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对MB8变形镁合金超声疲劳试样进行设计计算.为了减小试样振幅,使试样产生较少的热量,减轻冷却系统压力的同时防止试样产生相变等组织变化,将试样设计成变截面形状.根据试样振动位移方程、边界条件和位移连续条件推导出试样谐振长度与其他尺寸的关系,计算出一系列超声疲劳试样的尺寸.结果表明:变截面圆柱和板状试样随着圆弧过渡段长度增大,谐振长度减小,圆弧过渡半径增大;对于无中间等截面段试样,位移应力系数Cs和应力放大系数M随着圆弧过渡段长度减小而减小;对于含有中间等截面段试样,位移应力系数Cs和应力放大系数M随着中间等截面段长度减小而减小. 相似文献
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基于轮廓法测试铝合金拉弯成形残余应力研究 总被引:2,自引:0,他引:2
以2026-T3511铝合金T形结构件的拉弯成形件为研究对象,首先采用线切割将T形结构件分割成两块具有T形截面的试样,然后基于轮廓法测试应力原理应用激光位移传感器分别测试两个分割截面的轮廓变化,进而将两个截面的测量值拟合平均后与有限元模型结合以计算该试样的初始残余应力,从而获得该T形结构件的横截面法向应力并分析其分布特征。研究结果表明,基于轮廓法测得的应力分布与有限元仿真结果分布规律相近:峰值压应力为60MPa,峰值拉应力为40MPa;轮廓法在航空结构件应力测试中能够准确地获得其他测试方法无法获得的横截面完整的应力分布。 相似文献
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基于试样缺口根部区域应力分布规律,综合考虑了平均应力、应力梯度及尺寸效应的影响,发展了一种考虑梯度影响的缺口疲劳寿命预测方法.以TC4合金材料含两种形式缺口的试样为例,计算得到了缺口应力梯度影响因子和尺寸效应影响因子,并进行了疲劳寿命预测.寿命预测结果表明:引入缺口局部平均应力、应力梯度影响因子和尺寸效应影响因子可以较为全面地考虑缺口对试样疲劳寿命的影响,基于所发展的缺口疲劳寿命预测方法给出的TC4合金缺口试样疲劳寿命预测结果在2倍分散带以内. 相似文献
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FOD缺口型损伤对TC4疲劳极限强度的影响 总被引:1,自引:1,他引:0
针对TC4钛合金风扇/压气机叶片前缘常遭受的外物损伤(FOD)缺口型损伤,进行了不同冲击角度下高速弹道冲击试验研究、损伤特征与应力集中分析,开展了冲击后不处理和冲击后去残余应力退火试样的高循环疲劳试验和疲劳极限强度预测。结果表明:随着冲击角度的增大入射侧损伤尺寸和应力集中系数基本保持不变,出射侧缺口损伤深度和损伤长度减小。损伤深度范围为0.6~1.5mm,应力集中系数范围为2.6~3.4。缺口型损伤试样的疲劳极限强度下降为光滑试样的27%~53%,与应力集中系数并不是呈反比关系。退火试样的高循环疲劳(HCF)性能或略微下降或基本不变,表明残余应力影响较小,残余应力对疲劳极限强度的影响程度不足光滑试样的10%。缺口型损伤试样的HCF性能与损伤底部半径的相关性不明显,随着最大损伤深度和损伤长度的增加而下降,表明制定维修手册时应着重考虑缺口型损伤的最大深度和损伤长度。Peterson经验公式对HCF性能的预测精度不理想,误差最大为45%,需要发展高精度的FOD缺口型损伤构件HCF性能预测方法。 相似文献
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可逆式冷轧内应力仿真及立辊侧轧变形控制研究 总被引:1,自引:0,他引:1
