检索结果-南通市图书馆

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

紧固孔多点激光喷丸诱导残余应力的数值模拟

中国激光 2016年第6期43卷 61-68页

作者：张兴权黄志伟章艳叶小华张义伟段士伟黄志来安徽工业大学机械工程学院安徽马鞍山243002

激光喷丸强化技术是一种新型的材料表面改性技术相比于传统喷丸强化技术,具有明显的优势。采用试验与有限元分析相结合的方法,探讨了在一定冲击顺序下,多点激光喷丸强化处理后紧固孔周围残余应力的分布情况。结果表明,通过多个直径为2.... 详细信息

激光喷丸强化技术是一种新型的材料表面改性技术相比于传统喷丸强化技术,具有明显的优势。采用试验与有限元分析相结合的方法,探讨了在一定冲击顺序下,多点激光喷丸强化处理后紧固孔周围残余应力的分布情况。结果表明,通过多个直径为2.6mm光斑的组合能形成一个直径近似为6mm的较大圆形冲击区域,可用来替代大直径光斑进行冲击强化。在多点激光喷丸强化过程中,由于多个光斑叠加,导致冲击区域的表面残余压应力幅值由第一点冲击后的134 MPa增加到冲击结束后的254 MPa,冲击区域变形深度也逐渐增大到26.6μm。在冲击区域钻孔后,紧固孔孔口边缘处的最大残余压应力值明显减小。模拟值与实验值吻合较好。

关键词：激光光学紧固孔多点激光喷丸强化残余应力表面形貌

激光冲击强化对紧固孔疲劳寿命的影响(英文)

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

Transactions of Nonferrous Metals Society of China 2014年第4期24卷 969-974页

作者：张兴权陈六三余晓流左立生周煜安徽工业大学机械工程学院马鞍山243002

研究激光冲击对航空铝合金LY12CZ紧固孔疲劳特性的影响,孔的直径为d3 mm。利用X射线衍射法测量残余应力,对试件进行疲劳断裂实验,并用扫描电子显微镜(SEM)观察试件疲劳断口的微观特征。结果表明:激光冲击会在紧固孔端面形成残余压应力,... 详细信息

研究激光冲击对航空铝合金LY12CZ紧固孔疲劳特性的影响,孔的直径为d3 mm。利用X射线衍射法测量残余应力,对试件进行疲劳断裂实验,并用扫描电子显微镜(SEM)观察试件疲劳断口的微观特征。结果表明:激光冲击会在紧固孔端面形成残余压应力,冲击试件的疲劳寿命是未冲击的3.5倍。通过断口的观察和比较发现,冲击后试件的疲劳裂纹源于次表层,而不是源于试件表层,冲击后疲劳断口快速扩展区的疲劳条纹间距比未冲击试件疲劳断口快速扩展区的疲劳条纹间距要小。另外,在冲击试件断裂区的韧窝明显比未冲击的要大,这与冲击时材料内发生塑性变形有关。

关键词：激光冲击强化紧固孔疲劳寿命 LY12CZ

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

飞行器钛合金紧固孔结构件耐久性研究

稀有金属材料与工程 2010年第8期39卷 1451-1453页

作者：张有宏李仲常新龙张世英吕国志第二炮兵工程学院陕西西安710025 西北工业大学陕西西安710072 中国飞机强度研究所陕西西安710065

对TC4钛合金紧固孔结构件进行了实验和理论研究。在结构细节原始疲劳质量模型基础上,通过使用载荷谱下结构细节的裂纹扩展方程确定出给定时间下对应的裂纹尺寸分布情况,通过选择合适的参考裂纹尺寸,给出了紧固孔结构细节出现5%裂纹时的... 详细信息

对TC4钛合金紧固孔结构件进行了实验和理论研究。在结构细节原始疲劳质量模型基础上,通过使用载荷谱下结构细节的裂纹扩展方程确定出给定时间下对应的裂纹尺寸分布情况,通过选择合适的参考裂纹尺寸,给出了紧固孔结构细节出现5%裂纹时的寿命,并建议为飞行器结构的经济寿命,从而为飞行器结构的经济修理提供指导和依据。

