层合板结构元件动态S-N曲线的测定方法

在确定了飞机壁板结构的动力学特性后,为预计其声疲劳寿命,传统的方法必须采用飞机壁板结构的典型结构件并通过高声强行波管试验获得这种结构的声疲劳S-N曲线.为减少试验时间和费用,利用振动台获取典型层合复合材料结构元件的振动S-N曲线以代替声疲劳S-N曲线.根据典型复合材料的飞机蒙皮壁板结构形式,利用加筋复合材料层合板设计了用于振动试验的两种结构形式的梁元件.为获得准确的试验结果,试件模拟了实际的连接形式,并用于得到εrms-N振动试验中.所有试件的试验采用相同的振动激励谱形,并在不同的随机振动量级进行试验,利用最小二乘法拟合得到的εrms-N数据.这种测试方法可用于飞机结构抗声疲劳设计的实践中.     

飞机壁板结构的高温声疲劳试验方法

本文对飞机发动机部位常用典型壁板结构的高温声疲劳试验进行了论述．其内容涉及环境模拟、声场测量、声疲劳载荷谱的确定、高温环境下裂纹监测、高温下一阶频率确定等问题．并给出了ＧＨ１４０材料典型壁板结构件的试验结果     

单向双筋板结构件共振疲劳试验及分析

航空航天领域广泛存在着振动疲劳问题,严重危及飞行器结构的安全可靠性。本文首先设计了激振器直接作用于试件的力激励振动疲劳试验系统,并提出了跟踪结构共振频率的频带激励共振疲劳寿命测试方法;而后利用试件进行了频带激励下的定应变共振或定载荷共振结构振动疲劳试验;最后针对试验结果分析与讨论了可能影响结构振动疲劳寿命的各种因素。结论表明,试验结构件的边界条件、初始条件以及结构动力学特性等都可能是影响振动疲劳寿命的关键因素。频带激励共振疲劳试验方法为振动疲劳寿命曲线的测试积累了经验。     

TC4钛合金超高周次轴向振动疲劳试验

应用基于压电超声疲劳试验技术开发的20kHz轴向振动疲劳试验系统,完成了室温下TC4钛合金超高周疲劳试验,获得了TC4合金在107～109周次范围内的轴向振动疲劳寿命曲线(S-N曲线);运用C.Paris推导公式预测了TC4合金材料的寿命,得到各应力水平下破坏率为50％、95％、99％的安全寿命.结果表明:在疲劳循环大于107周次时,试件仍会发生疲劳断裂,疲劳强度随循环次数的增加而下降,并不存在明显的疲劳极限.TC4合金的S-N曲线在107～109周次的范围内呈连续下降型.在轴向振动超高周疲劳试验中,试件的裂纹扩展寿命只占其在50％破坏率下疲劳安全寿命的一小部分,其疲劳寿命主要由试件的裂纹萌生寿命决定.     

内部爆炸作用下钢箱结构变形规律性实验

箱型结构内部爆炸能够造成比空爆更严重的破坏效果。本文中设计了3个边长600 mm、板厚4 mm的实验试件,并分别用98.4、194.7和355.8 g的TNT炸药进行了内部爆炸实验,得到了所有试件的变形特征。箱体壁板的变形都呈现向外凸出(鼓起)的特点,壁板中心的最终挠度随着爆炸TNT当量的增大而近似成线性增长,拟合了箱体壁板挠厚比与爆炸当量之间的经验公式。通过三维数字图像相关技术,得到了箱体壁板的动态响应过程:爆炸发生后,壁板中心最先产生向外鼓起;壁板中心随后变形增长,同时变形向四周传播;壁板中心变形达到最大值后,板的变形会产生一定量的振荡回缩。     

基于真空吸盘的新型振动加载技术研究及应用

传统的振动加载技术,试件通过刚性夹具与振动台台面进行连接,刚性夹具采用螺栓与振动台台面和试件进行连接。一些试验要求振动加载装置的连接不能破坏试件结构,传统的螺栓方式不能满足要求。本文研究了一种基于真空吸盘的新型振动加载技术,振动加载杆通过真空吸盘吸附在试件表面。该项技术已在垂尾结构的动态疲劳试验中得到应用。应用实践证明,这种基于真空吸盘的振动加载技术方便、可靠、安全,弥补了传统加载方式的不足。     

金属损伤复合材料胶接修补结构力学试验研究

为评估金属损伤复合材料胶接修补结构的剩余强度和剩余寿命,进行了含腐蚀和疲劳损伤LY12CZ航空铝合金板碳/环氧复合材料补片胶接修复结构的力学性能试验,分析了在静拉伸和疲劳载荷作用下修补结构的破坏模式、失效机理。试验研究发现:复合材料胶接修补技术有效改善了腐蚀和疲劳损伤这两类损伤区域的受力状况,恢复了其载荷传递路线,其静拉伸失效形式为金属韧性断裂后胶层脱粘的分步渐进式破坏;与含损伤未修补试样相比,胶接修补大幅度提高了试件的剩余强度和剩余寿命恢复率,修补后铝合金试件承载能力增加了约25%,疲劳寿命增加至修补前的约4倍~5倍。     

