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<正> 不同应力比下裂纹超载截止比γ_s是随机谱载下裂纹扩展寿命估算中常用的一组重要参数。目前的一些经验公式用于计算应力比R<0,尤其R<-1时的γ_s显得不合理。为此,本文提出残余压应力消失条件,并用之于γ_s的计算,使得R<0时γ_s的计算更趋合理。 1.问题分析 从力学角度分析,超载迟滞乃至超载截止现象发生的原因均在于裂纹面上与裂尖前方存在残余压应力。裂纹扩展进程中,正的峰值应力是残余压应力产生的根源,负的谷值应力则能减弱以至消除之。残余压应力完全消失时则有,γ_s=+∞,也即不发生超载截止。 相似文献
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本文通过对用ACN-PCN通报道面强度的超载和道面的应力比进行分析,建立起两者之间的数学关系。由此可以快速、简便地计算出在不同超载条件下的道面应力比变化情况,从而反映出超载与道面疲劳强度间的内在联系。 相似文献
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单晶叶片材料拉/压屈服特性的力学研究 总被引:3,自引:0,他引:3
在Ni基单相(γ′)单晶合金拉/压屈服规律的基础上,对单晶叶片材料(γ′和γ两相)进行了分析。给出了一组能反映其屈服规律的力学表达式和分析程序,并用实验结果进行验证。 相似文献
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TDRSS的现在与未来性能梗概 总被引:1,自引:0,他引:1
本文介绍了TDRSS系统当前和预期性能的概况。本文分类一节,空间部分能力-第一节。天基/地面部分能力-第二节。卫星TDRSF1-F7/TDRSH,I,J业务能力比较-第三节。 相似文献
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1.实验方法 试样为空心薄壁圆筒(图1),材料为30CrMnSiNi2A。实验在北京科技大学力学测试中心的MTS809型电液伺服疲劳试验机上进行。将拉扭引伸仪装卡在试样上,采用对称的闭环应变控制,拉压轴向线应变比R_g=—1,扭转剪应变比R_γ=—1,拉扭同相加载,采用 相似文献
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曾金芳%王庭武%丘哲明%乔生儒 《宇航材料工艺》2001,31(1):19-23
研究了F-12与HTA-P30碳纤维混杂复合材料纵向拉压性能,结果表明,该混杂复合材料体系的纵向拉伸强度均低于混合定律的预测值,表现出明显的混杂负效应,而纵向压缩强度表现出混杂正效应,且拉伸强度的混杂效应比压缩强度的大,材料的拉压破坏模式发生改变。 相似文献
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分析了机翼前后缘处于影区时的散射机理,建立了机翼爬行波雷达散射截面(RCS)的计算模型。该模型反映出外形参数对RCS的影响,便于工程计算。针对典型试件进行了理论计算和一维成像实验,结果吻合良好 相似文献
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建立了一种用裂纹张开位移引伸计对2024T3铝板试件的疲劳裂纹张开应力进行自动测量的方法。比较了斜率法、切线相交法和切点法所得结果的差别及测点位置的影响。并给出了超载作用下的疲劳裂纹张开应力的测量结果。 相似文献
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飞机和发动机等重要装备承力结构在服役过程中通常承受变幅疲劳载荷作用。直接测量和分析由于过载塑性变形而导致的裂纹尖端附近残余应力场,对于较好地理解变幅加载下疲劳裂纹扩展行为,从而改善和发展疲劳寿命预测模型具有重要价值。本文基于微细尺度的深度-传感压痕(DSI)残余应力测量技术,研究了材料疲劳裂纹尖端附近残余应力场的实用测试技术,获得了铝合金中心裂纹拉伸试样在恒幅及单峰疲劳过载作用下裂纹尖端附近的残余应力场分布。同时,还采用弹塑性有限元方法模拟分析了相同疲劳载荷下裂纹尖端附近相应的残余应力场分布。相互验证表明:两种方法获得了基本吻合的结果。 相似文献
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飞机起落架的收放大部分是在飞机飞行时进行的,起落架主要承受着飞行时的气动载荷、质量力和惯性载荷,这些载荷的大小或方向随着飞机的飞行速度和起落架的收放不断发生变化。在地面进行起落架收放系统可靠性试验时,为真实反映起落架收放时的收放载荷,施加多大的收放载荷以及如何施加收放载荷成为起落架收放系统可靠性试验中的关键技术。本文对某型飞机起落架收放载荷进行了研究,提出了起落架收放载荷当量化处理的一种方法,并采用动力学软件对当量化结果进行了模拟分析,分析结果与飞行实测结果十分吻合,而且该当量化方法简易可行,便于在起落架收放系统可靠性试验中施加载荷。 相似文献
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轻型直升机的滑橇式起落架结构简单,有着广泛的实际应用。本文针对某项目直升机的设计需要,用机械能守恒定律和材料力学的方法对该型起落架的着陆载荷做出定量分析,并校核了起落架的垂直过载和强度。 相似文献
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研究LY12CZ铝合金板材缺口附近短裂纹扩展阶段单峰超载迟滞效应。试验表明,在单峰超载情况下,短裂纹与长裂纹扩展相似,均存在超载迟滞效应。并且短裂纹阶段更敏感。 相似文献
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Fiberreinforcedmetallaminates(FRMLs)areagroupofmaterialsbybondingthinmetalsheetswithfibercomposites[13],typicalywith2/1layup... 相似文献