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钛合金连接结构振动疲劳对比试验与寿命预计
1
作者 何石 刘小川 +2 位作者 刘海涵 李凯翔 白春玉 《航空工程进展》 CSCD 2024年第6期235-243,共9页
飞机中大量的机械连接结构存在振动疲劳问题,振动疲劳性能评估是结构服役定寿、安全性设计及评定的关键。为了研究典型钛合金连接结构振动疲劳性能,基于TC4钛合金薄板设计不同支撑形状及不同铆钉间距的典型连接结构,搭建振动疲劳试验系... 飞机中大量的机械连接结构存在振动疲劳问题,振动疲劳性能评估是结构服役定寿、安全性设计及评定的关键。为了研究典型钛合金连接结构振动疲劳性能,基于TC4钛合金薄板设计不同支撑形状及不同铆钉间距的典型连接结构,搭建振动疲劳试验系统,通过试验对比不同连接结构在窄带随机载荷下的振动疲劳性能;引入应力严重系数与疲劳缺口系数,提出基于随机振动Srms-N曲线的连接结构振动疲劳寿命预计方法。结果表明:在相近振动应力水平下,T形支撑形式的连接结构其振动疲劳性能优于U形支撑形式;在保证连接强度的前提下,适当增大铆钉间距能提升连接结构抗振动疲劳性能;引入应力严重系数与疲劳缺口系数后,连接结构振动疲劳寿命的预计精度大幅提升,预计寿命与试验结果相差在30%以内。 展开更多
关键词 钛合金 连接结构 振动疲劳 寿命预计
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30CrMnSiNi2A合金钢含损伤结构剩余疲劳寿命分散性及其影响因素试验研究
2
作者 崔荣洪 李小涛 曾仡蕗 《空军工程大学学报》 CSCD 北大核心 2024年第6期9-15,共7页
为挖掘含损伤结构满足高可靠度要求下的剩余疲劳寿命潜力,开展合金钢材料30CrMnSiNi2A含损伤结构剩余疲劳寿命测试试验,对剩余疲劳寿命分散性及其影响因素进行分析。通过含预裂损伤与预置线切割损伤试验件在等幅谱载荷作用下的疲劳对比... 为挖掘含损伤结构满足高可靠度要求下的剩余疲劳寿命潜力,开展合金钢材料30CrMnSiNi2A含损伤结构剩余疲劳寿命测试试验,对剩余疲劳寿命分散性及其影响因素进行分析。通过含预裂损伤与预置线切割损伤试验件在等幅谱载荷作用下的疲劳对比预试验分析结果,简化正式试验流程。开展不同热处理工艺、不同载荷水平下含损伤结构剩余疲劳寿命定性分析试验。分析试验数据得出:通过热处理工艺提高合金钢材料强度极限,降低载荷水平,可有效提升含损伤结构剩余疲劳寿命;不同处理工艺及不同载荷水平条件下,随损伤尺寸的增加,剩余疲劳寿命分散系数差异增大;在较大损伤尺寸下,热处理后的含损伤结构试验件在低载荷水平下的剩余疲劳寿命分散性较低。降低热处理强化后的30CrMnSiNi2A合金钢含损伤结构载荷水平可有效提高满足可靠度要求的剩余疲劳安全寿命。 展开更多
关键词 合金钢 损伤 剩余疲劳寿命 分散系数 强度极限 载荷
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基于改进剩余强度模型的复合材料疲劳寿命预测
3
作者 赵维涛 孟庆辉 《沈阳航空航天大学学报》 2024年第3期1-6,共6页
复合材料强度退化规律对研究结构疲劳寿命具有重要意义,然而现有剩余强度模型均需利用剩余强度试验数据确认模型参数,模型构建成本较高。通过探究复合材料疲劳寿命和剩余强度的关系,以疲劳寿命累积分布函数为出发点,构建具有明确物理意... 复合材料强度退化规律对研究结构疲劳寿命具有重要意义,然而现有剩余强度模型均需利用剩余强度试验数据确认模型参数,模型构建成本较高。通过探究复合材料疲劳寿命和剩余强度的关系,以疲劳寿命累积分布函数为出发点,构建具有明确物理意义的损伤度,进而提出改进剩余强度模型。改进剩余强度模型不需要剩余强度试验数据,仅需初始静强度和疲劳寿命数据。在改进剩余强度模型基础上,构建S-N-φ疲劳寿命预测模型,该模型可以考虑初始静强度对疲劳寿命的影响。算例结果表明,改进剩余强度模型的预测精度是满意的,S-N-φ模型相比经典S-N曲线模型具有更好的预测精度。 展开更多
