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提出了用拉曼显微镜测试 Si C/ Al2 O3纳米复合材料表层 V氏压痕周围残余应力的新方法。试验结果表明 ,其荧光光谱 R曲线峰频率随离压痕中心的距离大小而变化 ,压头施加在材料上的载荷的大小 ,严重影响 R曲线频率的变化。文中假定应力张量横向各向同性 ,并以加压之前材料的荧光光谱作为基值 ,确定压痕周围的残余应力。最后 ,采用等静应力解释并比较了压痕周围残余应力与压痕载荷、离压痕中心距离之间的关系。 相似文献
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针对薄膜材料在纳米压痕试验时出现的压痕尺寸效应,运用准连续介质法模拟单晶铝膜纳米压痕试验初始塑性变形过程。分析了不同直径的刚性圆柱形压头分别压入同一深度时弹性和塑性变形特点,并获得了相应的载荷—压深曲线。基于Oliver-Pharr法,预测了纳米硬度值和弹性模量。研究数据表明:纳米硬度值随着压头直径的增加而减小,呈现出明显的压头尺寸效应;当压头直径达到或超过80时纳米硬度值趋于稳定值,即压头尺寸效应消失。同时表明弹性模量不存在尺寸效应。表明材料的弹性模量本质上仅依赖原子间的结合能,而和压头尺寸基本无关。 相似文献
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提出了用拉曼显微镜测试SiC/A12O3纳米复合材料表层V氏压痕周围残余应力的新方法。试验结果表明,其荧光光谱R曲线峰频率随高压痕中心的距离大小而变化,压头施加在材料上的载荷的大小,严重影响R曲线频率的变化。中假定应力张量横向各向异性,并以加压之前材料的荧光光谱作为基值,确定压痕周围的残余应力。最后,采用等静应力解释并比较了压痕周围残余应力与压痕载荷、高压痕中心距离之间的关系. 相似文献
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基于损伤力学方法建立了有机玻璃蠕变/疲劳损伤表达式,运用损伤增量线性叠加原理,给出疲劳损伤和蠕变损伤分离方法。进行了有机玻璃YB-3的蠕变试验和不同频率下的疲劳试验,成功地分离了疲劳试验数据中的蠕变损伤和疲劳损伤。算例结果表明,损伤分离法可以分离蠕变疲劳产生的蠕变损伤和疲劳损伤,很好预测疲劳和蠕变共同作用下的疲劳寿命。 相似文献
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本文介绍了一种简单评估准晶材料Al59Cu25.5Fe12.5B3的断裂韧性的方法。根据维氏(Vickers)压痕试验法测量的显微硬度和利用扫描电子显微镜(SEM)测量压痕的径向裂纹尺寸,计算出断裂韧性为1.34MPam^-1/2。该结果与报道的结果基本一致。 相似文献
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新型双凸极发电机数字控制原理与实现 总被引:3,自引:0,他引:3
电励磁双凸极电机是一种新型交流无刷电机,它具有结构简单、可靠性高、维修方便等优点,用作发电机具有调压控制简单、可故障灭磁等优点。文中首先介绍了电励磁双凸极发电机系统的控制原理,并分析了发电系统的控制规律。为优化控制P I参数,提高系统的动稳态性能,通过M atlab仿真获得根据输出电压与给定电压的偏差的变P I参数组合,并经试验优化该P I参数组合。然后,通过硬件构成与软件设计两方面介绍了基于DSP控制的电励磁双凸极发电机系统的设计方法。最后,以一台30 kW发电机为例,设计了一套数字调压器,并进行了系统试验。实验结果表明,电励磁双凸极发电系统采用变P I参数的控制方法具有良好的动稳态特性。 相似文献
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多点正弦模态试验技术的注记 总被引:1,自引:0,他引:1
