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951.
952.
基于三维裂纹特征,本文提出了一种测量孔边角裂纹近门槛区疲劳裂纹扩展速率及门槛值的实验方法。为了得到真实的裂纹形状变化规律,首先针对具体试样用勾线方法建立其“b-a”标定曲线。参照门槛值的标准测试方法,本文仅需测量“a”方向裂纹尺寸,然后用标定曲线换算共相应的“b”方向尺寸。这样我们就可以得到关于“a”和“b”的两组数据,而这两个方向代表孔边角裂纹特征方向。通过分别对30CrMaSiNi2A和2024T3材料的实测研究,证明本文提出的测试方法是可行的。在实验数据基础上,进行了结果的统计对比,得出:1.“a”和“b”方向的近门槛区疲劳裂纹扩展速率及门槛值基本一致;2.孔径大小对实验结果没有影响。;3.同样厚度情况下,孔边角裂纹试样的近门槛区疲劳裂纹扩展速率编高,而门槛值相应较小。 相似文献
953.
1.实验方法 试样为空心薄壁圆筒(图1),材料为30CrMnSiNi2A。实验在北京科技大学力学测试中心的MTS809型电液伺服疲劳试验机上进行。将拉扭引伸仪装卡在试样上,采用对称的闭环应变控制,拉压轴向线应变比R_g=—1,扭转剪应变比R_γ=—1,拉扭同相加载,采用 相似文献
954.
在模拟实验的基础上,对飞机结构中常用的 3 0 Cr Mn Si A螺栓的应力强度因子 K进行了研究。根据已有的螺纹紧固件的应力强度因子的研究成果,利用类比的方法,在充分考虑螺纹要素的前提下,推导出了螺栓根部的应力强度因子 K表达式,并通过实验探讨了螺纹要素对构件断裂力学特性的影响。实验还表明,实验值与理论分析符合的很好。 相似文献
955.
韧化处理300M钢的孔挤压强化机制 总被引:2,自引:0,他引:2
利用X射线衍射仪和TEM等微观结构分析手段,探讨了韧化处理后300M钢的孔挤压强化机制。研究结果表明,经孔挤压强化后,疲劳强度极限从σ0.1=410MPa提高到σ0.1=530MPa。其强化机制的来源是多方面的,包括在强化层内宏观残余压应力的产生,晶面的拉伸和压缩,晶格的弯曲和歪扭,位错密度的升高,胞状位错的形成,部分残余奥氏体向形变马氏体的转变,孔壁表面粗糙度的降低。当孔边承受交变应力时,由于以上强化机制的综合作用,从而提高了疲劳强度。 相似文献
956.
研究分析承受随机声激励的特殊正交矩形层合板的响应。假定板的边界条件为全简支和全固支,且在上述情况中的面内边界条件认为是可动的和不可动的。应用等价线性化方法获得矩形层合板的均方位移、均方应力/应变和等价线性化频率。得到的分析结果可用于指导高声强噪声环境下的复合材料层合板声疲劳设计。 相似文献
957.
作为结构发动机验证机,PW公司的F119发动机在阿诺德工程发展中心完成了高循环疲劳(HCF)模型验证试验。 相似文献
958.
通过某涡扇发动机低压1级涡轮盘榫齿振动疲劳试验,分析了其榫齿断裂故障的原因。试验结果表明,由于涡轮盘榫齿存在碰伤或加工误差引起盘片配合不良,各齿受力不均,导致榫齿接触应力增大,在振动应力作用下,使叶片短期内疲劳断裂。在采取相应防护措施和控制齿形误差后,此类故障得以排除。 相似文献
959.
960.
飞机结构细节疲劳寿命的应力场强法探析 总被引:1,自引:0,他引:1
研究应力场强法在飞机结构抗疲劳设计中的应用;论述飞机结构的典型细节模型;提出了对应于细节模型的应力场强法的疲劳寿命分析方法和相应的疲劳模拟试验件的设计方法.据此对一个飞机结构危险部位作了疲劳寿命分析和试验验证.分析和试验结果表明:提出的方法是合理的. 相似文献