关键词 复合材料 剩余强度 疲劳寿命 S-N曲线 损伤度
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航空疲劳的检测方法及其新进展
4
作者 李炎 何吉波 +3 位作者 肖宏雁 刘佳红 孙龙 刘旭峰 《空军军医大学学报》 2025年第1期116-122,127,共8页
航空疲劳是指由于睡眠不足、长时间保持清醒或工作负荷过重等导致航空从业人员开展脑力或体力活动的能力降低,对航空安全有重要影响。为了更好地对航空疲劳进行检测,近年来研究者开发出了多维疲劳量表、飞行自评量表、航空安全报告、生... 航空疲劳是指由于睡眠不足、长时间保持清醒或工作负荷过重等导致航空从业人员开展脑力或体力活动的能力降低,对航空安全有重要影响。为了更好地对航空疲劳进行检测,近年来研究者开发出了多维疲劳量表、飞行自评量表、航空安全报告、生物节律检测等主、客观检测方法,并且研究者发现睡眠不足以及昼夜节律紊乱会增加飞行员的疲劳程度。结合以往研究,本文提出了一个综合检测模型,从飞行前、飞行中、飞行后三阶段检测航空疲劳。该模型结合了航空疲劳主、客观测量方法,具有一定的实用性、综合性,为航空疲劳检测提供了新思路。 展开更多
关键词 航空疲劳 疲劳检测 航空安全
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氧化损伤对航空发动机涡轮叶片裂纹扩展影响
5
作者 师利中 刘鹏宇 《航空科学技术》 2024年第7期65-75,共11页
氧化损伤以及裂纹在涡轮叶片服役过程中不可避免,对裂纹行为的预测及其受氧化损伤的影响对于服役安全和寿命管理具有重要意义。针对航空发动机高压涡轮叶片长期处于高温环境下产生的氧化损伤以及裂纹问题,通过对紧凑拉伸(CT)试样在850... 氧化损伤以及裂纹在涡轮叶片服役过程中不可避免,对裂纹行为的预测及其受氧化损伤的影响对于服役安全和寿命管理具有重要意义。针对航空发动机高压涡轮叶片长期处于高温环境下产生的氧化损伤以及裂纹问题,通过对紧凑拉伸(CT)试样在850℃条件下进行疲劳裂纹扩展试验,得到正常试样和氧化损伤后试样的疲劳裂纹扩展速率;运用Paris模型考虑了存在氧化损伤时裂纹扩展的情况,对比氧化损伤对疲劳裂纹扩展速率的影响。本文以某航空发动机高压涡轮叶片为例,聚焦于氧化损伤对裂纹扩展阶段的影响,利用ANSYS和Franc3D软件分析并对比涡轮叶片在有无氧化损伤条件下的裂纹扩展寿命。结果表明,叶片前缘裂纹受氧化损伤影响下,其循环寿命平均降低到无氧化损伤情况下的44.02%,叶片后缘裂纹循环寿命平均降低到无氧化损伤情况下的50.22%。对实际服役环境工作条件下的涡轮叶片寿命评估提供基础参考,以及在其他实际工程中正确评价材料、预测工程热端零部件的使用寿命和设计强度均有重要的现实意义。 展开更多
关键词 涡轮叶片 镍基合金 氧化损伤 CT试样 裂纹扩展
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缺口悬臂梁振动疲劳裂纹扩展行为研究
6
作者 张博瑞 白春玉 +2 位作者 李凯翔 宋巧治 马玉娥 《航空工程进展》 CSCD 2024年第5期97-105,共9页
航空飞行器在服役过程中会经受大量复杂的随机振动载荷,其结构易发生振动疲劳进而导致损伤甚至失效,造成严重损失。以铝合金悬臂梁结构件为对象,开展振动疲劳试验与理论分析,研究随机振动载荷下含裂纹梁的应力强度因子求解方法,提出一... 航空飞行器在服役过程中会经受大量复杂的随机振动载荷,其结构易发生振动疲劳进而导致损伤甚至失效,造成严重损失。以铝合金悬臂梁结构件为对象,开展振动疲劳试验与理论分析,研究随机振动载荷下含裂纹梁的应力强度因子求解方法,提出一种基于Hudson理论的时域法,结合经典的Paris公式估算振动疲劳裂纹扩展寿命。结果表明:本文提出的基于Hudson理论的时域法的寿命预测结果优于试验对比估算结果,验证了该方法能够有效描述随机振动裂纹扩展行为。 展开更多
