初始裂紋的案例
COMSOL初始裂紋下隨機裂紋走向分布模式對材料力學性能的影響
案例說明
在現實中的絕大多數材料并非均質，材料內部難免會存在一定數量的缺陷，如微觀孔隙、裂紋等，同時由于生成工藝的不同這些微損傷可能存在各向異性，本案例提供在微觀裂紋數目及長度一致的情況下，初始裂紋分布對材料力學性能的基礎分析。
模擬過程
首先建立隨機裂紋分布模型，裂紋數目均為100條，采用四種不同走向的裂紋分布模式：
這里建模用到了CAD隨機纖維2D插件，分別生成45°相交裂紋、隨機走向裂紋、豎向走向裂紋、水平走向裂紋。同時為了方便網格劃分及計算，通過插件限定裂紋之間保持一定的間距。
模型建立完成后進行網格劃分、設置材料屬性、建立分析。這里為了方便計算，進行固體力學穩態分析，設置試件下邊界為固定約束，在上邊界添加相同大小的均布拉力。
進行模型分析，查看應力結果：
建模插件：
CAD隨機纖維2D
展開 航空發動機葉片裂紋擴展規律數值模擬研究
以葉背表面邊裂紋和葉片后緣角裂紋為研究對象,通過Franc3D 依次對初始形貌a0 / c0 =0. 2、0. 4、0. 6 和0. 8 的裂紋進行擴展模擬仿真,葉背邊裂紋擴展模型編號依次為L04、L05、L06 和L07,葉片后緣角裂紋擴展模型編號依次為L08、L09、L10 和L11,裂紋初始長度c0 均設置為2 mm,裂紋最終長度cc 設置為10 mm,裂紋擴展模型初始裂紋初始深度a0 分別設置為0. 4 mm、0. 8mm、1. 2 mm 和1. 6 mm,裂紋方向均設置為水平方向擴展。
不同初始前緣形狀的裂紋擴展情況如表3 所示。對比不同初始前緣形狀的邊裂紋或角裂紋,可以發現當裂紋表面長度c0 一定時,a0 / c0 越大,即初始裂紋深度a0 越大,葉片裂紋擴展壽命越短;對比相同初始前緣形狀的邊裂紋和角裂紋,發現葉片后緣的角裂紋擴展壽命略高于葉背的邊裂紋壽命,原因是由于葉片根部的后緣區域應力低于葉背區域導致。
不同初始前緣形狀的邊裂紋和角裂紋前緣形貌擴展模擬結果如圖8、圖9 所示。從其中可以看出無論邊裂紋還是角裂紋,初始裂紋前緣形狀對于裂紋表面方向的擴展影響很小,L04 ~ L07 及L08 ~ L11 的表面裂紋擴展情況基本一致;但初始裂紋前緣形狀對于模型裂紋深度方向的擴展影響較大,L04 ~ L07 及L08 ~ L11 的裂紋深度變化情況存在較為明顯的差別,分析原因為a0 / c0 越小,則定值c0 對應的初始裂紋深度a0 越小,在彎曲載荷作用下越靠近葉片表面應力越大裂紋擴展越迅速,裂紋延深度方向擴展速率更快,使得裂紋擴展后的最終裂紋前緣形狀趨于相同。
展開 采用Abaqus和Marc軟件的疲勞裂紋擴展分析對比
1基本理論
在進行疲勞裂紋擴展計算時，兩款軟件的基本理論相同，均是基于Paris公式。不同的是，Abaqus僅提供了能量釋放率形式的Paris公式，即
而Marc還提供了應力強度因子形式的paris公式。兩種公式形式下的參數C和m有所不同。
Abaqus通過下式判斷疲勞裂紋何時開始擴展
而Marc則通過在分析工況中選中相應的初始裂紋，通過設置多個分析工況，控制裂紋開始擴展的時間。
2軟件分析過程
ABAQUS
Abaqus進行疲勞裂紋擴展分析時，分析步需選擇Direct cyclic。另需編輯關鍵字，輸入參數C、m等。
初始裂紋建模與其它類型的裂紋相似，通過擴展有限元方式建立初始裂紋及實現裂紋的擴展，因此初始裂紋需剛好穿過整數個單元，才能實現初始裂紋的準確建模。Abaqus中，每次疲勞裂紋擴展的距離為一個單元，然后軟件會以單元的長度和得到的能量釋放率，通過Paris公式計算出對應的疲勞周次，直接跳轉到相應的循環次數，進行后續的計算。
Abaqus軟件的疲勞裂紋擴展分析暫不支持非線性，僅可定義裂紋面之間的接觸。
