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61.
根据完整复合材料修补模型进行分析与验证,在此基础上针对小型非对称脱胶建立了脱胶分析有限元模型,引入脱胶影响"当量距离"的概念,分析了不同尺寸与位置的脱胶对于维修效果的影响。结果表明:脱胶直径较小时,裂纹强度对于脱胶位置的改变不敏感;当脱胶尺寸足够大时,在裂纹尖端附近存在一个脱胶敏感区域,在此区域内发生脱胶对于修补强度影响较大,而且该影响区域随着裂纹长度增加而增大。 相似文献
62.
固体推进剂断裂韧性试验方法研究 总被引:2,自引:0,他引:2
利用声发射试验系统和CT试样,对HTPB推进剂I型裂纹断裂韧性进行实验研究。通过研究复合固体推进剂的声发射事件特性和裂纹扩展特性的关系,得到一种由振铃计数确定临界载荷的方法,该方法能准确求得断裂韧性。 相似文献
63.
采用CT试样研究了8090铝锂合金疲劳裂纹扩展行为与裂纹闭合效应。根据da/dN、k_(op)、⊿k_((?)ff)、⊿k_((?)ff)/⊿k与⊿k的关系,提出了裂纹扩展机制,发现在不同阶段裂纹扩展行为的差异系因闭合效应的变化,裂尖后方的闭合长度对裂纹扩展行为有重大影响。 相似文献
64.
采用一种新的韧性损伤力学模型及非耦合解法,求得了硬化材料反平面应变(Ⅲ型)裂纹尖端损伤区的边界方程和塑性损伤的分布。以DE36海洋平台钢及C-Mn结构钢为例作了具体分析,得到了一些有意义的结果。 相似文献
65.
铝合金材料由于具有强度高和易加工等优势,已广泛应用于航空工程领域,低温是航空铝合金材料使 用中不可避免的环境因素,低温下航空铝合金材料的裂纹扩展行为得到国内外学者和工程界的广泛关注和大 量研究。本文综述航空铝合金材料的低温裂纹扩展进展,梳理航空铝合金材料的低温裂纹扩展试验研究状况, 归纳低温断裂失效机理,总结低温裂纹扩展模型表征和寿命评估方法,并展望进一步研究方向,为航空铝合金 材料工程设计和应用提供帮助。 相似文献
66.
采用简单有效的方法对复杂的飞机结构进行损伤容限评定具有重要的意义,提出一种简单有效的应力强度因子获取方法,并结合损伤容限分析的一般流程,分析某机身框地板梁缘条含裂纹修补结构的疲劳寿命及使用寿命期内结构的剩余强度。根据机身框地板梁结构受载特点建立简化的分析模型,计算单位载荷时不同长度下裂纹尖端应力强度因子,再由结构边界载荷与应力强度因子的关系确定无量纲应力强度因子;根据损伤容限分析方法编制程序,计算结构在飞行载荷谱下从初始裂纹扩展到临界长度的寿命及各裂纹长度下结构的剩余强度,给出结构检查间隔。结果表明:结构修补后的疲劳寿命及剩余强度均满足损伤容限设计要求。本文给出的损伤容限分析过程及方法可应用于工程中类似结构的损伤容限评定。 相似文献
67.
基于充液形成工艺的航天火箭整流罩零件,通过数值模拟的分析与试验结果进行对比,证明了数值模拟可以给试验提供正确方向,也说明数值模拟的准确性。根据现场的试验情况,基于实际制件过程出现的一些缺陷,调整液室压力与压边力加载曲线,根据零件的拉深高度进行合理匹配,最后达到控制整个冲液成形过程的起皱和破裂的问题。实现了充液拉深工艺在大尺寸薄壁整流罩构件上的工艺升级,大大提升了零件的表面质量,从而可以解决传统落压工艺的多道次拉深工序、多道次退火及多道次敲修导致的零件变形与表面质量差等问题,从而保证零件在生产过程中表面质量和成形精度的控制。 相似文献
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