关键词 随机振动 裂纹扩展 应力强度因子 疲劳损伤 寿命估算 Hudson理论
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飞机典型结构当量初始缺陷尺寸分布模型研究
7
作者 冯浩凌 许希武 +1 位作者 古兴瑾 俞晓楠 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第3期438-446,共9页
利用结构耐久性分析技术可以在保证飞机结构可靠性的同时,有效提高飞机结构的经济性。应用结构耐久性分析技术,对某型飞机飞行载荷谱作用下一种7B04-T651高强铝合金典型疲劳结构的原始疲劳质量(Initial fatigue qualit,IFQ)进行了研究... 利用结构耐久性分析技术可以在保证飞机结构可靠性的同时,有效提高飞机结构的经济性。应用结构耐久性分析技术,对某型飞机飞行载荷谱作用下一种7B04-T651高强铝合金典型疲劳结构的原始疲劳质量(Initial fatigue qualit,IFQ)进行了研究。开展了3级不同应力水平下的飞行载荷谱疲劳试验研究;利用极大似然估计法处理基于三参数Weibull分布的裂纹萌生时间分布的参数估计问题,利用蒙特卡罗法对比验证了该方法的正确性,提出使用对数样本矩处理当量初始缺陷尺寸(Equivalent initial flaw size,EIFS)分布以获取通用当量初始缺陷尺寸分布模型;建立描述该典型结构的原始疲劳质量模型,验证其当量初始缺陷尺寸小于许用规定的0.125mm;最后通过对该典型结构的原始疲劳质量分析,验证了通用化方法的正确性和实用性,并且建立了结构在不同应力区、不同指定裂纹尺寸和不同可靠度下的寿命估计模型。 展开更多
关键词 原始疲劳质量 裂纹萌生时间 当量初始缺陷尺寸 极大似然估计 铝合金
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航空液压管路高低周复合疲劳寿命预测研究
8
作者 华腾飞 刘豪 +1 位作者 李静 仇原鹰 《空军工程大学学报》 CSCD 北大核心 2024年第6期26-34,共9页
为有效预测航空液压管路的疲劳寿命,在分析现有液压管路寿命预测方法不足的基础上,针对飞机液压管路受力特点,分析了液压管路的载荷类型,并对其进行了载荷分解,进而提出了一种基于高低周复合载荷的疲劳寿命预测方法。为验证所提方法的... 为有效预测航空液压管路的疲劳寿命,在分析现有液压管路寿命预测方法不足的基础上,针对飞机液压管路受力特点,分析了液压管路的载荷类型,并对其进行了载荷分解,进而提出了一种基于高低周复合载荷的疲劳寿命预测方法。为验证所提方法的有效性,以某型航空液压管路为例,利用Ansys Workbench软件对其进行仿真分析,在此基础上,对所分析液压管路分别进行了考虑高低周载荷作用和不考虑高低周载荷作用的疲劳寿命预测。对比寿命预测结果发现,高低周复合疲劳载荷对液压管路的寿命影响较大,在预测液压管路的疲劳寿命时,需同时考虑高周疲劳载荷和低周疲劳载荷的作用。 展开更多
关键词 液压管路 高低周疲劳 疲劳损伤 寿命预测
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基于全机精细模型的非钉孔疲劳强度分析方法
9
作者 李向哲 田忠良 +1 位作者 沈培良 李三平 《机械设计与制造工程》 2024年第10期73-77,共5页
