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941.
高周疲劳裂纹萌生的非线性微观力学模型 总被引:4,自引:0,他引:4
李玉春 《南京航空航天大学学报》1998,30(3):261-267
简要介绍了高周疲劳裂纹萌生的微观力学模型,如滑移带挤出模型,位错塞积模型和位错反应模型等。 相似文献
942.
周兰钦 《南京航空航天大学学报》1991,(1)
本文认为国外新型起落架设计和制造的先进性主要表现在两个方面:首先从选材上采用真空熔炼成的整体模锻件,其次采用耐久性设计方法:高强度钢构件的攻丝孔基本凸台高度大于螺纹深度;高强度钢构件上注油咀基体螺纹设计成有一定凸台高度;对管状结构件最小过渡半径的限制;U形接头的防腐蚀措施;整体锻件的表面加工;喷丸强化和滚压螺纹的采用;以及真空热处理和多种表面处理的采用。 通过分析可以得出结论:国外新型起落架是长寿命、高可靠性的,其先进的设计和制造方法值得我们借鉴。 相似文献
943.
疲劳裂纹扩展寿命预测概率模型 总被引:7,自引:1,他引:7
根据随机载荷谱作用下复杂构件危险部位疲劳裂纹扩展速率的随机特性,采用同步跟踪自校验算法,建立了用于复杂构件疲劳裂纹扩展寿命预测的概率模型。采用该模型用Monte-Carlo有限元混合方法做了多钉多层板复杂接头疲劳裂纹扩展寿命计算机仿真试验,给出了该构件疲劳全寿命分布规律。 相似文献
944.
本文采用单点疲劳试验加载方法实现直升机复合材料尾桨叶疲劳试验挥舞、摆振、扭转方向的交变载荷协调加载,与以往多点、多向桨叶疲劳试验加载方法相比,试验设备简单,调试方便,可以达到较高的精度。复合材料桨叶在生产过程中常常在其内部带有气泡等缺陷,使得桨叶生产报废率偏高。本文主要研究这些缺陷对复合材料桨叶疲劳寿命的影响。疲劳试验结果表明,存在一定气泡缺陷的复合材料桨叶仍能满足规定的疲劳寿命。 相似文献
945.
定义了疲劳载荷谱的两个特征参数:块谱强度和形状因子,由此去描述载荷谱的特征,并研究了特征参数和疲劳裂纹扩展之间的关系。分析结果表明:块谱强度是疲劳裂纹扩展的平均驱动力,而形状因子是给定疲劳寿命下裂纹尺寸方差的主要来源。 相似文献
946.
20CrNi2Mo齿轮传动轴局部剥落失效分析 总被引:2,自引:0,他引:2
王蕾 《南京航空航天大学学报》2002,34(3):275-278
通过对20CrNi2Mo齿轮传动轴料齿轮局部剥落处进行宏观分析和微观断口分析,对比剥落处与完好处的宏观硬度与显微硬度分布以及金相组织和渗层深度,结合磁粉探伤检验结果,结果表明,齿轮轴经过渗碳热处理,在随后的机械磨齿过程中,由于磨削过多,致使渗层只有0.5mm,达不到技术要求,齿轮在交变接触应力的作用下,首先在齿面产生极小的显微裂纹,小裂纹进一步扩展,最终造成齿面剥落,此失效为接触疲劳失效导致的局部剥落。 相似文献
947.
采用透射电子显微镜观察了3.5%NaCl溶液中的LC4CS薄膜试样裂纹扩展,并用俄歇能谱仪对LC4CS铝合金边缺口试件在3.5%NaCl溶液中腐蚀疲劳裂纹面进行了测试。结果表明,腐蚀介质使薄膜试样理解纹扩展,裂纹面有腐蚀产物生成;腐蚀疲劳裂纹面生成的致密的钝化膜抑制了腐蚀产物的进一步发展,分析认为,3.5%NaCl溶液中LC4CS铝合金裂纹闭合与干燥空气中相同。 相似文献
948.
对飞机辅助动力装置的支撑杆(实心和空心)的损伤容限进行了研究.该研究探索一旦支撑杆损伤出现微小裂纹,飞机是否还能够安全着陆.首先,计算了两种可能用作支杆结构的裂纹应力强度因子KI,并提出了等应力强度因子的计算模型iso-KI,该模型避免使用材料参数,采用有限元法计算裂纹.然后,将问题进行了参数化,对于不同的材料、内外径比(Din/Dout)及外部裂纹扩展角(θ),得到了通用的应力强度因子KI与裂纹尺寸的关系.最后,用面向对象编程方法,将计算结果集成到程序中,在有统计载荷谱的情况下,可以估算出支撑杆的损伤容限寿命. 相似文献
949.
950.