Marc
Marc軟件進行疲勞裂紋擴展分析時，與常規分析裂紋沒有太大差別，無需定義特殊的分析類型。初始裂紋建模和裂紋的擴展則是通過網格重劃分實現。
Marc軟件中，每次疲勞裂紋擴展的距離有兩種控制方式。方式1：直接由Paris公式計算出擴展的距離，逐一計算各疲勞周次。
展開 有限元軟件進行疲勞分析的若干問題
目前疲勞理論對于材料微裂紋的形成和擴展過程中的某些效應無法全面徹底地分析其機理，因此在此基礎上發展而來的各種方法在某些情況下可能導致結果誤差很大；
2. 各種疲勞分析有限元法對應力類型及作用方式十分敏感，而實際工程中這些因素往往無法精確得到，造成結果分散性相當大；
3. 很難預先判斷易發生疲勞破壞的危險區域，而想要對其中所有可能發生初始裂紋的節點進行細化建模分析目前顯然不太現實；
4. 不確定因素如載荷時間歷程的復雜性、模型試驗結果的分散性、殘余應力及腐蝕影響等，可能導致結果與實際情況存在量級上的偏差。
對于常用的疲勞分析軟件Fatigue，其自帶三種分析方法適用范圍如下：
1. S-N曲線總壽命分析法：
疲勞壽命相當長的結構，且很少發生塑性變形；
裂紋初始化及裂紋擴展模型不適用的結構如復合材料、焊接材料、塑料以及一些非鋼結構；
已有針對結構的大量現成S-N數據的情形；
焊接熱點區域疲勞分析以及隨機振動引發的疲勞問題。
2. 適用裂紋初始化分析法的情形：
基本沒有缺陷的金屬構件；
對安全性要求高，把初始裂紋的發生作為疲勞失效準則的構件；
確定哪些節點可能會發生疲勞初始裂紋并研究裂紋擴展情況時；
分析結構使用不同材料以及不同表面處理情況的影響效應時；
各項同性且延展性強的金屬材料構件，具有對稱的循環應力-應變曲線；
塑性占據主要地位的低周疲勞。
3.
展開 
基于XFEM技術模擬二維平板疲勞裂紋擴展-Abaqus軟件（附視頻教程）
首先點擊按邊進行播種，按住shift鍵，并選中plate的四條邊，點擊鼠標中鍵，進入編輯界面，選擇by number按照種子數量的方式進行播種，種子的數量為59（這里選擇為基數的原因是必須要保證xfem初始裂紋的位置位于網格的內部，而不能再網格的邊界上，否則會影響裂紋擴展的準確性，其根據各位可以去考究，本人是從網上找到的信息，出處不詳，歡迎補充），點擊ok完成種子播種。
然后點擊assign mesh control，指定劃分網格的技術，進入編輯界面，選擇quad全部為四邊形，structured，點擊OK；再點擊assign element type指定網格類型，進入編輯界面，在單元族family里選擇plain strain平面應變類型，其他的接受默認設置，點擊OK，最后的網格代號為CPE4。最后點擊mesh part生成網格。
圖7
6. 設置接觸條件，建立XFEM初始裂紋以及定義斷裂準則（這一步非常關鍵）。
首先進入到interaction模塊，找到special選項里的crack，點擊creat創建裂紋，選擇XFEM，點擊OK后，首先先點擊裂紋所在的區域，也就是點擊本例子中的plate，然后進入編輯界面，勾選crack location，然后點擊旁邊的箭頭，選擇我們裝配好的裂紋線，再勾選specify contact property，因為還沒有建立接觸屬性，所以我們可以點擊編輯界面里的來創建一個接觸屬性，進入contact property的編輯界面，我們只需要創建一個normal behavior，此選項可在mechanical里找到，參數設置如下圖，創建完點OK，回到XFEM crack的編輯界面，選擇剛剛創建的contact property后，點擊OK，完成XFEM 初始裂紋的創建。
展開 從安全壽命到損傷容限—飛機結構設計的觀念變化與演進（上）
