显示5 或者 .(句号) 天球赤道显示开关 窗口及其他控制CTRL+s 截取屏幕图像写入stellarium*.bmp文件 窗口及其他控制CTRL+r 显示/关闭脚本记录器 窗口及其他控制CTRL+f 显示/关闭搜索窗口 窗口及其他控制h 显示/关闭帮助窗口 窗口及其他控制i 显示/关闭信息窗口 窗口及其他控制数字1 显示/关闭设置窗口 窗口及其他控制m 显示/关闭文字菜单 窗口及其他控制ESC 关闭打开的窗口（帮助、信息、设置等窗口） 时间和日期6 暂停时间流动（在脚本运行时为暂停脚本执行） 时间和日期7 设置时间流动速度为0（时间停止） 时间和日期8 将时间设为当前时间 时间和日期j 减慢时间流动（在脚本运行时为降低脚本速度） 时间和日期k 设置时间流动速度为正常 时间和日期l 加速时间流动（在脚本运行时为加快脚本速度） 时间和日期- 时间后退24小时
a b a q u s与f a t i g u e结 合疲劳分析 公司标准化编码 [QQX96QT-XQQB89Q8-NQQJ6Q8-MQM9N]
Fatigue 分析实例 为如图1所示的中心孔板，材料为LY12-CZ ，板宽50mm,孔直径为8mm ，板厚1mm 。LY12-CZ 铝板弹性模量GPa E 68=，强度极限MPa b 482=σ。在板的两边施加1MPa 的均布拉应力。 图1 中心孔板结构示意图 1、应力计算结果与分析 对上述模型进行有限元计算，结果应力云图如图2所示。
图2 应力云图 2、*.Fil文件说明 *.fil文件是ABAQUS的一种二进制输出文件，供其他软件（如Patran）后处理使用，如生成X-Y曲线，制作二维表格等，可以输出的项目包括：单元、节点、接触面、能量、模态、梁截面等的输出信息，输出的方法是在INP文件中增加输出指令， 生成*.fil文件的步骤如下 对ABAQUS/Standard，可以直接输出.fil文件，步骤如下： 在inp文件中，step步骤之后， end step步骤之前，加上以下内容：
*NODE FILE RF,U,V **输出节点的作用力(RF)，位移(U,V)到*.fil中 *EL FILE S,E **输出单元应力(S)，应变(E)到*.fil中 在abaqus的job界面重新运行inp文件，即可得到对应的fil文件3、疲劳寿命估算 疲劳寿命估算需用到软件中的模块。如图3所示，位于的Tools菜单下，点击Main Interface即可进入模块主界面。 图3 在中进入界面
分类号密级 UDC编号 华中师范大学 硕士学位论文 虚拟天文台数据访问服务(VO-DAS)之任务调度研究 及VO-DAS的应用 田海俊 指导教师郑小平教授、赵永恒研究员、崔辰州副研究员 华中师范大学物理科学与技术学院申请学位级别硕士学科专业名称理论物理 论文提交日期2007年6月论文答辩日期2007年6月 培养单位物理科学与技术学院 学位授予单位华中师范大学 答辩委员会主席
Job Scheduling Research in Virtual Observatory Data Access Service(VO-DAS) and VO-DAS Application Hai-Jun Tian Supervisor: Prof.Xiao-Ping Zheng&Prof.Yong-Heng Zhao&Dr.Chen-Zhou Cui HuaZhong Normal University May,2007 Submitted in total ful?lment of the requirements for the degree of Master in Theory of Physics