针对传统基于自然网格模型的内力解疲劳强度分析方法在民用飞机非钉孔结构分析时存在的问题,采用更能反映结构细节特征的全机精细有限元模型,在传统疲劳强度分析方法基础上建立基于全机非钉孔结构的疲劳强度分析方法体系。首先依据全机... 针对传统基于自然网格模型的内力解疲劳强度分析方法在民用飞机非钉孔结构分析时存在的问题,采用更能反映结构细节特征的全机精细有限元模型,在传统疲劳强度分析方法基础上建立基于全机非钉孔结构的疲劳强度分析方法体系。首先依据全机精细模型的特点制定多级筛选计算流程;其次根据结构几何特征,合理保留易导致局部应力集中的单元作为疲劳源,通过引入飞续飞载荷谱最大单个循环损伤比、多轴应力等效、全向损伤评估等计算方法剔除大量低载单元;最后通过飞续飞疲劳载荷谱及人工甄别得到具有疲劳风险的单元,并以图形化方式对疲劳风险点的位置进行展示。整个体系有效平衡了计算精度和效率之间的矛盾,显示出良好的工程应用价值。 展开更多
关键词 民用飞机 精细有限元 疲劳 非钉孔
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2195铝锂合金火箭贮箱焊接接头强度分析
10
作者 马佳琳 张恒珲 +2 位作者 李磊 童明波 王芳丽 《机械制造与自动化》 2024年第1期66-72,77,共8页
为确定火箭贮箱搅拌摩擦焊(FSW)焊接接头疲劳寿命,完成对贮箱结构的疲劳分析,对2195铝锂合金母材标准试件与搅拌摩擦焊焊接接头标准试验件进行静力试验与常幅疲劳试验,得出母材与FSW焊接接头的拉伸强度等力学性能参数,同时绘制其S-N曲... 为确定火箭贮箱搅拌摩擦焊(FSW)焊接接头疲劳寿命,完成对贮箱结构的疲劳分析,对2195铝锂合金母材标准试件与搅拌摩擦焊焊接接头标准试验件进行静力试验与常幅疲劳试验,得出母材与FSW焊接接头的拉伸强度等力学性能参数,同时绘制其S-N曲线。在试验数据基础上,应用ABAQUS软件对贮箱进行静力分析,联合NCODE软件估算贮箱模型在给定工况载荷下的疲劳寿命。结果表明:应力最严重位置为筒段焊缝处,最先破坏位置发生在筒段横竖焊缝交接处。在疲劳寿命分析的基础上应用ABAQUS-FRANC3D软件联合仿真,在焊缝破坏位置处插入角裂纹,模拟三维裂纹扩展,当裂纹扩展为穿透裂纹时,计算终止。计算了三维表面裂纹的应力强度因子和裂纹扩展寿命,为贮箱损伤容限提供了评估思路。 展开更多
关键词 搅拌摩擦焊 疲劳 裂纹扩展 疲劳试验
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一种计及飞行科目的飞机结构当量损伤评估算法
11
作者 刘宇麟 毛海涛 张柱柱 《重庆理工大学学报(自然科学)》 CAS 北大核心 2024年第5期195-200,共6页
飞机使用寿命消耗通常采用机群寿命监控方法,但飞机结构实际使用寿命受实际飞行情况影响,不同飞行科目疲劳载荷谱的明显差异性导致疲劳损伤有所不同。为此,提出了一种计及飞行科目的飞机结构当量损伤评估算法,建立了考虑飞行科目的结构... 飞机使用寿命消耗通常采用机群寿命监控方法,但飞机结构实际使用寿命受实际飞行情况影响,不同飞行科目疲劳载荷谱的明显差异性导致疲劳损伤有所不同。为此,提出了一种计及飞行科目的飞机结构当量损伤评估算法,建立了考虑飞行科目的结构当量损伤计算模型。以某机队为例,对其一年内不同飞行科目的结构当量损伤进行实例研究,发现该型飞机不同飞行科目的当量损伤差异明显,相对于低过载飞行科目,高过载飞行科目对滤波阈值敏感度更低;基于该型飞机的不同飞行科目特征,分析选取合适的滤波阈值和采样率,在保证损伤计算误差小于1%的情况下,可有效缩减数据计算量50%以上。 展开更多
关键词 单机寿命监控 当量损伤 飞行科目 滤波阈值
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基于天牛须搜索算法和内点法的运输类飞机5×5谱编制方法
12
作者 卫昆钰 李博文 +1 位作者 李晨迪 贺小帆 《航空科学技术》 2024年第6期104-113,共10页