因為一般在實驗室里做這種小型試片的疲勞試驗時，試片表面上都有經過特別處理，以使試片表面盡可能光滑平整而沒有任何缺陷，也就是沒有任何裂紋的存在。因此，由這種試片所得的疲勞壽命試驗數據，就包括了裂紋初始(Crack Initiation)及裂紋生長(Crack Growth)這兩部分。所謂裂紋初始(Crack Initiation)，是指試片表面沒有裂紋至發現有初始裂紋(Initial Crack)的那一段時間，至于初始裂紋的大小、尺寸、何時會發現，那要看該實驗室的非破壞性檢驗能力而定。而裂紋生長，則是指初始裂紋由此后繼續擴展，直到最后試片終于完全斷裂的那一段時間。
SAE1045鋼材的S-N曲線
如果把這種數據應用于飛機結構分析及設計上，由于我們很難相信也無法保證飛機上所有結構零件都處于完美無瑕的情況，換言之，結構上很可能(事實上也早已預先)存在著各式各樣微小的裂紋，只是制造時的非破壞性檢驗能力無法發現。如果結構上早已預先存在著有裂紋，則它的疲勞壽命中就不再包含裂紋初始的那一段時間，而在傳統的疲勞試驗里，裂紋初始階段所花的時間約占了全部疲勞壽命的百分之九十以上。傳統的麥林法則分析結果，一律包含了裂紋初始及裂紋生長兩階段時間，顯然過于樂觀，也因此在傳統的疲勞設計里，往往要采用一相當大的安全系數(一般是4)來盡量避免這項誤失，而這過大的安全系數又常常會造成結構超重。
至于用來驗證機體結構服役壽命的全機疲勞試驗(Full Scale Fatigue Test)，也因為試驗機體無法完全表現生產型機體于制造過程中所留下的制造瑕疵，讓試驗結果充滿不確定性。
展開 基于擴展有限元（XFEM）模型的裂紋擴展斷裂分析（原創案例賞析，如轉載，請注明出處）
分析類型：基于擴展有限元（XFEM）模型的裂紋擴展現象模擬
分析平臺：ANSYS17
技術難點：斷裂模型建模
關鍵詞：斷裂力學 擴展有限元 裂紋擴展
完成人：技術鄰ANSYS專家
業務咨詢網址：http://www.yqgqt.org.cn/content/other/402981
技術背景：金屬的斷裂損傷
工程意義：金屬損傷
研究對象：帶孔板
初始裂紋位置1的裂紋擴展
初始裂紋位置2的裂紋擴展
利用lammps模擬不同預制裂紋對單晶鋁的力學性能的影響
關鍵詞：lammps模擬，裂紋擴展，拉伸，單晶鋁，ovito
隨著納米技術的發展，人們的注意力逐漸從宏觀物體轉向微觀物體。由于納米晶體金屬及合金材料具有優越的物理、化學、力學特性，越來越受到人們的重 視，但是材料的缺陷嚴重影響著人們的安全，所以研究裂紋的擴展機制成為一項重要的研究課題。 由于裂紋擴展在原子尺度上進行，目前傳統的宏觀連續介質力學已經無法滿足材料微觀尺度變形機理的研究。近幾十年來，分子動力學方法作為一種計算機模擬技術，解決了由大量原子組成的系統動力學問題，它能夠揭示在微觀尺度下材料的變形和斷裂的實質過程。尤其近幾年來，計算機的飛速發展也為研究裂紋擴展提供了可能。
為了深入研究單晶鋁在裂紋存在時的行為，建立了兩種三維單晶鋁帶有預制初始裂紋的模型。這兩種模型是基于單晶鋁的嚴格面心立方晶格結構設計的，其中晶格常數a被設定為0.405 nm，這是鋁在室溫下的典型晶格尺寸。采用可視化分析處理軟件ovito對編程得到的原子坐標數據，具體模型如圖a、b所示：
圖(a)和圖(b)分別為帶有不同裂紋的單晶鋁初始模型，使用顏色將模型簡單分區，在黃色區域加載Z方向正向載荷拉伸，考慮拉伸過程中的裂紋擴展情況。兩種模型的大小、尺寸相同，使用相同的EAM勢函數進行單向載荷加載，得到的應力應變曲線、楊氏模量及屈服應力如圖所示：