摘要 天文观测数据资源具有时间跨度大、数据量大、存储管理分散、管理工具驳杂等特点。如何提供给天文学家一个统一访问这些分布存放的异构数据资源的方案，是虚拟天文台的一个重要研究课题。 计算机与互联网技术的飞速发展，网格技术、XML技术、语义网技术等全新IT技术的涌现，以及在此技术背景下，国际虚拟天文台联盟(IVOA)依据天文自身的特点不断提出并完善的各种规范标准，使得海量、分布式、多波段天文数据的无缝融合和处理成为可能。 对于异地异构数据的统一访问，我们基于开放网格服务架构（OGSA）提出了一种网格的解决方案：使用OGSA-DAI技术实现了对异地异构的天文星表数据、图像数据和光谱数据的统一封装（DataNode）；利用ADQL语言完成对任务的统一描述；基于WSRF框架完善了对数据资源、计算资源以及存储资源的任务调度。我们设计的虚拟天文台数据访问服务（VO-DAS）实现了对数据资源、计算资源、存储资源的自动发现以及异地异构数据的联合访问并对访问结果进行数据分析的一体化工作模式，这将使天文数据源的多波段交叉证认、海量数据分析及对分析结果的可视化等成为可能。VO-DAS支持国际虚拟天文台联盟（IVOA）的各项相关标准，使得它具有良好的互操作性，它的对外接口简单实用、可以针对不同需求的天文数据用户发展出多种网格应用产品。 论文以VO-DAS的任务调度及其实现为重点，分别对VO-DAS的设计模式、Session 机制、生命周期、资源销毁、异常处理等模块进行了详细的阐述，并从多个角度分别给出了系统的设计图。为了验证以OGSA-DAI为基础的天文数据访问的可行性和性能，我们采用两个科学范例对VO-DAS原型进行了实验。 论文最后以VO-DAS对China-VO Ephemeris WS计算平台的扩展为例，介绍了VO-DAS外部接口的扩展方法,以及VO-DAS在星历计算方面的应用，并简要阐述了VO-DAS在其他方面的科学应用。 关键词：虚拟天文台，数据访问，网格技术，OGSA-DAI
常用工具软件的的分类、安装于使用技巧 XXX XXX系XXX专业1101B 随着社会的发展，计算机在我们的生活中扮演着越来越重要的角色。目前，人类社会已经进入了计算机网络时代，计算机和互联网已经深深地进入到老百姓的日常生活工作和学习中。当然，学习怎么使用计算机也是人们所必须的，要想学习如何使用当然要从最简单开始--使用计算机常用的软件。 下面介绍一下什么是工具软件：它是为了方便用户管理计算机系统而专门设计的软件。他们是为了增强和扩充原有的操作系统的某些功能而安装使用的的辅助性软件。有了它们可以是我们更方便、更快捷的使用计算机。下面介绍常用工具软件的分类安装与使用。 一、常用工具软件的分类： 1、安全类工具软件： 2、、系统工具软件： 3、网络工具软件： 4、网络软件通信工具： 5、文件管工具软件： 6、图文处理工具软件： 7、媒体播放与制作工具软件： 二、常用工具软件的安装 软件安装时一定要注意软件的安全性。有些软件可能含有某些未知的病毒或木马。所以尽量使用安全的即“绿色”的软件。如果想使用该软件，但又不知道该软件的安全性可以通过
安装虚拟机对该软件进行安装和测试。下面简单介绍一个常用工具软件的安装过程。 暴风影音： （1）、打开暴风影音安装包，进入暴风影音安装向导，对许可协 议选择“接受”。 （2）、选定安装组件 （3）选择目标文件夹
（4）、暴风影音进入安装状态，当进度条充满，“下一步”按钮由灰变黑时，点击。 （5）、选择软件推荐 （6）安装完成 三、使用技巧
软件在使用时有的附加有说明文档，如有疑问，可以点击文档获取。软件在使用的过程中要注意防护，防止其被病毒入侵，或者感染木马。若对软件不放心可以使用虚拟机对软件进行使用和操作。
疲劳分析，从零开始 1 测量应变、应力谱图 （1）衡量应力集中的区域，布置应变片 可以通过模拟（有限元）或试验（原型上涂上一层油漆，待油漆干后施加载荷，油漆剥落的地方应力集中），确定应力集中的区域，然后按左下图在应力集中区域布置三个应变片： 因为材料是各向同性，所以x,y方向并不一定是水平和竖直方向，但两者一定要垂直，中间一个一定要和x,y方向成45°角。 （2）根据测的应变和材料性能，计算应力 测得的三个应变，分别记为εx, εy, εxy。两个主应力（假设只有弹性变形）： 其中，E为材料的弹性模量，μ为泊松比。根据这两个主应力，可以计算出有些方法可能需要的等效应力（主要目的是将多分量的应力状态转化为一个数值，以方便应用材料的疲劳数据），如米塞斯等效应力：