基于有限元软件Msc.Marc,采用弹-塑性大变形有限元法,建立三维可逆式轧制有限元模型,仿真出可逆式两道次冷轧中咬入-抛出-反转过程应力的产生及变化,解决了实际生产中铝合金厚板可逆式冷轧咬入困难及变形难以控制的难题.仿真结果与实验测试结果比较验证了该有限元模型的合理性.可逆式多道次轧制可以减小上道次轧制应力,轧制应力沿厚度方向呈M型分布.控制宽展的立辊侧轧引起的狗骨形截面可通过侧轧后再小压下量平轧进行矫正,得到平直度符合公差的板材. 相似文献
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为探究TC17钛合金超声喷丸强化均匀性量化表征方式,分析了0.2A喷丸强度下超声喷丸与传统喷丸对TC17钛合金表面与截面形貌分布状态的影响,结果表明,传统喷丸弹丸冲击方向离散度较小,法向冲击较多,引起凹坑深度及凸起程度较高,出现堆叠、孔隙等特征,表面粗糙度较高。超声喷丸试样受离散冲击引起的切应力影响,表面形貌相对平坦,截面近表层区域晶粒尺寸呈梯度分布明显,表面与截面变形一致性程度高 相似文献
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电子回旋共振离子推力器放电室低信号调试 总被引:1,自引:0,他引:1
微波输入技术是电子回旋共振离子推力器的关键技术之一,输入微波在推力器放电室内产生谐振的时候,微波功率才能高效地被吸收,从而电离气体,提高电子的能量,增加等离子体的电离度。电子回旋共振离子推力器放电室是一个不规则的微波谐振腔,很难从理论上确定其谐振状态下的结构。本文利用网络分析仪,采用微波无源器件回波损耗的测试方法对放电室进行精确调谐,分析微波谐振频率及带宽,目的在于详细研究放电室的结构尺寸、微波耦合探针形状和尺寸在谐振状态下的匹配性。调试结果表明放电室增加14 mm圆柱段,选择圆柱段长度22 mm和球形直径9 mm的组合探针,可以得到较好的谐振状态,此时腔体的回波损耗为-23 dB,谐振频率4.195 GHz,谐振带宽为0.025 0 GHz,品质因素为167.848。 相似文献
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考虑应力梯度和尺寸效应对寿命的影响,通过引入应力梯度影响因子,将缺口试件与光滑试件的疲劳寿命相关联,建立了基于Walker平均应力修正的缺口试件寿命预测模型,进而结合三维弹性有限元分析对发动机涡轮盘进行了寿命预测.结果表明:所发展的寿命模型能较好地反映影响疲劳寿命的多种因素,尤其是应力集中对试件疲劳寿命的影响,综合考虑平均应力、应力梯度和尺寸效应的轮盘寿命预测结果更接近试验值,对GH901标准试件和轮盘的疲劳寿命预测结果都在2倍分散带以内. 相似文献
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试验研究了预先经历一定次数的低周疲劳(low cycle fatigue, LCF)对TA11合金高周疲劳(high cycle fatigue,HCF)强度的影响.考虑了LCF试验中循环最大应力、应力比和寿命比例等主要参数,根据步进法,利用旋转弯曲疲劳试验,研究了LCF预损伤对标准试件HCF强度的影响规律.结果表明:当循环最大应力为900MPa时,LCF载荷中靠前的循环产生的塑性应变大,因此加载较少的LCF预损伤也会降低该合金HCF强度;不同应力比的LCF预损伤都会降低HCF强度;当LCF预损伤的最大应力远小于材料的屈服强度时,LCF预损伤对HCF强度的影响较小,而当LCF预损伤的最大应力接近或大于材料的屈服强度时,则必须考虑LCF预损伤对TA11合金HCF强度的影响. 相似文献
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飞机在腐蚀环境下服役时,损伤形式为地面腐蚀与空中疲劳交替过程。依据该工况特点,研究了预腐蚀和交替腐蚀作用对2024-T4和7075-T651两种航空铝合金多轴疲劳行为的影响规律。结果表明:等效应力恒定时,随着预腐蚀时间增加,试样表面蚀坑数量和密度增加,腐蚀影响权重增大,2种铝合金多轴疲劳寿命均降低;交替腐蚀-多轴疲劳试验中,单位加载周次恒定时,单位腐蚀时间增加导致多轴疲劳寿命下降,试验过程中随着交替级数的增加,试样表面腐蚀程度加剧;基于Miner模型和预腐蚀疲劳寿命数据,提出修正的损伤累积模型,进行交替腐蚀-多轴疲劳寿命预测,寿命预测值基本位于2倍分散带内。 相似文献