首先，圖(c)和圖(D)分別展示了基于圖(a)和圖(b)模型的應力-應變曲線。這兩條曲線直觀地反映了材料在受到外力作用下的力學響應。從應力-應變曲線中我們可以看出，盡管兩種模型具有不同的初始裂紋形態，但它們對單晶鋁的屈服應力影響并不顯著。這意味著在裂紋擴展之前，材料的彈性變形階段和屈服點附近的力學行為是相似的，裂紋形態并不是決定屈服應力的主要因素。
展開 從安全壽命到損傷容限—飛機結構設計的觀念變化與演進（下）
損傷容限裂紋緩慢生長設計下，規定預存裂紋初始長度與形狀
美國空軍的MIL-A-83444《飛機損傷容限需求》中，規定飛機結構需采裂紋緩慢生長(Slow Crack Growth)設計或“破損安全”設計(注：在MIL-A-83444與FAA中，各有其破損安全設計的定義)。所謂的裂紋緩慢生長設計，就是結構上的初始裂紋，在一定期間內不會生長到臨界值。單一負載路徑結構一定得采用這種設計方式，例如戰斗機的縱梁就屬這種結構，其預存裂紋生長壽命需大于飛機設計服役壽命;而“破損安全”設計則分成：一、多重負載路徑結構，如：戰斗機的機翼和機身常以多個接頭相接合，任一個接頭損壞，其負載會轉由其它接頭分擔。二、裂紋阻滯(Crack Arrest)結構，如：大型飛機的機身沿圓周方向，會在蒙皮內側每隔 50厘米加貼一裂紋阻滯條，可阻擋沿機身方向延伸的蒙皮裂紋。
“損傷容限”設計必需假設飛機主結構件上，最容易產生裂紋的臨界位置(Critical Area)上有一定大小的預存裂紋。就裂紋緩慢生長結構而言，在固定件孔邊的初始裂紋長度與形狀為：若結構厚度大于0.127厘米)，為半徑0.127厘米的四分之一圓;若結構厚度小于或等于0.127厘米，則為長度0.127厘米的穿透裂紋。在非固定件孔邊位置的初始裂紋長度與形狀為：若結構厚度大于0.318厘米，為直徑0.635厘米的半圓;若結構厚度小于或等于0.318厘米，則為長度0.635厘米的穿透裂紋。
就“破損安全”結構而言，初始裂紋長度與形狀在固定件孔邊為：如果結構厚度大于0.051厘米，為半徑0.051厘米的四分之一圓;如果結構厚度小于或等于0.051厘米，則為長度0.051厘米的穿透裂紋。
展開 雙懸臂梁層間損傷分析(DCB)
原始文件：無
分析類型：非線性靜力學（層間裂紋擴展）
3D模型：粘結層長140mm，初始裂紋長10mm，整個雙懸臂梁高2.032X2=4.064mm，寬25.5 mm。
雙懸臂梁左側為固定端，雙懸臂梁右端上下邊在1s 的時候預加點載荷（位移）1mm
算例概述：
本算例為一個完整的層間損傷仿真算例：首先利用NX建立3D實體結構(兩個相鄰實體)，在FEM里面首先連接兩個方塊，之后劃分網格利用基于鋪層的方法建模并拉伸成3D實體，刪除粘接層以定義初始裂紋，創建節點及1D剛性連接以方便加載集中力，求解輸出集中反力。
步驟：
1、CAD模型 (Modeling)：
2. 創建FEM & SIM 文件 (Advanced Simulation):
3. 網格劃分 (Meshing)：
4. 復合材料性質定義(Define laminate property with Ply based method)
5. 創建1D連接以方便后續定義集中力
6. 邊界條件(Boundary Condition)：
7. 載荷(Loading)：
8. 求解設置：
9. 后處理
模擬結構形變過程(Animate Displacement-Nodal)
利用Post processing下面的Create Graph創建力位移曲線
百度網盤：http://pan.baidu.com/s/1nvhE7UT
優酷：http://v.youku.com/v_show/id_XMTU2NjU0MTgxNg==.html
附件包含了詳細教程及所需要的幾何零件
雙懸臂梁分層破壞模擬(分步教程).pdf
詳細教程.zip
展開 熱-機械疲勞分析模塊，Fe-safe/TMF?