()()222122121σσσσσ++-=m 或最大剪应力： ()2121 σσστ-= 实际测量的是应变-时间谱图，应力（或等效应力）-时间谱图可由上述公式计算。 （３）分解谱图 就是对上面测得的应力（应变）－时间谱图进行分解统计，计算出不同应力（包括幅度和平均值）循环下的次数，以便计算累积的损伤。最常用的是雨流法（rainflow counting method ）。 2 获取材料数据 如果载荷频率不高，可以做一组简单的疲劳测试（正弦应力，拉压或弯曲均可，有国家标准）： 得到一条应力-寿命（即循环次数）曲线，即所谓的S-N 曲线：
1：如果载荷频率较高或温度变化较大，还要测量不同平均应力和不同温度下的S-N 载荷，以便进行插值计算，因为此时平均应力对寿命有影响。也可以根据不同的经验公式（如Ｇｏｏｄｍａｎ准则，Ｇｅｒｂｅｒ准则等），以及其他材料性能（如拉伸强度，破坏强度等），由普通的Ｓ－Ｎ曲线（即平均应力为０）来计算平均应力不为零时对应的疲劳寿命。 2：如果材料数据极为有限，或者公司很穷很懒不愿做疲劳试验，也可以由材料的强度估算疲劳性能。 3：:如果出现塑性应变，累计损伤一般基于应变－寿命曲线（即Ｅ－Ｎ曲线），所以需要施加应变载荷。 3 损伤计算 到目前为止，疲劳分析基本上是基于经验公式，还没有完全统一的理论。损伤 累积的计算方法有很多种，最常用的是线性累计损伤（即Ｍiner 准则）， 但其结果不保守，计算得到的寿命偏高。 ∑∑≥=0.1,f i i i N n D 准确度比较高的累计准则是双线性准则，并且计算比“破坏曲线法”要容易，所以，是一个很好的折衷选择。
媒体文章 结构疲劳分析技术新进展 安世亚太 雷先华 众所周知，疲劳累积损伤是导致航空产品结构失效的主要原因之一，而结构失效往往给航空器带来灾难性后果，因而在现代航空产品设计中通常要求进行较为准确的结构疲劳寿命预测。由于疲劳的形式和影响结构疲劳的因素都非常繁多，因而并没有一套放之四海而皆准的疲劳寿命预测算法，多数算法都只能在某些特定情况下才能获得满足工程精度要求的预测结果。现代疲劳分析软件通常需要在通用疲劳算法的丰富性和先进性（核心）、有限元应力应变计算的准确性和精确性（基础）、以及针对特殊疲劳问题进行处理的方法多样性和完整性（全面）等方面进行持续不断的改进方能较好地满足工程设计的要求。下面我们以安世亚太高级疲劳分析软件Fe-safe为例，简要阐述其在这些方面的新进展。 1．基于临界平面法的精确多轴疲劳算法 航空器上的零部件通常都是在多轴疲劳载荷作用下工作，此时，材料的循环应力应变关系由于受到加载路径的影响而变得相当复杂。目前，多轴疲劳破坏的准则主要有三大类：应力准则、应变准则和能量准则。众多分析及试验对比证明，组合最大剪应变和法向应变的Brown-Miller准则和Wang-Brown准则对于韧性材料具有最好的计算精度，而主应变准则则适合于脆性材料。 对于航空结构中常见的、而且是最复杂的多轴非比例加载情况，由于载荷间的相位关系在不断变化，结构中每个位置点处的主应力/应变、最大剪应力/应变等参数的方向（所在平面）都是随加载历程而不断变化的，也就是说损伤累积在每个位置处都有方向性。对于很多软件所采用的Wang-Brown准则，它无法直接考虑这种方向变化性，只是利用了一个附加的材料参数来考虑法向应变对裂纹萌生的影响。 Fe-safe独特地提供了“临界平面”算法来配合Brown-Miller准则、主应变准则等，以获得最好的计算精度。临界平面法的核心思想是：将每个位置处的应变分解到按某种规律变化的一系列平面上，计算每个平面上的损伤，以这些平面中的最小寿命作为该位置的寿命。 2．独特的焊接结构疲劳算法 焊接连接是航空器上非常常见的结构连接方式，在航空结构设计中具有非常重要的地位，但焊接部位同时也是最容易产生疲劳裂纹问题的位置。现有疲劳分析软件几乎无一例外都是按照“焊接分类”（如英国BS7608标准）的方法来进行焊接结构疲劳分析的，该方法在大量工程实例的基础上根据预期的疲劳裂纹位置而将焊接结构分为数个类型（B、C、D、E、F、F2、G、W等），每个类型对应一条相互平行的S-N曲线用于疲劳评估。因此，在焊接结构疲劳分析中存在两个主要问题极大地影响了其工程应用：一是焊接分类的标准难以把握（事实上焊接类型是无穷多的）；二是由于焊接位置通常都是应力集中位置，难以精确计算应力分布。