载荷谱作为运输类飞机疲劳分析和试验的输入,其编制具有重要意义。针对运输类飞机载荷谱编制需求,本文基于天牛须搜索算法和内点法,提出了一种编制5×5谱的方法。首先确定飞机的任务剖面,通过对飞机实测数据进行处理与统计获得过载... 载荷谱作为运输类飞机疲劳分析和试验的输入,其编制具有重要意义。针对运输类飞机载荷谱编制需求,本文基于天牛须搜索算法和内点法,提出了一种编制5×5谱的方法。首先确定飞机的任务剖面,通过对飞机实测数据进行处理与统计获得过载累积超越数曲线,依据极值载荷对数正态分布准则,采用基于天牛须搜索算法和内点法耦合的5×5谱求解方法对各类飞行类型次数和载荷水平比进行迭代和选取;依据载荷谱形状相似准则,提出了载荷谱形状相似性指标,采用天牛须算法对5×5谱中各类飞行类型中各级载荷出现次数进行迭代,形成各任务段的5×5谱。最后给出了一个示例以阐明该5×5谱编制方法。实现了运输类飞机5×5谱的快速和高质量编制。 展开更多
关键词 运输类飞机 5×5谱 TWIST谱 极值对数正态分布准则 载荷谱形状相似准则
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基于损伤力学的轴承钢旋弯疲劳寿命预测 被引量:1
13
作者 于宜冰 贺自强 +2 位作者 贺小帆 杨振宇 詹志新 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期2585-2594,共10页
基于连续损伤力学理论,提出了考虑真空化学热处理工艺影响的疲劳损伤模型及数值计算方法,研究了M50NiL轴承钢的旋弯疲劳损伤分析及寿命预测方法。给出了本构模型、疲劳损伤演化方程和理论模型中的材料参数标定方法,基于ABAQUS平台,通过... 基于连续损伤力学理论,提出了考虑真空化学热处理工艺影响的疲劳损伤模型及数值计算方法,研究了M50NiL轴承钢的旋弯疲劳损伤分析及寿命预测方法。给出了本构模型、疲劳损伤演化方程和理论模型中的材料参数标定方法,基于ABAQUS平台,通过编写UMAT子程序,实现了基于硬化层影响的疲劳损伤分析的损伤力学-有限元数值计算方法;对淬火回火、渗碳及碳氮复渗2种真空化学热处理的M50NiL轴承钢,开展了旋弯疲劳试验,分析了热处理工艺对疲劳性能的影响;基于提出的疲劳损伤模型及数值计算方法,预测了M50NiL轴承钢的旋弯疲劳寿命,并与试验结果进行对比,验证了所提方法的适用性。 展开更多
关键词 M50NiL轴承钢 旋弯疲劳 寿命预测 损伤力学 数值计算
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考虑耦合损伤的高低周复合疲劳寿命预测模型
14
作者 刘朋帅 王晓玮 侯军 《机械强度》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期1175-1183,共9页
燃气轮机叶片等机械零部件在工作过程中常受到由低频离心力导致的低周疲劳和由高频振动引起的高周疲劳的共同作用,高低周复合疲劳损伤是其发生破坏的重要因素之一。高低周复合载荷条件下产生的损伤不再是简单的损伤叠加,还需要考虑高周... 燃气轮机叶片等机械零部件在工作过程中常受到由低频离心力导致的低周疲劳和由高频振动引起的高周疲劳的共同作用,高低周复合疲劳损伤是其发生破坏的重要因素之一。高低周复合载荷条件下产生的损伤不再是简单的损伤叠加,还需要考虑高周载荷和低周载荷交互作用产生的耦合损伤。在Miner理论的基础上考虑高低周复合载荷引起的耦合损伤,建立高低周复合疲劳寿命预测模型。经过实验验证,对比所提出的模型与Miner模型、Trufyakov-Kovalchuk模型的预测效果,结果表明,提出的模型有较好的预测精度。 展开更多
关键词 高低周复合疲劳 耦合损伤 疲劳寿命 低周疲劳 高周疲劳
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A100超高强度钢腐蚀疲劳裂纹扩展拘束效应研究
15
作者 李一哲 黄海亮 +2 位作者 卞贵学 王安东 王玺 《航空材料学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第6期90-96,共7页