孔周弹塑性变形与疲劳循环次数的相关性

应用白光散斑相关技术研究了孔周弹塑性变形与疲劳循环次数的相关性,以便探索疲劳寿命的预测方法.疲劳实验在单边带缺口的拉伸板状试件上进行,试件由GH4169材料制成,试件表面上喷涂了白光散斑图.疲劳加载采用0→Pmax→0的循环加载方式,加载波形为正弦波,加载频率为10Hz.实验中,按一定的疲劳循环周次在零载及最大载荷两种状态下停机、采图.应用数字图像相关技术求出孔周附近的残余位移场,并应用逐点最小二乘法求出应变场.实验中获得了一些对于疲劳寿命研究很有意义的结果.     

古建筑木材振动疲劳破坏特征分形分析

选取古木材为研究对象,进行了不同加载力下的疲劳试验,分析结果并观察断口形态。运用修正盒维法,对试件断口边界分形曲线求取了分维值,进一步探讨分形维数与疲劳寿命之间的关系。结果表明:木材断口可分为三种典型破坏类型,即Ⅰ型-抽出破坏、Ⅱ型-滑移破坏、Ⅲ型-端部破坏,分别对应断裂力学中的张开型、滑开型、撕开型;发生Ⅰ型破坏的试件对应的疲劳寿命最高,而发生Ⅱ型破坏的试件对应的疲劳寿命最低,发生Ⅲ型破坏的试件疲劳寿命居中。将发生典型破坏特征的试件裂纹进行提取,并进行分形分析。结果表明,疲劳寿命和分形维数呈负相关趋势,可根据分形维数初步推断木材断面的破坏形式和疲劳寿命区间。     

高温超声拉压疲劳试件设计与温度自动控制

本文较深入地开展了高温环境条件下的超声拉压疲劳实验系统研究,深入分析了试件温度高精测量与自动控制和高温试件设计的关键问题。实验系统可以实现高温环境条件下大于1010周次超高周次的疲劳加载。本实验系统利用传统超声疲劳试验机,使用非接触式红外测温仪对试件温度进行实时动态监测,采用间歇振动的方法保证温度波动小于±3℃。实验结果显示,采用本系统得到的实验结果与传统疲劳加载方式的结果一致性很好。本文工作为进一步开展高温环境条件下金属材料高温超高周(1010周次)疲劳损伤和疲劳破坏机理研究提供了新的有效的平台。     

金属连接导管振动疲劳极限测试方法研究

为确定滚压和焊接钛合金导管的振动疲劳极限寿命,采用HB5277-84规定的振动疲劳试验方法和失效准则。分别利用激光位移传感器和电阻应变片测定了试件的第一阶频率和规定加速度载荷激励下的试件悬臂端位移及试件根部的应变。试验发现：对于具有连接特性的试件在进行定频振动疲劳试验初期,试件第一阶响应频率快速下降,此时试件并未发生裸眼可见破坏和裂纹。为满足产品定寿要求,采用逐级增加试验载荷进行扫频振动试验,直至试件频率稳定以及根部应变和端部位移达到试验要求后,再进行正式定频振动疲劳试验,仍采用依据频率下降1%作为失效准则完成了所用规定试验。     

16Mn钢在不同条件下的疲劳行为研究

对截面为3 mm×3mm的16Mn钢试件在空气和3.5%NaCl溶液中分别进行疲劳试验,获得了S-N曲线,并对疲劳试样表面和断口形貌进行了观察.结果表明:与空气相比,3.5%NaCl腐蚀溶液使16Mn钢的疲劳强度显著降低;在空气中疲劳试样只有一个萌生于试样表面基体的裂纹源,而在3.5%NaCl溶液中一般有多个裂纹源,而...     

利用红外热像技术快速确定材料疲劳极限

基于能量理论，阐述了利用红外热像方法确定材料疲劳极限的原理，并利用红外热 像仪对具有矩形截面的钢试件进行了疲劳试验，通过记录疲劳试验过程中试件表面的温度变 化，经处理后得到了该种材料的疲劳极限. 试验表明，利用红外热像技术可以快速、准确地 确定材料的疲劳极限. 同时，该方法还具有可靠、经济、便捷等优点.     

航空发动机钛合金材料的高周和超高周疲劳性能研究1）

通过对航空发动机空心风扇叶片用Ti-6Al-4V 随炉试样的高周和超高周疲劳试验研究,揭示了Ti-6Al-4V 材料在10⁷ 循环周次以上同样会发生疲劳破坏. 采用三参数幂函数寿命曲线拟合了高周和超高周的疲劳性能数据,发现可以较好地将两种试验下的数据衔接起来,结果显示在此试验条件下基于超声的超高周疲劳试验的频率效应可以忽略. 通过断口分析表明,超高周试样在试样表面没有缺陷的情况下,裂纹大多数是从材料内部或次表面萌生,而高周疲劳试样的裂纹是从材料表面开始萌生.     