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将两段式S-N曲线应用于Dirlik随机振动疲劳寿命预测模型,分段计算各自的疲劳损伤并进行叠加。基于该模型所模拟的应力幅值分布,推导了在两段式S-N曲线的情况下激励放大倍数同疲劳寿命之间的等效关系,并提出了基于该等效关系的加速试验寿命换算方法,为加速试验应力等级的确定提供了参考。针对随机振动中小应力幅占比较大的情况,该方法优化了这一部分的损伤计算方式,同时该方法还可以推广至超高周疲劳等需要使用多段式S-N曲线表达疲劳性能的情况中去,得到更加贴近实际的理论疲劳寿命与加速寿命间的等效关系。通过分析算例表明,在两段式S-N曲线下,应力与寿命也大体呈现出了两段式的对数线性关系,并使用文献中的试验数据进行了验证。 相似文献
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采用“断裂丝法”与“应力强度因子片法”测得某机翼下壁板的加筋结构的应力强度因子与剩余强度。依据12块试件的试验结果进行统计处理,获得概率剩余强度曲线。试验值与理论计算值吻合很好。 相似文献
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疲劳寿命计电阻变化机理的研究 总被引:12,自引:0,他引:12
用退火去除电阻累计的方法,研究了3种交变应变量下疲劳寿命计电阻增加的机理,并对液氮处理和冷作变形后的性能进行了研究。实验结果表明:疲劳寿命计电阻增加的主要贡献来自基体原子排序的改变,而在较低应变水平下,位错和点缺陷是电阻增加的主要原因。冷作变形提高反向应变电阻值,低温下疲劳寿命计性能没有改变。 相似文献
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TA11钛合金超高周疲劳行为 总被引:1,自引:0,他引:1
利用常规疲劳试验方法获得TA11合金在不同温度,不同应力比下的3×10~7及1×108超高周疲劳极限,并采用三参数幂函数法获得合金超高周疲劳中值S-N曲线及其描述方程。研究发现:与传统1×10~7疲劳极限相比,TA11合金的超高周(3×10~7及1×108)疲劳强度表现出继续降低的趋势,这一趋势在负应力比(R=-1)下不太明显,在正应力比(R=0.1,0.5)下十分显著,并且室温下的降低幅度大于高温下的降低幅度;断口分析表明,室温下TA11合金试样的超高周疲劳裂纹均萌生于表面,高温下TA11合金试样的超高周疲劳裂纹萌生方式与应力比有关,R=-1和0.1时疲劳裂纹萌生于表面,R=0.5时疲劳裂纹萌生于内部;TA11合金试样的表面状态是导致其疲劳寿命分散的主要原因。 相似文献
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腐蚀条件下LD2航空铝合金裂纹扩展规律研究 总被引:3,自引:1,他引:3
腐蚀损伤会加速飞机结构的疲劳裂纹扩展,缩短飞机疲劳寿命。以LD2航空铝合金材料为研究对象,通过在实验室内模拟飞机服役环境进行加速腐蚀试验,得到不同腐蚀时间下的试验件,并在MTS-810疲劳机上对不同腐蚀时间下的试验件进行疲劳试验,得到不同腐蚀年限下的疲劳断口形貌。通过断口判读分析,得到不同腐蚀年限下的裂纹扩展数据(a,N)。从不同腐蚀时间下的裂纹扩展数据研究分析,得到裂纹长度与循环次数符合指数函数的形式,即裂纹扩展速率与裂纹长度成正比,其斜率依赖于腐蚀损伤与疲劳载荷两个因素,而且在同一应力水平下,其斜率与腐蚀时间呈线性关系,并且其截距与应力水平也呈线性关系。 相似文献