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461.
声发射技术在复合材料损伤模式识别中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
应用模态分析技术,分析复合材料拉伸破坏试验中的声发射信号,提取复合材料不同破坏阶段下的声发射源信号的特征,进行了有关复合材料损伤模式识别的工作。 相似文献
462.
463.
464.
孔隙射流对高负荷压气机叶栅气动性能影响的实验研究(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
对应用射流孔的高负荷压气机直叶栅进行了实验研究,着重研究了孔隙射流对削弱尾缘附近流动分离和损失的效果。实验包括八种叶栅方案,采用五孔探针测量出口速度和压力分布。同时给出吸力面墨迹流动显示和端壁静压分布。结果表明,孔隙射流对端壁静压的影响很小,叶栅中部损失明显降低,最佳开孔位置位于25%叶高处,相对损失最大降低5.5%。 相似文献
465.
466.
航空发动机风扇转子叶片外物损伤II.鸟撞击数值仿真(英文) 总被引:4,自引:0,他引:4
Guan Yupu Zhao Zhenhua Chen Wei Gao Deping College of Energy Power Engineering Nanjing University of Aeronautics Astronautics Nanjing China 《中国航空学报》2008,(4)
鸟撞击是飞行安全最严重的威胁之一。鸟撞击的后果非常危险,因而,在进入服役之前,飞机部件必须通过抗鸟撞认证。航空发动机风扇转子叶片是容易受到飞鸟撞击的飞机部件之一,在设计时必须考虑使航空发动机风扇转子叶片具有抗鸟撞击的能力,降低由于鸟撞击叶片而引起的飞行事故。采用接触冲击算法,对航空发动机风扇转子叶片进行了模拟鸟撞击数值仿真。针对风扇叶片具有阻尼凸台的特点,分析中建立了三叶片组计算模型。得到了对应试验测试点的模拟鸟撞击叶片的瞬态响应曲线、叶片的位移和当量应力。比较了试验中和数值仿真中模拟鸟撞击叶片的瞬态响应曲线,试验中测试点与数值仿真中对应点的变化基本相同。分析了叶片的变形过程、最大位移和最大当量应力。模拟鸟撞击风扇叶片数值仿真验证并补充了模拟鸟撞击风扇叶片试验结果。 相似文献
467.
本文提供了一种用疲劳长裂纹恒K_(max)降ΔK近内在门槛区数据预测疲劳短裂纹扩展曲线簇(σ为外加应力半幅,c为表面裂纹半长)的方法。由于恒K_(max)降ΔK的试验数据容易获得,相对稳定;又由于预测中引用了A.Navarro发展的位错描述方程,使所得短裂纹扩展特性分别计及了扩展速率的固有变动性和与外加应力的相关性。此预测方法为在紧凑结构部件中应用疲劳短裂纹扩展特性,进行损伤容限设计和安全寿命评估,提供了实施的良好前景。 相似文献
468.
拉-拉应力条件下蠕变-疲劳寿命预测 总被引:2,自引:0,他引:2
本文讨论了应变能区分法(SEP),应变范围区分法(SRP),Ostergre M(OM)和频率修改法(FM)在拉-拉应力条件下应用的可行性。分析了滞后环为半开环状态下通过实验测量获得寿命预测所需的应变分量。叙述了应变能区分法(SEP)的数值计算方法(SEP-NCM)应用的有效性和预测能力。 相似文献
469.
Ti-51.8at%Ni形状记忆合金中Ti_3Ni_4相的析出过程 总被引:1,自引:0,他引:1
用透射电镜系统地研究了Ti-51.8at%Ni形状记忆合金在300~600℃时效时Ti_3Ni_4相的析出过程。结果表明:Ti_3Ni_4相以均匀成核方式从过饱和基体中弥散析出。时效初期,Ti_3Ni_4相为细小颗粒状;随时效时间延长或时效温度升高,Ti_3Ni_4相逐渐长大为透镜片状,最终粗化为粗片状。Ti_3Ni_4相通常与基体保持良好的共格关系,其共格应变场衬度随Ti_3Ni_4相尺寸增大而变化,至Ti_3Ni_4相聚集粗化后,与基体的共格关系逐渐丧失,并在其周围基体中产生位错,位错的柏氏矢量为1/2(111)_(B2)或1/2(111)_(B2)。 相似文献
470.
1.引言 纤维增强陶瓷复合材料承受沿纤维方向单向拉伸载荷时,基体出现纤维桥接(bridging)裂纹现象。本文将用微观力学方法来研究这种桥接裂纹问题,改进和应用有关的杂质理论,取各向异性复合材料模型,考虑裂纹内桥接纤维离散分布建立某种等效杂质模型进行分析,通过Griffith能量准则还可推导基体开裂强度 相似文献