3、案例分析
（1）活塞疲勞裂紋
其中，第一幅圖是活塞實際的裂紋破壞情況，詳細反映了疲勞裂紋的位置，初始裂紋位置等信息；第三幅圖是疲勞斷面的形狀；第二幅圖是用Fe-safe熱機械疲勞模塊進行疲勞分析后得到的壽命云紋圖，參照第一幅圖裂紋的位置和形狀，可以看出，通過Fe-safe熱-機械疲勞模塊對活塞進行疲勞分析，可以準確地得到初始裂紋的位置等信息，對產品的設計與優化起到非常大的指導作用。
基于workbench的復雜條件下底部鉆具組合疲勞壽命分析
圖 4 井下鉆具組合的損傷圖
圖5 井下鉆具組合的壽命圖
3.2 無裂紋的BHA 的疲勞分析結果
圖 6 不同裂紋隨加載歷史壽命的變化規律
有初始裂紋的鉆柱與無初始裂紋的鉆柱，其破壞機理不同，疲勞壽命也不同；對有裂紋的鉆柱，由于鉆柱的初始裂紋形狀不同，每種裂紋的應力強度因子不同，因此疲勞壽命也不同，尤其以表面線性裂紋的影響最大，所以應特別注意避免機械損傷鉆柱的外表面。下面主要針對具有表面線性裂紋、深埋圓形裂紋、表面半橢圓裂紋和深埋橢圓裂紋的BHA進行了疲勞壽命的預測。
由上圖可以看出，表面線性裂紋的下部鉆具組合（BHA）的疲勞壽命計算結果為3.09e+007 次；深埋圓形裂紋的BHA 的疲勞壽命計算結果為2.18e+008 次；深埋橢圓形裂紋的 BHA 的疲勞壽命計算結果為1.01e+008 次。表面半橢圓裂紋的BHA 的疲勞壽命為5e+007 次。計算結果符合現場的使用情況。
3.3 裂紋長度對BHA 壽命的影響
各種裂紋在某一次循環載荷的作用下都將發生擴展，隨著裂紋的擴展，擴展后的裂紋尖端的應力強度因子也將產生變化。這一變化按產生的原因可以分為兩大類：第一類是自身幾何尺寸的變化導致的應力強度因子的增大；另一類是由于自身以及其他裂紋幾何尺寸的變化而導致的應力強度因子綜合構形系數的變化。本文主要研究了第一類影響—裂紋長度的變化，對于鉆柱疲勞壽命的影響。
圖 7 所示為基于ANSYS-Workbench 的具有表面線性裂紋、深埋圓形裂紋、表面半橢圓裂紋和深埋橢圓裂紋的BHA 的疲勞壽命隨著不同形狀裂紋長度的不同的變化曲線。由圖可知，不管裂紋形狀如何，下部鉆具組合的疲勞壽命隨著裂紋長度的增加都呈現降低的趨勢。
展開 擴展有限元（XFEM）在結構斷裂分析中的應用 ￥5
點擊Continue，選擇裂紋可擴展區域為整個壓力容器，勾選Allow crack growth及Crack location，手動選擇模型中提前預制的一個曲面作為初始裂紋面，如考慮裂紋面的接觸屬性，可勾選Specify contanct property，并指定提前創建好的接觸屬性即可。
其他的邊界與加載步驟與常規模型無異，不再贅述。
將上述模型提交計算之后，就可以看到裂紋的擴展過程。如下圖所示。
本案例中所講述的是一個金屬壓力容器在內壓作用下的裂紋擴展問題，采用的是XFEM，下一期開始講述復合材料結構中XFEM的應用，敬請關注。
以下為本案例的CAE模型及inp文件下載鏈接。
展開 循環載荷下電子元件的界面層裂擴展
此案例的模型來源于常見的模塑封電子元器件，針對封裝材料環氧模塑化合物引腳銅材料的準靜態界面裂紋擴展。考慮了真實的封裝過程中的降溫過程，從120攝氏度降到25攝氏度。先進行了降溫分析，然后進行了相應的力學分析，建立了二維和三維的裂紋擴展模型，基于能量釋放率的內聚力模型，施加循環位移載荷，求解得到模型的應力和裂紋擴展曲線。
部分命令流如下所示。
TUNIF,TEMP,120
NSEL,S,LOC,Y,,
BF,ALL,TEMP,25
ALLSEL,ALL
......