Thermoelastic stress analysis applied to fully reversed bending fatigue

The thermoelastic effect has been used to study stress distributions in a number of in-plane loading problems. Analysis of the temperature distribution has been largely limited to isotropic one-dimensional approximations with heat transfer through the thickness of the specimen. In sonic fatigue, specimens undergo fully reversed bending with a stress gradient along the length of the specimen as well as through the thickness. This has also been modeled as a one-dimensional heat transfer problem with negligible heat transfer along the specimen length. The authors solve this as a two-dimensional problem for an isotropic material to determine the effect of heat transfer.     

基于疲劳传感器的大型桥梁载荷谱检测研究

提出基于同一倍增器上双疲劳计的桥梁载荷谱检测方法,将疲劳传感器上两个疲劳计以不同方向粘贴得到不同放大系数,由恒幅标定数据和等效原理用插值方法得到复杂加载下疲劳响应计算方法,并根据桥梁载荷谱的瑞利分布特点,得到该分布下的疲劳响应计算方法.采用倍增器的双疲劳计结构设计,利用疲劳计响应的非线性特性,得到疲劳传感器电阻变化与桥梁瑞利载荷谱的对应关系.本文疲劳试验表明,试验载荷谱与预测载荷谱相当吻合,所设计的疲劳传感器性能良好,能够满足桥梁疲劳载荷检测要求.该传感器的检测原理提供了一种新的工程疲劳检测方法,它较目前采用的其它方法效率高、精度好,适用于长期疲劳监测.     

Gigacycle fatigue behaviors of two SNCM439 steels with different tensile strengths

Gigacycle fatigue behaviors of two SNCM439 steels with different tensile strengthes were experimentally studied by rotating bending tests,to investigate the effects of the tensile strength obtained by different heat treatment processes on very high cycle fatigue failure mechanisms.The material with higher tensile strength of 1 710 MPa exhibited typical gigacycle fatigue failure characteristics,whereas one with lower tensile strength of 1 010 MPa showed only traditional fatigue limit during the tests and no gigacycle failure could be found even when the specimen ran up to more than 10 8 cycles.Metallographic and fractographic analysis were carried out by an optical microscope (OM) and scanning electron microscope (SEM).It showed two different crack initiation mechanisms that for the specimen with lower tensile strength the crack prefers surface initiation and for that with higher strength the crack initiates from subsurface inclusions revealed by a fish-eye like microstructure.     

疲劳裂纹扩展门槛值的研究进展

Ⅰ.引言 大量的研究和疲劳裂纹扩展的试验表明,对于存在一定尺寸裂纹及缺陷的材料或构件,只有当裂纹尖端的应力强度因子达到或超过某一值时,裂纹才会在交变应力的作用下扩展。当裂纹尖端的应力强度因子小于这一值时,裂纹在交变应力作用下不发生扩展。这个应力强度因子值,就是界限应力强度因予幅值△K_(th),在疲劳研究中称为裂纹扩展的门槛值。 门槛值△K_(th)和疲劳裂纹扩展速率da/dN一样,是反映带裂纹或缺陷构件抗疲劳性能的     

一种用于金属薄板轴向拉压疲劳试验的防弯夹具

在金属薄板的轴向疲劳S-N曲线测试中,研究将一种侧向防弯曲夹具应用于存在压向载荷的试验。通过粘贴应变片方法测量试样的表面应力,对试样的受力情况做了定量的分析。测量结果表明试样安装防弯曲夹具后,基本消除了由压缩失稳产生的弯曲应力。且通过对不同拧紧方式的测量,表明一定的夹紧力下不对试验力产生影响。试验夹具设计成对试样中心轴线的支撑而让边缘疲劳敏感部位处在非接触状态,试样断口表明疲劳起源在这些并没有与试样接解的部位。用钛和铝两种材料的薄板在不同试验机上进行了不同寿命和频率的试验,试验结果与正应力比试验同时给出以对比,各种研究表明本试验有效解决了薄板疲劳受压时的失稳问题。     

比例超载对铝合金圆孔薄板试件低周拉-拉疲劳寿命的影响

对铝合金圆孔薄板试件进行了超载和常辐的对比实验,取六种超载比,对每一超载比各进行了不同超载周次的实验,从这些实验结果看出,对每一超载比,超载试件的疲劳寿命和常辐疲劳试件的寿命比值先是随超载周数的增加而较快的增加,之后在一个相当大的超载周数范围内,超载寿命比的变化不大。当超载周数超过一定值时,超载寿命比随超载周数的增加而略有减少。本文的实验中,在超载60％的情况下,超载周数从20周到90周的范围内,超载试件的平均寿命比常辐疲劳试件的寿命约高3.5倍。