抗疲劳设计 1、疲劳的概念 疲劳是指材料在循环应力和应变作用下，在一处或者几处逐渐产生局部永久性累计损伤，经一定循环次数产生裂纹或者突然发生完全断裂的过程。 2、疲劳破坏失效的特点 金属零件在使用中发生疲劳破坏的特点：（1）突发性；（2）高度局部性；（3）对各种缺陷的敏感性。 3、疲劳破坏机理 金属的疲劳破坏可以分为疲劳裂纹萌生、疲劳裂纹扩展和失稳断裂三个阶段。 （1）疲劳裂纹萌生 疲劳裂纹萌生是由塑形应变集中引起，有三种常见的萌生方式：滑移带开裂，晶界或孪晶界开裂，夹杂物或相与基体的界面开裂。其中，滑移带开裂不但是最常见的疲劳裂纹萌生方式，也是三种萌生方式中最基本的一种。 （2）疲劳裂纹扩展 疲劳裂纹扩展可以分为第Ⅰ阶段裂纹扩展和第Ⅱ阶段裂纹扩展两个阶段。其中，第Ⅰ阶段裂纹扩展在断口上一般并不留下任何痕迹，第Ⅱ阶段裂纹扩展则常留下“条带”的显微特征。 （3）失稳断裂 失稳断裂是疲劳破坏的最终阶段，它与前两个阶段不同，是在一瞬间突然发生的。 4、疲劳破坏的原因 影响机械零件疲劳强度的因素很多，归纳起来可以从内因（材料的化学成分、组织、内部缺陷、材料强韧化、材料的选择及热处理状况等）和外因（零件几何形状及表面状态、装配与连接、使用环境因素、结构设计、载荷特性等）两个方面来考虑。 （1）缺口效应
在机械零件中，由于结构上的要求，一般都存在有槽沟、轴肩、孔、拐角、切口等截面变化，这些截面变化称之为缺口。在这些缺口处，不可避免地要产生应力集中，而应力集中又必然使零件的局部应力提高。当零件承受静载荷时，由于常用的结构材料都是延性材料，有一定的塑形，在破坏以前有一个宏观塑形变形过程，使零件上的应力重新分配，自动趋于均匀化，因此，缺口对零件的静强度一般没有多大的影响。疲劳破坏的情形完全不同，这时截面上的名义应力尚未达到材料的屈服极限，因此破坏以前不产生明显的宏观塑性变形。这样便使得应力集中处的疲劳强度比光滑部分底，常常成为零件的薄弱环节。因此，抗疲劳设计时必须考虑缺口效应。 （2）尺寸效应 式样和零件的尺寸对其疲劳强度影响很大，一般说来，零件和试样的尺寸增大时疲劳强度降低。这种疲劳强度随着零件尺寸增大而降低的现象称为尺寸效应。 （3）表面加工方法的影响 金属切削加工不仅是一个使制件得到一定尺寸和形状的过程，而且与热处理一样，对金属的性质（确切的说，是对于制件表面层的性质）也有重要影响。制件的疲劳强度多由表面层的性质决定，因此，切削用量、切削工具的几何形状等与切削加工有关的因素，都对疲劳强度的发生有影响。 （4）平均应力的影响 拉伸平均应力使疲劳强度和寿命降低，压缩平均应力使疲劳强度和寿命增加。 （5）其它因素的影响 a)加载频率的影响低频使疲劳极限降低，高频使疲劳极限升高； b)应力波形的影响循环的波形（正玄、三角形、梯形、矩形等）确定 了在最大应力下停留时间。在高温与腐蚀介质条件下循环波形有较 大影响。滞后回线特性与循环波形密切相关，因此，在应变伏较大 的情况下，循环波形对裂纹形成寿命有很大影响，而对裂纹扩展寿 命影响很小。在焊接试验时，由三角波变为方波，使寿命明显降低。 c)中间停歇的影响1>中间停歇对疲劳极限没有明显的影响；2>中间 停歇对疲劳寿命有一定影响，其影响随材料而异。对低碳钢影响较 大，每隔10%N停歇6-8个小时可使疲劳寿命提高一倍以上；而对 于合金钢、铝合金、镁、铜等金属，则影响很小，停歇越频繁，停 歇时间越长，对疲劳寿命的影响越大。停歇时若对试样进行中间加