关键词：钛合金紧固孔耐久性疲劳寿命当量初始裂纹尺寸

飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

工程科学学报 2021年第3期43卷 442-450页

作者：高志刚何宇廷马斌麟张天宇空军工程大学航空工程学院西安710038

为了对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量进行评估,本文首先对飞机机翼缘条结构中常用的BXXX铝合金紧固孔试件分别开展了高、中、低3种应力水平下的疲劳试验,通过断口判读和反推得到3组关于裂纹长度a和疲劳寿命t的(a−t)数据,在此基础... 详细信息

为了对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量进行评估,本文首先对飞机机翼缘条结构中常用的BXXX铝合金紧固孔试件分别开展了高、中、低3种应力水平下的疲劳试验,通过断口判读和反推得到3组关于裂纹长度a和疲劳寿命t的(a−t)数据,在此基础上应用当量初始缺陷尺寸(EIFS)控制方程对每个试件的EIFS值进行计算并初步评估,验证了在不同应力水平下紧固孔结构细节的EIFS无显著性差异;得到了紧固孔结构细节的裂纹萌生时间(TTCI)分布,在指定应力水平下对紧固孔结构细节95%置信水平下的经济寿命进行预测,并与设计寿命进行对比,提出了一种不同超越概率P下的结构细节当量初始缺陷尺寸模型,基于给定5%的裂纹超越概率,对结构细节的通用EIFS分布进行评估.通过以上对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量的三重评估,得到综合评估结果:飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量满足要求.

关键词：机翼缘条紧固孔原始疲劳质量当量初始缺陷尺寸裂纹超越概率质量评估

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

飞机机翼壁板紧固孔细节原始疲劳质量评估

西北工业大学学报 2018年第1期36卷 91-95页

作者：周俊杰王生楠西北工业大学航空学院陕西西安710072

为验证某飞机机翼下壁板紧固孔细节原始疲劳质量是否满足设计要求,建立了评估其原始疲劳质量的有效方法。首先完成了螺栓连接试验件的疲劳试验及疲劳断口判读,建立了3种不同应力水平下的裂纹萌生时间分布,并在此基础上获得通用当量初始... 详细信息

为验证某飞机机翼下壁板紧固孔细节原始疲劳质量是否满足设计要求,建立了评估其原始疲劳质量的有效方法。首先完成了螺栓连接试验件的疲劳试验及疲劳断口判读,建立了3种不同应力水平下的裂纹萌生时间分布,并在此基础上获得通用当量初始缺陷尺寸分布;提出一种可靠度为95%的细节疲劳寿命预测方法,基于经济寿命准则,实现对紧固孔细节的原始疲劳质量评估;最后使用此方法与基于满足双95%要求的EIFS值对飞机机翼下壁板紧固孔原始疲劳质量进行了评估,结果表明,该飞机机翼下壁板紧固孔细节原始疲劳质量满足设计要求。

关键词：试验设计紧固孔原始疲劳质量裂纹萌生时间当量初始缺陷尺寸经济寿命

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

紧固孔原始疲劳质量控制与制孔技术研究

工程力学 1999年第A2期2卷 474-479页

作者：董登科王俊扬飞机强度研究所

本文对飞机结构耐久性和安全性有重要影响的紧固孔原始疲劳质量进行了分析，建立了制孔技术与紧固孔原始疲劳质量的内在联系；

关键词：紧固孔原始疲劳质量飞机结构制孔技术

TC4钛合金两种显微组织的紧固孔原始疲劳质量研究

维普期刊数据库评论

在线全文

维普期刊数据库

学校读者我要写书评

暂无评论

航空材料学报 2013年第2期33卷 81-86页

作者：李华贺飞马英杰雷家峰景绿路刘羽寅中国科学院金属研究所沈阳110016 沈阳飞机设计研究所沈阳110035

利用标识载荷试验技术,将具有两种不同显微组织TC4钛合金分别在三种应力水平下进行疲劳试验,在光学显微镜下对疲劳裂纹扩展断口进行观察,获得裂纹扩展过程中不同循环周次下的裂纹长度,以此建立了表征TC4钛合金原始疲劳质量的通用EIFS分... 详细信息

