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传统成形极限图(FLD)由第一主应变与第二主应变的比值构成。但FLD依赖于成形历史和应变路径。因此,本文采用成形极限应力图(FLSD)来预测铝合金5052-O1(AA5052-O1)的成形极限。将修订的Gurson-Tvergaard-Needleman(GTN)塑性势模型用来模拟Nakazima凸模胀形实验。采用带扫描电镜(SEM)的原位拉伸试验观察记录损伤演化过程以确定GTN模型中的材料参数。通过计算AA5052-O1三个损伤阶段的孔洞分数获得GTN模型参数。根据实验结果,原生孔洞体积分数、最大形核孔洞体积分数、临界孔洞体积分数,最终断裂孔洞体积分数分别为0.002918,0.0249,0.030103,0.04854。在断裂前最后一个载荷步获得的应力应变值用来绘制AA5052-O1的FLSD和FLD。与Nakazima凸模胀形试验和单轴拉伸试验结果相比较,预测结果与试验结果较为吻合。由原位拉伸试验确定的模型参数可用于研究韧性金属的成形极限。 相似文献
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相对于基于训练序列的均衡方式,盲均衡能够提高信道利用率,更适于自适应组网和侦听,其中的恒模算法因实现简单而受到广泛关注,但是固定步长的恒模盲均衡器存在收敛速度和稳态误差上的矛盾。根据峰度定理,盲均衡器输出信号的峰度小于等于源信号的峰度,且只有达到收敛时才相等。文章采用均衡器输出信号峰度误差控制步长的变化,仿真表明变步长均衡器能够一定程度克服这一矛盾。 相似文献
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飞行器机模型振动是影响其风洞实验数据可靠性的主要因素之一。为此,通过专门研制的半模振动模型,采用对称翼型NACA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼进行了低速风洞振动实验。选取五种激振方式,用直接测力法得到模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,研究了振动频率、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性测量结果的影响。结果表明:振动对半模机翼气动特性的影响程度因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等而产生不同效果。结论对提高飞机模型风洞实验大迎角振动情况下的测量精准度有参考价值。 相似文献
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针对某吸能拉杆具有细长、拉伸率大和均匀拉伸性能好的特点,根据冲击试验环境要求,设计一种吸能拉杆动态拉伸冲击试验方法。该方法首先构建试验件与夹具整体运动到一定速度的试验环境,然后给试验件施加一定冲击载荷使其拉伸直至拉断,最后通过数据的采集、处理和计算得到拉杆拉伸性能参数。根据以上研究,该试验方法在某拉杆产品动态拉伸冲击试验中获得良好应用。 相似文献