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701.
受任意钉载圆孔边径向裂纹分析 总被引:2,自引:0,他引:2
本文利用权函数法求解了孔壁受径向及切向集中力作用的圆孔边径向裂纹的应力强度因子。计算了在磨蚀条件下的圆孔边裂纹的应力强度因子,讨论了销钉与孔壁摩擦力对裂纹扩展寿命的影响。 相似文献
702.
703.
直升机减速器是直升机传动系统的关键部件。本文分别采用幂函数和三参数两种标准S-N曲线方程的数据处理方法,讨论直升机减速器齿轮开裂破坏模式的安全寿命评定方法。 相似文献
704.
705.
706.
计算缺口局部应力应变的能量法和低周疲劳寿命预测 总被引:1,自引:0,他引:1
局部应力应变法已成为预测结构零、部件疲劳寿命的有效方法。 在工程上,常常用近似的方法来计算应力应变。其中最常用的一种近似方法就是Neuber法,其优点是计算比较简单,但是,所得的局部应变往往偏大,用此应变预测疲劳寿命则偏于保守。因此,有人提出用疲劳缺口系数来代替Neuber法中的应力集中系数。 相似文献
707.
服从不同分布的疲劳寿命分散系数分析 总被引:17,自引:0,他引:17
民机结构的疲劳寿命服从双参数威布尔分布,其分散系数与战斗机基于对数正态分布的疲劳寿命分散系数存在明显的不同.为分析疲劳寿命服从这两种不同分布时分散系数的区别和联系,导出了疲劳寿命服从双参数威布尔分布时的理论和试验用疲劳寿命分散系数计算公式;并从理论基础和数值计算结果两个方面,对服从对数正态分布和双参数威布尔分布的疲劳寿命分散系数进行了对比,所得的结论对确定民机结构疲劳寿命分散系数提供了重要的技术依据. 相似文献
708.
介绍了GE90-115B发动机高压涡轮第1级转叶裂纹产生的原因及特点,并结合国航机队运行中的实际故障情况从航线维护检查和车间修理改装两方面对高压涡轮第1级转叶裂纹问题的控制解决措施进行了分析。 相似文献
709.
7B04-T6铝合金腐蚀疲劳交替寿命预测模型 总被引:4,自引:0,他引:4
利用7B04-T6铝合金进行了预腐蚀试验和"腐蚀+疲劳+腐蚀+疲劳+……"交替模式作用下的腐蚀疲劳交替试验.试验结果表明:在腐蚀疲劳交替作用下,试验件寿命比相同腐蚀时间作用下的预腐蚀试验件寿命长.利用试验结果建立了基于损伤力学和非线性损伤累积理论的腐蚀疲劳交替寿命预测模型.提出了利用损伤指数描述腐蚀损伤和疲劳损伤在交替过程中的耦合关系,并分析了损伤指数变化对模型迟滞因子和模型预测精度的影响.通过模型分析,在腐蚀疲劳交替过程中,疲劳加载次数对寿命的影响大于腐蚀时间的影响,并且随着加载次数增加试验件的寿命也增加. 相似文献
710.
针对航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命受交变热应力影响的问题,对某型高压涡轮盘服役过程的温度场变化情况进行
了研究。根据某型发动机高压涡轮盘试车过程中实测的随时间变化的温度分布,采用有限元方法分析了轮盘温度变化对不同考
核部位应力水平的影响,对发动机工作状态下各考核部位的循环应力进行了计算。制定了试验方案,设计了试验装置,在旋转试
验器上进行了涡轮盘在高温状态下的低循环疲劳试验,按照安全寿命法确定了盘心和螺栓孔部位的安全寿命。结果表明:温度变
化对轮盘考核部位应力的影响明显,瞬态温度沿径向呈“V”型分布,导致螺栓孔部位应力水平比稳态温度分布下的提高了25.9%,
使其成为涡轮盘的限寿部位;轮盘失效模式为低循环疲劳破坏,裂纹起源于螺栓孔的6、12点钟方向,沿径向扩展导致轮盘失效。 相似文献