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激光金属沉积(LMD)是一种应用广泛的金属增材制造技术,可以快速成形复杂的结构件。以TA15钛合金粉末为原材料,采用激光金属沉积技术成形了TA15工字梁缩比件,进行了LMD TA15钛合金工字梁试样的疲劳试验和失效分析,研究了LMD TA15钛合金材料和结构的疲劳性能。对4件试样在应力比为0.06,载荷峰值为80%静力破坏载荷的交变载荷下进行四点弯曲疲劳试验,受成形缺陷影响,试样出现混合失效模式:两件试样无明显缺陷,裂纹形态为受拉缘条角裂纹,两件试样为内部气孔缺陷诱发失效,裂纹形态为受拉缘条半椭圆裂纹。起裂位置与缺陷和应力水平有关,存在明显的差异。为阐明试样疲劳失效行为,进行了有限元分析,获得起裂位置的应力水平,分析了缺陷和应力水平对疲劳寿命的影响。结果表明,缺陷是影响试样疲劳性能的主导因素,缺陷降低疲劳寿命50%以上,对于无明显缺陷试样,试样的疲劳行为受到应力水平控制。 相似文献
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战斗机机群载荷谱损伤分散系数确定方法 总被引:1,自引:0,他引:1
在战斗机结构的设计定型阶段,要综合考虑结构特性和机群载荷谱的分散性评定机群的安全寿命,为此,需要确定机群载荷谱分散系数。该文通过对文献中的73架F/A-18C飞机的计算寿命和74架F/A-18飞机使用损伤率数据进行统计分析,结果表明战斗类飞机机群载荷谱损伤可用对数正态分布描述。给出了机群载荷谱分散系数的定义,建立了确定机群载荷谱分散系数的两种方法,推导得到了载荷谱损伤分散系数的计算公式,计算给出了典型的载荷谱损伤分散系数取值,与经验值进行了对比分析。 相似文献
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带中心孔的钛合金扩散连接层合板裂纹扩展特性 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究含孔TC4钛合金扩散连接层合板的裂纹扩展行为,进行了含ϕ6中心孔的8mm厚单层板材、三层(3+2+3)扩散连接层合板和三层(3+2+3)含ϕ12止焊区扩散连接层合板的疲劳对比试验,试验中施加标识载荷,通过断口判读裂纹形态和尺寸,得到裂纹扩展(a,N)数据,建立了裂纹扩展da/dN-a曲线,对单层板、层合板和止焊层合板的裂纹扩展行为和规律进行了对比。结果表明:单层板出现规则的半椭圆形孔壁裂纹;层合板由于存在层合界面的影响,出现不规则的半椭圆孔壁裂纹;而止焊层合板以角裂纹为主,裂纹扩展过程分为三阶段;三类试件的da/dN-a曲线可用双对数线性关系描述;三层板的裂纹扩展特性不弱于单层板;止焊层合板的裂纹扩展性能有明显改善,提高了含孔层板的损伤容限特性。 相似文献
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加速腐蚀试验是加速退化试验的特例,为了确定腐蚀退化加速因子,以预测材料/结构在服役环境下的使用寿命,提出加速腐蚀试验相关性要求必须满足的4个条件:不同环境下的腐蚀特征量分布特性不变、某些重要分布参数不变、腐蚀动力学规律相同及ACF(acceleration corrosion factor)为定值。明确腐蚀退化加速因子的定义,并结合腐蚀特征量5种典型的分布特性,建立腐蚀退化加速因子的表达式以及相关性要求。针对材料学科常采用的平均腐蚀率对比方法,提出平均腐蚀率的描述形式,最后结合LY12CZ铝合金材料的腐蚀试验,给出确定腐蚀退化加速因子的一个典型算例。 相似文献
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本文介绍一种计算机瞬态温度控制系统中传感器的快速非线性校正方法。这种方法与高次代数方程计算法以及单纯的查表法相比,具有计算时间短、查找快等优点,并且计算公式简单、编程容易、校正精度高。 相似文献
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疲劳寿命预腐蚀影响系数曲线通用性研究 总被引:10,自引:2,他引:8
针对腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定问题,对结构在近似谱和不同恒幅应力水平下的地面停放预腐蚀影响系数(C(t))曲线的通用性进行研究。首先给出与腐蚀时间呈指数关系的C(t)曲线形式,对该关系式的合理性进行验证;分别进行加速腐蚀不同时间后结构模拟试件在近似谱下的C(t)曲线测定,以及加速腐蚀试件在不同恒幅应力水平下的C(t)曲线分析,分别对上述曲线进行统计对比分析。结果表明:近似谱和恒幅应力下的C(t)曲线参数均无显著差异,说明C(t)曲线具有通用性,从而大大减少了试验工作量。 相似文献
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预腐蚀对30CrMnSiNi2A连接件疲劳寿命影响的试验研究 总被引:3,自引:0,他引:3
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. 相似文献