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81.
用系统分析的方法定义疲劳损伤参数,通过三点弯曲疲劳试验,结合扫描电镜等观测手段,定量跟踪了三种表面处理镀层在循环载荷作用下疲劳损伤的产生与发展过程。试验结果表明:在循环加载过程中,因基体材料产生表面滑移塑性变形,三种表面处理镀层都以不断开裂的损伤方式发展。磷化膜层表现为在比较长的循环周期里产生连续的疲劳损伤过程;晶化镍磷化学镀层和铁镍磷合金电镀层则在较短的循环周期里大规模开裂,磷化膜在疲劳损伤过程中呈现出一定的韧性。试验结果还显示:三种表面处理层都是在循环载荷作用到一定的循环周数才开始开裂,说明表面处理层都有一定的疲劳强度。 相似文献
82.
304不锈钢小冲孔蠕变试验与损伤数值模拟研究 总被引:4,自引:0,他引:4
对304不锈钢进行了恒定温度下多种载荷的小冲孔蠕变试验,在此基础上建立了304不锈钢小冲孔蠕变试样的有限元模型。应用改进的K-R蠕变损伤本构方程,分析了在650℃、恒载荷条件下的试样中心挠度、应变等随时间的变化规律以及试样蠕变损伤与位置的关系。结果表明,试验与数值模拟结果基本一致,试样中心蠕变曲线都具有明显的三个阶段,与单轴试验的应变曲线十分相似。整个试样在中心损伤比较严重,呈现明显局部化特征。试样的失效首先在下表面,距试样中心约1/10处,这与试验观察到的试样颈缩部位完全一致。 相似文献
83.
航空发动机叶片高频模态阻尼的实验测试方法 总被引:2,自引:0,他引:2
以NASA Rotor37叶片为对象,研究了航空发动机叶片的高频模态阻尼比的实验测试方法.实验分析和数值计算均说明:在随机声激励下获得频响曲线将包含由支撑结构振动造成的峰值.基于此提出在支撑结构上布置多个传感器的实验方案,并以支撑结构的振动峰值位置和能量相对大小来判定叶片振动主导的振动峰值.用小波阈值收缩法和曲线拟合法对这些振动峰值进行了降噪和模态阻尼比识别,给出了实测模型在10kHz内“叶片主导振动”的模态阻尼比.结果表明:一般的结构金属材料条件下,叶片结构的高频模态阻尼比的数量级小于1%,且随频率增加呈下降趋势. 相似文献
84.
2.5维机织复合材料疲劳寿命预测方法 总被引:1,自引:1,他引:1
针对疲劳载荷作用下的2.5维机织复合材料,建立了疲劳寿命预测方法.该方法主要包括单胞模型、疲劳失效判定准则和材料性能退化方法3部分.选取单胞模型为研究对象,利用三维有限元技术进行应力分析;引入改进的三维Hashin疲劳失效准则和Mises准则作为纤维束和树脂基体的疲劳失效判据;采用刚度性能突降准则描述疲劳失效后的材料性能,采用考虑纤维体积分数影响的剩余刚度和剩余强度退化模型描述失效前材料的性能.通过疲劳寿命预测值与试验值的对比,验证了疲劳寿命预测方法的有效性.研究表明:经向拉-拉疲劳寿命随经纱纤维体积分数增大而增加,纬向拉-拉疲劳寿命受纬纱纤维体积分数影响较小. 相似文献
85.
86.
为研究温度载荷下的药柱累积损伤规律,应用线性累积损伤理论,建立了固体推进剂热粘弹性累积损伤模型,并根据不同应力水平下的蠕变破坏试验数据,获得了累积损伤的表达式;对药柱进行了热粘弹性有限元计算,得到了药柱危险部位的最大Von Mises应力随温度的变化规律,并讨论了不同贮存温度对药柱累积损伤的影响,最后针对典型海区的不同贮存温度进行了药柱的累积损伤算例分析.结果表明,温度是影响药柱损伤的重要因素,在热应力较大时药柱损伤并不总是较大;温度、应力大小以及作用时间共同决定着药柱的累积损伤. 相似文献
87.
为研究固体发动机药柱的损伤粘弹性行为,针对一种耦合损伤的三维非线性粘弹性本构模型,采用积分算法对其进行了数值离散,导出了本构方程的增量有限元形式.针对该增量型本构方程对应的非线性方程组,建立了采用Newton-Raphson迭代法求解的应力更新方法,并基于Abaqus软件和Fortran语言开发了相应材料本构子程序,最后应用算例对所设计数值方法及程序进行了验证与分析.结果表明,本文有限元解与对应解析解吻合良好,保持了很高的精度,所设计方法及程序有效,可应用于实际型号发动机药柱损伤结构分析. 相似文献
88.
89.
为了实现新一代发动机的噪声源识别技术,对于测试所得到的民用飞机发动机的整体噪声数据,通过部件噪声分解方法,将其分解到各个部件,并且认识当代民用飞机发动机噪声源的基本特征.开发出利用发动机整机噪声数据的噪声源识别系统,采用反卷积法将波束成型法的结果作为中间声源,从中获取所需要的声源信息,使得最终的结果更加准确.通过获取的发动机整机噪声数据,验证传声器阵列技术的可行性,并且证明了系统的可行性和有效性. 相似文献
90.