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为研究飞机机身7050铝合金孔构件挤压强化后的疲劳增益,采用数值模拟与试验研究相结合的方法,对孔构件的挤压强化过程、疲劳加载过程、疲劳裂纹萌生和裂纹扩展过程进行研究。通过数值模拟探究了孔构件在不同状态下危险截面的应力分布和对应的疲劳行为,分析了残余应力场对疲劳性能的影响,探讨了残余应力与疲劳裂纹萌生和裂纹扩展的内在联系,建立了孔构件挤压强化疲劳寿命数值预测模型。结果表明:孔挤压强化引入的残余压应力可以减小孔构件在受载时孔壁最大拉应力,改变疲劳裂纹的萌生位置,抑制疲劳裂纹萌生和裂纹扩展,提高7050铝合金孔构件疲劳寿命近2倍,疲劳寿命数值预测模型误差在12%以内。 相似文献
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45.
挤压失效是复合材料层板螺接头的主要破坏模式。本文分层屈曲破坏模型(Delamination Buckling Model,D.B.M.),提出一个简分析方法。假设加载一个环形区域存在一个环形的分层,应用简单的面外挠度公式,计算畏层工应变能,进而确定监界径向应力。本文还通过测定孔边径向应变的方法来预测挤压强度。实验结果和数值计算取得较好的一致。 相似文献
46.
为提高按静强度设计的某机42框横梁的使用寿命,按照先进的耐久性设计思想,采用铰孔加挤压强化的经济修理方法,在飞机返厂大修时对其关键细节进行经济修理,使其经济寿命达到使用寿命要求。本文是这一工作的总结。本文给出的延寿方法对飞机结构定寿、延寿有重要参考价值. 相似文献
47.
马春如 《航空精密制造技术》1992,(4)
本文介绍了内孔珩磨技术已发展到部分替代磨削的新阶段,分析了影响我国珩磨发展的主要因素及推广珩磨工艺的有利条件,并就机载行业发展和应用珩磨技术提高产品的可靠性提出了建议. 相似文献
48.
高强度钢内螺纹冷挤压成形技术 总被引:3,自引:0,他引:3
本文介绍了内螺纹挤压成形新技术,并将此技术成功地应用于高强度钢内螺纹的加工;着重研究了工件底孔直径、挤压速度及冷却润滑液等工艺参数对高强度钢内螺纹冷挤压成形的影响。试验结果表明,挤压扭矩在不同的加工条件下有很大变化。 相似文献
49.
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