探讨了多点稳态正弦激振模态试验技术的几个问题,利用离散傅立叶变换的正弦信号数据处理方法和实现,多点稳态正弦激振频响函数估计方法,利用测试频响函数确定多点正弦相位共振试验的适调激振力分布的奇异值分解方法,给出了两咎利用相位共振试验确定结构参数的计算方法。 相似文献
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损伤面积是复合材料层合板在受低速冲击后其损伤严重程度主要表征参数之一。本文基于3层拓扑结构的BP人工神经网络,以冲击能量和凹坑深度作为输入参数,建立了损伤面积的快速估算模型。利用试验样本数据对BP神经网络模型训练后,选取样本数据进行仿真验证。对比分析说明该损伤面积估算模型具有良好的试验数据内在联系发掘能力,估算准确性与效率较高。本文研究为复合材料层合板低速冲击损伤面积估算提供了一种新的有效方法。 相似文献
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结冰相似准则是将飞行条件转换为试验参数的重要理论方法,然而现有的相似准则多基于小水滴结冰过程而提出,其在应用于大水滴的相似转换时会出现较大偏差。针对这一现状,开展考虑水滴动力学特性的结冰相似准则研究。首先,基于ONERA相似准则,融入关于水滴变形破碎和飞溅动力学特性的相似参数,提出了修正的结冰相似准则;其次,基于这两种相似准则,采用数值模拟的方法计算获得了修正前后的收集系数,并对比验证了修正方法的有效性;最后,分析两种修正方法得到的试验参数随尺寸缩比的变化情况,给出了所修正的相似准则在结冰试验中的应用建议。结果表明,本文修正方法提高了局部收集系数的吻合度,降低了收集系数平均误差和撞击极限误差,且应用该准则得到的缩比试验参数在结冰风洞的设计范围之内。该修正方法可以为过冷大水滴结冰风洞试验相似变换提供指导。 相似文献
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为掌握喷嘴缩进长度和燃烧室长度对气氧/煤油火箭发动机高频燃烧不稳定性的影响规律,设计并开展了单喷嘴模型发动机燃烧实验。实验选用了气液同轴离心式单喷嘴,采用中心供应氧气,液体煤油经切向孔沿轴向旋转进入喷嘴的形式,为测试燃烧稳定性,燃烧室和喷嘴缩进的长度分别作为实验变量,利用高频压力传感器采集数据,基于压力信号对实验结果,尤其是呈现的纵向高频燃烧不稳定性现象进行了细致地研究。结果表明:在本文研究条件下,随着缩进长度的增加,对纵向高频燃烧不稳定性产生阻尼作用,但不会消除纵向高频燃烧不稳定。燃烧室的长度在516和356mm之间存在某个值,使得喷嘴缩进长度对燃烧稳定性影响可以忽略。随着燃烧室长度的增加,一阶纵向声学频率逐渐减小,而幅值逐渐增强。出现这些现象的原因是燃烧过程压力振荡与声波存在相位差。此外,燃烧室长度对纵向高频燃烧不稳定性的影响比缩进长度更明显。 相似文献
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本文在液体晃动等效力学模型的频响函数拟合方法的基础上,给出了一种改进的液体晃动试验采集和数据处理方法,如两参数识别和单参数识别。应用本文的方法,可以有效地提高试验效率,精度也满足工程的要求。 相似文献
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在分析了目前进行飞行器大攻角气动特性研究所采用的尾旋风洞试验、常规风洞自由飞试验和遥控模型自由飞试验的优缺点之基础上指出:把系统辨识方法与这些试验方法结合起来,是一种行之有效的研究飞行器大攻角气动问题的技术途径,它可以简化这些试验方法的一些技术环节,提高试验精度。若气动数据来源于尾旋风洞,这种新方法只能研究飞机的发展尾旋和改出尾旋;若气动数据来源于常规风洞,这种新方法也只能研究飞行器的大攻角、偏离、过失速和失速性滚摆/滚转模态;只有通过模型自由飞获取气动数据,这种新方法才有可能研究包括尾旋全过程在内的各种大攻角飞行模态。 相似文献