利用标识载荷试验技术,将具有两种不同显微组织TC4钛合金分别在三种应力水平下进行疲劳试验,在光学显微镜下对疲劳裂纹扩展断口进行观察,获得裂纹扩展过程中不同循环周次下的裂纹长度,以此建立了表征TC4钛合金原始疲劳质量的通用EIFS分布。研究结果显示钛合金双态组织比片层组织具有更好的原始疲劳质量,双态组织具有较高的疲劳裂纹萌生寿命及裂纹扩展系数。此外还分析了双态组织中添加标识载荷的疲劳断口形貌,认为其疲劳断口标识线的形成是由于加入标识载荷后,应力强度因子范围发生变化,导致疲劳裂纹扩展过程中断裂模式发生改变,从而在断口上形成了可判读的标识线。

关键词：钛合金紧固孔原始疲劳质量标识载荷断裂模式

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

飞机紧固孔周疲劳裂纹扩展微观分析

山西大同大学学报:自然科学版 2023年第5期39卷 22-26页

作者：王锡芝张剑伟刘贞言帅馨禹辽宁石油化工大学机械工程学院辽宁抚顺110179 沈阳航空航天大学安全工程学院辽宁沈阳1101361 沈阳城市学院智能与工程学院辽宁沈阳110112

为揭示飞机紧固孔周疲劳微裂纹起裂和扩展的行为过程,运用分子动力学软件LAMMPS对飞机紧固件连接孔周疲劳裂纹扩展进行微观尺度数值模拟研究。分析了预制裂纹长度、环境温度、纳米板材料和裂纹扩展方向上的晶向对裂纹起裂和扩展行为的... 详细信息

为揭示飞机紧固孔周疲劳微裂纹起裂和扩展的行为过程,运用分子动力学软件LAMMPS对飞机紧固件连接孔周疲劳裂纹扩展进行微观尺度数值模拟研究。分析了预制裂纹长度、环境温度、纳米板材料和裂纹扩展方向上的晶向对裂纹起裂和扩展行为的影响。采用微观方法对宏观裂纹进行分析,丰富了人们对纳米级尺寸裂纹的认识与理解。

关键词：紧固孔疲劳裂纹扩展微观尺度

加工工艺对7075铝合金紧固孔表面质量的影响(英文)

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

宇航材料工艺 2011年第4期41卷 51-56页

作者：裴旭明陈五一张东初郑州轻工业学院机电工程学院郑州450002 北京航空航天大学机械工程及自动化学院北京100191

为确定最佳制孔工艺、获得理想表面特性,从表面完整性和疲劳寿命角度对7075铝合金飞机紧固孔表面质量进行了实验性和数值仿真研究。通过比较常规多步制孔和钻扩铰一步复合工艺(Winslow),发现钻扩铰多步慢进给工艺(DBM)和Winslow所产生... 详细信息

为确定最佳制孔工艺、获得理想表面特性,从表面完整性和疲劳寿命角度对7075铝合金飞机紧固孔表面质量进行了实验性和数值仿真研究。通过比较常规多步制孔和钻扩铰一步复合工艺(Winslow),发现钻扩铰多步慢进给工艺(DBM)和Winslow所产生的表面具有较小的Ra值,较少的加工缺陷、较大的残余压应力及较高的疲劳强度,而后者的Ra值低于前者60%,疲劳寿命高于前者23%;基于实验数据,建立了切削参数对表面粗糙度和残余应力影响的经验公式;应用数值仿真分析了加工过程中应变和切削温度的变化规律;探讨了Winslow工艺的强化机理;指出适当减少进给量、增加切削速度能够提高紧固孔的表面质量。

关键词： 7075-T7351铝合金表面完整性疲劳寿命紧固孔制孔工艺 Winslow技术