福建师范大学地理科学学院（350007） 贺志康 巧用虚拟天文馆软件Stellarium 演示太阳周日视运动轨迹 在高中地理必修1[1]《地球的运动》这一节中，昼夜交替与正午太阳高度角的变化两部分内容都涉及到一个知识点即太阳的周日运动。2012年安徽高考文综选择题第30题的正确解答就需要先确定太阳的方位，相类似的题目也比较常见，但鉴于平时疏于观察与空间思维能力有限等原因，大部分学生对这个知识点感觉很困难，难以理解与掌握。可以说，太阳周日视运动既是重点，也是难点。通过虚拟天文馆软件Stellarium 模拟太阳周日视运动，演示其运动轨迹，形象而又生动，有助于学生从感性认识向理性认识的转变，利于学生对太阳周日视运动的理解。 一、虚拟天文馆软件简介 虚拟天文馆软件Stellarium 是一款免费的虚拟星象仪的计算机软件。它使用OpenGL 对星空进行实时渲染，在电脑桌面上生成一块虚拟3D 天空，所模拟的星空效果与用肉眼，望远镜或者天文望远镜进行实际观察所看到的星空基本没有什么区别，形象逼真。它可以根据观测者所在的地方时和位置，计算天空中太阳、月球、行星和恒星的位置，并将其显示出来。它还可以绘制星座、虚拟天文现象（如日食、月食和流星雨等)。总之，Stellarium 是一款功能极其强大的软件，深受广大天文爱好者的喜欢，对地理教师的教学也很有用。 二、部分操作按键 Stellarium 提供了较多的键盘操作指令，版本更新很快。现在以Stellarium 0.12.1为例，将部分可能与演示操作有关的按键列出（如表1），剩余部分的操作指令，读者如有兴趣，打开软件后，按F1键进一步了解。 表1 操作按键说明 按键说明鼠标滚轮放大缩小 鼠标左键选择天体或移动画面鼠标右键取消天体选择 F1说明F2设定F5日期及时间F6所在地点Z 地平坐标网格 Q 基点 J 减缓时间流逝K 正常时间速度8调至当前时刻L 加快时间流逝 Ctrl+Q 退出 三、演示过程 下载安装完Stellarium 后，打开软件，此时如果显示为英文，则按F2键，出现一个界面，点击中间的下拉菜单进行语言设置，将语言设置为简体中文。软件初始设置地点为法国巴黎，时间是与电脑时间同步。 以北京为例，来演示当地2013年6月1日的太阳周日视运动轨迹。按F6键，则会出现一个界面，在这个界面的右上角的下拉菜单中寻找“北京”，或者先通过其他途径找到北京的经纬度，再在该界面的左下角输入北京的经纬度数值。北京的经纬度为东经116.46°，北纬39.92°。然后按住左键，拉动画面，找到“东”方向。若找不到，按Q 键。同时按Z 键，此时画面会显示地平坐标网络。接着找到太阳，单击鼠标左键，将太阳选中，此时画面左上角会出现与太阳相关的天文参数，如太阳的星等、赤经与赤纬、时角与赤纬等，特别 摘要：介绍了虚拟天文馆软件Stellarium，列举了软件的主要操作按键，介绍了用软件演示太阳周日视运动的操作过程。 关键词：虚拟天文馆软件；Stellarium；太阳周日视运动
常用工具软件培训大纲 Company Document number：WTUT-WT88Y-W8BBGB-
《常用工具软件》培训大纲 I．课程的性质 计算机日益普及，应用日益广泛，许多问题需要计算机使用者自己处理。工具软件拥有体积小、功能强等优点，具有独特优势。学会选择和使用各种工具软件，就能更充分发挥计算机的作用，享受到计算机强大功能带来的方便与乐趣。 本课程从学员的实际需要出发，介绍最常用工具软件的实用功能。尽量选取各类软件中使用广泛、功能完备、简单易学的软件进行讲解。各章所选软件都是经过多年实践检验，拥有众多用户的经典软件。 学习本课程不需要任何相关的预备知识。学员只要打开书，开启PC 运行相应的软件，按照书中所讲的步骤一步步地做下去，就可以在边看书边实践的过程中，不知不觉地学会使用计算机去完成不同工作任务、享受信息时代的高质量生活。本课程的另外一个目的，就是能使初学者少走弯路，能够更快更全面地掌握计算机这个智能工具。 Ⅱ．课程的目的和任务 “常用工具软件”课程的培训目的是： 1．了解常用工具软件的概念与不同种类，掌握根据不同工作需求选择软件工具的方法和习惯。