TB,CZM,2,,,CBDE
TBDATA,1,10,25e-3,20,86e-3,1e-8
......
初始裂紋的設置采用接觸對和ESURF命令。
部分模型的裂紋擴展圖（以下只是部分模型，針對模型SD0的）。
裂紋擴展完成后獲取了線彈性條件下的模型應力分布圖。此圖主要作為確定塑性分析屈服強度的參考數據。
提取的部分模型的位移加載點的裂紋擴展曲線。此圖考慮了線彈性和彈塑性兩種情況下的裂紋擴展曲線，關于塑性模型的選取可參考附錄的PDF文檔。
以上裂紋能夠擴展，關鍵是要確定好兩點，如何形成初始裂紋和內聚力單元，采用的界面材料的斷裂準則。除了上述裂紋擴展的分析外，還獲取了特定裂紋長度下的J積分數值。在計算J積分是，裂紋尖端的網格劃分比較重要，下面給出了幾種不同軟件劃分的裂紋尖端網格模型。J積分的計算主要涉及的方法是相互作用積分法。
考慮塑性時裂紋尖端的塑性應變，此應變圖可以用來解釋彈塑性條件下J積分計算的合理性。
此外，還討論了去除內聚力以后特定裂紋長度循環載荷下的裂紋擴展曲線（考慮了80個循環），如下圖。這里明顯考慮了材料的彈塑性，卸載以后不會再回到原來的位置，產生了永久的塑性變形。
展開 ALOF含缺陷設備的軟件安全評定計算軟件——門式起重機主梁的角焊縫分析
ALOF含缺陷設備的軟件安全評定計算軟件——門式起重機主梁的角焊縫分析
1、背景介紹及模型簡化ALOF實現
門式起重機主梁的角焊縫是最容易出現裂紋擴展的區域之一，我們以此部位為例介紹ALOF確定漏檢設備檢修周期的過程。
圖1.門式起重機示意圖
圖2.門式起重機主梁參數化建模對話框與參數化模型
通過對該設備進行現場儀器探測和主梁模型的有限元分析，發現在某角焊縫處存在最大拉應力σm=150MPa，該部位受力如下圖3所示：
圖3角焊縫模型
該角焊縫處存在一漏檢表面裂紋，以探測設備的漏檢長度作為裂紋初始長度，裂紋長度a =2mm，如下圖4所示。對該角焊接局部區域建立有限元模型，并定義初始裂紋，進行檢修周期的計算，有限元模型如圖5所示。
(b) 生成平面網格模型 (c)拉伸得到實體網格模型
圖4.角焊接區建模過程
2、計算結果展示
圖 5.角焊接處裂紋擴展結果展示
圖6.動態裂紋擴展過程應力云圖、網格變化及散點圖
3、確定檢修周期。
(a) 安全系數與疲勞次數關系曲線 (b)裂紋擴展量和疲勞次數關系曲線
圖7.疲勞次數分析結果
由圖可知，該裂紋在應力循環1.4百萬次以后，安全系數急劇變小，疲勞次數也趨于一極限值，此時結構將發生破壞，而裂紋擴展前十步的疲勞次數達到總壽命的95%以上，故取該疲勞次數來確定檢修周期，根據國內外實踐經驗通常取疲勞擴展次數的十分之一作為檢修周期，所以該設備的檢修周期為：
檢修周期=1.46百萬次÷每日使用次數200÷一年365天÷保守系數10=2年
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