超高强度钢被广泛用于制造飞机起落架等主要承力结构,在海洋恶劣环境下服役时易发生腐蚀疲劳失效。由于拘束效应的存在,实验室小尺寸试样与实际结构的疲劳裂纹扩展行为不同。针对不同裂纹深度和试样厚度的单边缺口拉伸试样,开展A100超... 超高强度钢被广泛用于制造飞机起落架等主要承力结构,在海洋恶劣环境下服役时易发生腐蚀疲劳失效。由于拘束效应的存在,实验室小尺寸试样与实际结构的疲劳裂纹扩展行为不同。针对不同裂纹深度和试样厚度的单边缺口拉伸试样,开展A100超高强度钢在空气、中性和酸性海水环境下的疲劳裂纹扩展实验。结果表明:随着裂纹深度和试样厚度增大,裂纹尖端拘束水平升高,疲劳裂纹扩展阻力降低,裂纹扩展速率增加;相较于腐蚀环境和拘束效应单独作用,拘束效应和腐蚀环境共同作用会显著增加A100超高强度钢的疲劳裂纹扩展速率;当应力强度因子幅值ΔK=30 MPa·m^(1/2)时,拘束参量与腐蚀疲劳裂纹扩展速率呈现良好的正相关性。相关研究结果可为海洋环境下服役超高强度钢结构寿命评估提供参考。 展开更多
关键词 A100超高强度钢 拘束效应 腐蚀疲劳 裂纹扩展
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球磨钢珠配比对片状羰基铁粉吸波性能影响的研究 被引量:24
16
作者 李晓光 吕华良 +2 位作者 姬广斌 张豹山 唐东明 《航空材料学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第5期46-53,共8页
片状羰基铁具有高的饱和磁化强度和一定的平面各向异性,可突破Snoek限制,在微波吸收领域具有很好的应用前景。本文以球状羰基铁粉为原料,机械球磨制备了片状羰基铁,并根据球磨钢珠配比的改变获得形貌和电磁性能各异的片状羰基铁:随着钢... 片状羰基铁具有高的饱和磁化强度和一定的平面各向异性,可突破Snoek限制,在微波吸收领域具有很好的应用前景。本文以球状羰基铁粉为原料,机械球磨制备了片状羰基铁,并根据球磨钢珠配比的改变获得形貌和电磁性能各异的片状羰基铁:随着钢球平均直径的减小,羰基铁片状结构逐渐增多,片状尺寸增大,片层厚度变薄,吸波性能提高;当采用4 mm钢球进行球磨时,片状羰基铁具有最佳吸波性能,其复磁导率的实部和虚部在2 GHz时可达到2.8773和0.9493;涂层厚度为2 mm时,反射率损耗在9.1 GHz处达到最大值-35 dB,小于-10 dB频带宽为7.429 GHz。 展开更多
关键词 片状羰基铁粉 钢球配比 吸波性能 复磁导率 反射率损耗
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预腐蚀对30CrMnSiNi2A连接件疲劳寿命影响的试验研究 被引量:15
17
作者 贺小帆 刘文珽 +2 位作者 王忠波 杨洪源 王磊 《机械强度》 CAS CSCD 北大核心 2009年第4期664-669,共6页
某型飞机疲劳关键件为30CrMnSiNi2A螺钉连接件,为了进行腐蚀条件下疲劳寿命评定,考虑地面停放预腐蚀的影响,采用周期浸润加速腐蚀试验方法,进行不同预腐蚀时间后在随机谱和两种恒幅谱下的成组疲劳试验。结果表明,疲劳寿命随腐蚀时间的... 某型飞机疲劳关键件为30CrMnSiNi2A螺钉连接件,为了进行腐蚀条件下疲劳寿命评定,考虑地面停放预腐蚀的影响,采用周期浸润加速腐蚀试验方法,进行不同预腐蚀时间后在随机谱和两种恒幅谱下的成组疲劳试验。结果表明,疲劳寿命随腐蚀时间的增加而降低;在工程常用的时间范围内,若假定疲劳寿命服从对数正态分布,对数疲劳寿命标准差与预腐蚀时间基本无关;若假设疲劳寿命服从威布尔分布,其形状参数与预腐蚀时间基本无关。并以预腐蚀影响系数C(t)反映预腐蚀对疲劳寿命的影响,研究预腐蚀对30CrMnSiNi2A连接件疲劳寿命的影响。 展开更多
关键词 腐蚀 预腐蚀 疲劳寿命 飞机结构 衰减 预腐蚀影响系数C(t)
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航空航天结构复合材料湿热老化机理的研究 被引量:81