2．了解计算机安全知识与法律法规，掌握使用反病毒工具的基本方法与步骤。 3．通过对不同类型常用工具软件的操作说明与讲解，使读者掌握这些软件的基本操作，用以能动地解决不同的工作问题。 4．了解系统优化的常识，掌握一种系统优化软件，提高使用计算机解决问题的能力与效率。 Ⅲ．学时安排 本课程共包含10部分内容，其中视频教程第一讲是课本外的增补内容，相当于常用工具软件课程的概述部分，请注意在其中了解关于软件分类与选用原则的基础知识； 本课程共包含10部分内容。第1部分介绍计算机安全知识与病毒防护工具，第2部分介绍文件压缩工具，第3部分介绍翻译工具，第4部分介绍多媒体播放工具，第5部分介绍声音处理工具，第6部分介绍图片图像浏览工具，第7部分介绍网络邮件工具，第8部分介绍网络传输工具，第9部分介绍网络实时通信工具，第10部分介绍系统优化与维护工具。 其中第4部分、第5部分、第8部分、第9部分都介绍了两种同类的工具软件，学员只需熟练掌握其中一种即可。 在视频教程的最后一讲也是增补内容，除了介绍在信息技术发展迅速的背景下如何进行工具软件知识与技能的动态更新，还讲了在选择使用工
第三章疲劳载荷谱的统计处理 3.1 疲劳载荷谱的统计处理理论基础 3.1.1 数字化滤波 频率分析的典型参量是功率谱密度（PSD），如像确定频率为4Hz对应的幅值的均方根值，只需要求取功率谱密度下对应的3.5-4Hz之间的面积。 3.1.2 雨流计数法 循环计数法：将不规则的随机载荷-时间历程，转化为一系列循环的方法。 3.2 数据的导入与显示 （1）新建：File>New （2）导入：Tools>Fatigue Utilities>File Conversion Utilities>Covert ASCII.dac to Binary...>Single Channel（设置，注意Header Lines to skip要跳过的行数）>exit （3）查看：Tools>Fatigue Utilities>Graphic Display>Quick Look Display 1）放大：View>Window X，输入X的最值 2）读取：①左击任何位置，状态栏显示②数据轨迹：Display>Track 3）显示数据点：Display>Join Points；显示实线图：Display>Join 4）网格和可选坐标轴：Axes>Axes Type/Grid 5）显示某段时间信号的统计信息：Display>Wstats，放大 3.3 数字滤波去除电压干扰信号 （1）载荷时间历程的PSD分析 1）File>New 2）Tools>Fatigue Utilities>Advanced Load Utilities>Auto Spectral density （2）信号的滤波 1）Tools>Fatigue Utilites>Advanced Load Utilities>Fast Fourier Filtering 2）比较滤波前后结果：Tools>Fatigue Utilities>Graphic Display>Multi-file Display （3）滤波稳定性检查：比较前后PSD，多文件叠加显示 第四章应力疲劳分析 4.2 载荷谱块的创建与疲劳寿命计算 （1）创建载荷谱块：Tools>Fatigur Utility>Load Management>Add an Entry>Block program （2）疲劳分析：Tools>Fatigue Utilities>Advanced fatigue utilities>选方法 4.3 零部件疲劳分析 （1）导入有限元模型及应力结果：工具栏Import>Action、Object、Method，查看Results （2）疲劳分析 1）设置疲劳分析方法：工具栏Analysis，设置 2）设置疲劳载荷 ①创建载荷时间历程文件Loading info>Time History Manager ②将有限元分析工况与时间载荷关联：Loading Info>Load case空白>Get/Filte result...
