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101.
P-ε-N曲线拟合法   总被引:1,自引:0,他引:1  
给出一种描述P-ε-N曲线的方法──三参数幂函数拟合法。该方法可以使P-ε-N曲线试验数据在双对数函数坐标系lgN-lg(ε-ε0)中最大限度地呈现线性关系,因而具有较小的均方差,而且解反映出P-ε-N曲线的变化趋势。对于应变-寿命关系也具有可逆性,因而可以方便地进行应变疲劳可靠性计算。  相似文献   
102.
针对TA15钛合金材料进行了超高频脉冲钨极氩弧焊接工艺试验。采用金相试验方法和力学性能试验对超高频焊接和常规焊接工艺下的显微组织和性能进行对比。结果表明,采用超高频氩弧焊的焊缝宽度明显比常规氩弧焊窄,晶粒尺寸减小30%以上;α相片层厚度要厚于常规焊,且分布更规律、更有序。超高频脉冲焊接接头抗拉强度与常规氩弧焊基本相当,塑性优于常规氩弧焊,其疲劳性能也高于常规焊。  相似文献   
103.
重点介绍了提高钛合金疲劳性能的表面改性技术的最新研究进展。主要从喷丸强化、激光冲击强化、挤压、滚压、离子注入、滚磨光整加工、水射流喷丸等典型方式对钛合金的加工能力、作用机理,以及加工后零件的残余应力水平和疲劳性能等方面进行了阐述,以期为航空钛合金零件的表面改性提供借鉴。  相似文献   
104.
研究了激光冲击强化对7050-T7451铝合金小孔件疲劳寿命和断口形貌的影响。采用ABAQUS对峰值压力2.7GPa下小孔构件孔壁与表面上的应力分布进行了研究,并基于仿真结果对试样进行激光冲击强化试验和疲劳拉伸试验。结果显示,激光双面冲击强化在板料两侧形成一定深度的残余压应力影响层,而在中心形成一定范围的残余拉应力层,这也是导致疲劳源由孔角向孔壁中心转移的主要原因;在应力水平165.8MPa、195.0MPa和275.4MPa下,试样的疲劳寿命分别平均可增大451%、216%、116%;经激光冲击强化后,试样的疲劳源位置由孔角转移至孔壁内部,且疲劳裂纹扩展区面积明显增大。研究表明,激光冲击强化能明显改善铝合金小孔构件的疲劳性能,但强化效果随外加载荷的增加逐渐减小。  相似文献   
105.
基于扩展有限元方法研究钛合金传统机加接头耳片与含预置非焊合区的层合接头耳片结构在拉-拉疲劳荷载作用下的裂纹扩展特性,揭示螺栓孔在受挤压情况下非焊合区对钛合金典型连接结构疲劳裂纹扩展的抑制作用,并通过试验验证扩展有限元方法对钛合金典型连接耳片结构裂纹扩展特性分析的有效性。  相似文献   
106.
采用基于当量裂纹扩展法的结构破坏危险性分析计算程序,对L11飞机机翼第1肋壁板对接区进行了结构破坏危险性分析,结果表明,该对接区能满足L11飞机设计寿命指标要求。  相似文献   
107.
叙述了美国MTS公司生产的MTS-810(809)系列电液伺服疲劳试验机负荷系统、DC检测器和量程校准模块的原理、调整方法和力值校准方法。  相似文献   
108.
超声疲劳试验技术的应用   总被引:2,自引:1,他引:2  
倪金刚 《航空动力学报》1995,10(3):245-248,310
论述应用超声疲劳试验技术研究金属合金受高频(20000Hz)振动载荷下的疲劳寿命及裂纹扩展性能, 研究材料受超声疲劳循环载荷的机械损伤和断裂机理。该试验技术应用于疲劳断裂研究领域具有省时、省力、省钱和无噪音等突出优点, 并能很好地模拟航空发动机有关构件实际工作状态下的机械损伤模式。   相似文献   
109.
碳纤维复合材料疲劳性能的测定   总被引:1,自引:0,他引:1  
根据碳纤维复合材料的疲劳试验情况,系统地介绍了该材料的疲劳性能的测定,曲线绘制与数据处理方法,并简要介绍了碳纤维的材料疲劳性能。  相似文献   
110.
为满足结构设计寿命要求,针对结构的疲劳强度薄弱部位,需进行结构疲劳细节优化设计和筛选试验,为此,本文首先提出了某飞机结构的三种疲劳设计形式,并建立其筛选试验新方法,然后,进行了此三种疲劳设计形式的模拟件的筛选试验,在此基础上,进行了筛选试验数据的可靠性分析。分别计算出三种设计形式的疲劳寿命的增益结果。分析结果表明:本文提出的设计方案3效果最优,据此优化出了最佳的疲劳设计形式。  相似文献   
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