18
作者 过梅丽 肇研 谢令 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 2002年第4期51-54,共4页
通过研究T30 0 / 5 40 5和T30 0 /NY92 0 0复合材料以及基体树脂 5 40 5和NY92 0 0的浇注料在 80℃水浸中的吸水动力学、红外光谱、动态力学性能和表面形态的变化 ,分析了复合材料的湿热老化机理。结果表明 :在 80℃水浸的加速湿热老化... 通过研究T30 0 / 5 40 5和T30 0 /NY92 0 0复合材料以及基体树脂 5 40 5和NY92 0 0的浇注料在 80℃水浸中的吸水动力学、红外光谱、动态力学性能和表面形态的变化 ,分析了复合材料的湿热老化机理。结果表明 :在 80℃水浸的加速湿热老化条件下 ,两种复合材料的老化机理主要是吸入水分对基体的塑化 /溶胀作用以及因树脂与纤维湿膨胀的不匹配所产生的内应力引起的微观开裂。 展开更多
关键词 航空航天结构 复合材料 湿热老化处理 塑化效应 微观开裂 老化寿命
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δ相对GH4169合金热变形行为的影响 被引量:19
19
作者 韦家虎 董建新 +2 位作者 喻健 姚志浩 付书红 《航空材料学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期72-77,共6页
对GH4169合金进行四种不同工艺的热处理以得到不同的δ相析出状态,采用Gleeble-1500试验机在980℃下测试合金热变形特性。结果表明,GH4169合金经不同热处理后可获得不同初始状态的δ相含量及分布状态,合金中δ相的增加将降低合金变形抗... 对GH4169合金进行四种不同工艺的热处理以得到不同的δ相析出状态,采用Gleeble-1500试验机在980℃下测试合金热变形特性。结果表明,GH4169合金经不同热处理后可获得不同初始状态的δ相含量及分布状态,合金中δ相的增加将降低合金变形抗力;δ相的存在促进变形合金再结晶形核和长大;晶界δ相的存在有利于热变形过程中的再结晶,而晶内δ相则阻碍形核过程;预先析出的δ相在变形过程中发生溶解。 展开更多
关键词 GH4169 热处理 Δ相 热变形
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金属表面腐蚀损伤演化过程的元胞自动机模拟 被引量:18
20
作者 王慧 吕国志 +1 位作者 王乐 张有宏 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第6期1490-1496,共7页
用一个简单的元胞自动机从介观的角度对腐蚀环境中金属表面的腐蚀损伤演化过程进行研究。假定腐蚀体系为扩散过程控制的金属腐蚀体系,定义了简单的局部规则反映腐蚀现象中的基本化学物理过程,例如质量转移、金属溶解和钝化过程等。对于... 用一个简单的元胞自动机从介观的角度对腐蚀环境中金属表面的腐蚀损伤演化过程进行研究。假定腐蚀体系为扩散过程控制的金属腐蚀体系,定义了简单的局部规则反映腐蚀现象中的基本化学物理过程,例如质量转移、金属溶解和钝化过程等。对于单个蚀坑,得到了蚀坑等效半径随模拟时间的变化曲线;对于多个蚀坑,认为蚀坑的成核时间服从威布尔分布,通过对该分布函数进行随机抽样,使得在不同时刻金属表面会随机产生大量的蚀坑,对金属表面的腐蚀损伤情况进行模拟,得到了表面腐蚀损伤度随模拟时间的变化规律。结果表明元胞自动机法可以用于腐蚀损伤演化过程的模拟,这对于更好地进行腐蚀损伤的量化及结构完整性的评估有着重要的实际意义。 展开更多
关键词 元胞自动机法 等效半径 表面腐蚀损伤度 随机抽样 模拟
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