首先要明确我们大体上遇到的疲劳问题均为高周疲劳问题（当然不排除个别如压力容器和燃气轮机的零件疲劳问题），应力水平较低，破坏循环次数一般大于十的四次方或五次方。疲劳设计和寿命预测方法一般有无限长寿命设计法和有限寿命设计法。无限寿命设计法使用的是S-N曲线的右段水平部分（疲劳极限），而有限寿命设计法使用的是S-N曲线的左段斜线部分。有限寿命设计的设计应力一般高于疲劳极限，这时就不能只考虑最高应力，而要按照一定的累积损伤理论估算总的疲劳损伤。 大多数零件所受循环载荷的幅值都是变化的，也就是说，大多数零件都是在变幅载荷下工作。变幅载荷下的疲劳破坏，是不同频率和幅值的载荷所造成的损伤逐渐积累的结果。因此，疲劳累计损伤是有限寿命设计的核心问题。 一般常用三种累积损伤理论，其各自适用范围如下： 线性疲劳累积损伤理论适合于高周疲劳寿命计算，可较好地预测疲劳寿命均值。线性累计损伤理论指的是损伤积累与循环次数成线性关系，包括Miner法则和相对Miner法则；Miner 理论的表达式为（D为损伤） 修正的线性疲劳累积损伤理论适合于低周疲劳寿命计算； 而非线性疲劳累积损伤理论对二级加载情况的疲劳寿命估算比较有效。非线性累计损伤理论包括损伤曲线法和Corten-Dolan理论。 要注意的是，只有当应力高于疲劳极限时，每一循环使结构产生一定量的损伤，这种损伤是累积的；当应力低于疲劳极限时，由于此时N将无穷大，因此，它的循环便不必考虑。 国内外常用的疲劳设计方法-安全寿命法的具体步骤为： 1. 得到用于疲劳计算的载荷谱； 2. 计算构件各位置的应力历程； 3. 利用计数法（如雨流法）将应力历程整理为不同应力幅及其相应的循环次数； 4. 由S-N曲线得到应力幅对应的使用极限； 5. 利用累积损伤理论（如Miner准则）计算总损伤； 6. 计算安全寿命Ts=TL/D MSC.Fatigue软件与此方法结合的很好，然而，有限元法解决实际工程中的疲劳问题还有一些问题： 1. 目前疲劳理论对于材料微裂纹的形成和扩展过程中的某些效应无法全面彻底地分析其机理，因此在此基础上发展而来的各种方法在某些情况下可能导致结果误差很大； 2. 各种疲劳分析有限元法对应力类型及作用方式十分敏感，而实际工程中这些因素往往无法精确得到，造成结果分散性相当大； 3. 很难预先判断易发生疲劳破坏的危险区域，而想要对其中所有可能发生初始裂纹的节点进行细化建模分析目前显然不太现实； 4. 不确定因素如载荷时间历程的复杂性、模型试验结果的分散性、残余应力及腐蚀影响等，可能导致结果与实际情况存在量级上的偏差。 对于常用的疲劳分析软件Fatigue，其自带三种分析方法适用范围如下： 1. S-N曲线总寿命分析法： 疲劳寿命相当长的结构，且很少发生塑性变形； 裂纹初始化及裂纹扩展模型不适用的结构如复合材料、焊接材料、塑料以及一些非钢结构；已有针对结构的大量现成S-N数据的情形； 焊接热点区域疲劳分析以及随机振动引发的疲劳问题。 2. 适用裂纹初始化分析法的情形： 基本没有缺陷的金属构件；