检索结果-内蒙古大学图书馆

实验力学 2022年第3期37卷 430-438页

作者：何丁妮廖云飞崔韦张建波中国直升机设计研究所上海航空材料结构检测股份有限公司

为了探究不同疲劳加载方法对金属悬臂梁性能的影响，基于电磁振动台分别设计振动疲劳试验系统及相应常规疲劳试验系统，针对30CrNi4MoA合金钢悬臂梁进行弯曲疲劳试验研究。结果表明：30CrNi4MoA合金钢在循环次数为1×10～7cycle时... 详细信息

为了探究不同疲劳加载方法对金属悬臂梁性能的影响，基于电磁振动台分别设计振动疲劳试验系统及相应常规疲劳试验系统，针对30CrNi4MoA合金钢悬臂梁进行弯曲疲劳试验研究。结果表明：30CrNi4MoA合金钢在循环次数为1×10～7cycle时的弯曲振动条件疲劳极限为514MPa,弯曲常规条件疲劳极限为516MPa;在循环次数小于1×10～6cycle时，30CrNi4MoA合金钢弯曲振动疲劳性能与常规疲劳性能差异较大，而当循环次数在1×10～6～1×10～7cycle时两者性能差异不大；两种疲劳加载方法下达到失效判据时试验件产生的损伤随应力水平的增加而增加；相同应力水平下，常规疲劳加载失效时试验件产生的损伤大于振动疲劳加载失效时的损伤。

关键词：振动疲劳常规疲劳悬臂梁疲劳性能

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先进铝锂合金层板疲劳裂纹扩展分层行为

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航空材料学报 2018年第4期38卷 130-136页

作者：黄啸黄颐刘建中中国航空发动机集团北京100097 中国航发北京航空材料研究院北京100095 上海航空材料结构检测股份有限公司上海201318

纤维金属层板的分层形状和尺寸对于研究其疲劳裂纹扩展行为具有至关重要的作用。为了研究一种先进铝锂合金层板在疲劳裂纹扩展过程中的分层行为,本研究通过有限元分析获得试样表面应变接近于0区域的尺寸与实际分层区域尺寸的计算关系式... 详细信息

纤维金属层板的分层形状和尺寸对于研究其疲劳裂纹扩展行为具有至关重要的作用。为了研究一种先进铝锂合金层板在疲劳裂纹扩展过程中的分层行为,本研究通过有限元分析获得试样表面应变接近于0区域的尺寸与实际分层区域尺寸的计算关系式,将数字图像关联技术(DIC)实时获取的试样表面应变数据与实际分层结果进行关联,并通过不同铺层结构、切口尺寸、裂纹长度下的分层尺寸数据对该方法进行验证,实现先进铝锂合金层板疲劳裂纹扩展实验中分层行为的实时监测。结果表明,该方法具有优异的适用性、经济性和数据一致性。

关键词：先进铝锂合金层板分层疲劳裂纹扩展数字图像关联技术(DIC) 有限元法

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预腐蚀铝基复合材料疲劳寿命的预测方法

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腐蚀与防护 2021年第1期42卷 36-41页

作者：陈亚萍曾本银喻溅鉴袁璐中国直升机设计研究所景德镇333001 上海航空材料结构检测股份有限公司上海200000

根据铝基复合材料(AMC)的腐蚀特征研究结果,采用基于疲劳缺口系数表征和基于断裂力学等效应力强度因子表征的两种方法建模,对铝基复合材料结构预腐蚀后的疲劳寿命进行预测,并与试验结果进行对比验证。结果表明:基于疲劳缺口系数表征的... 详细信息

根据铝基复合材料(AMC)的腐蚀特征研究结果,采用基于疲劳缺口系数表征和基于断裂力学等效应力强度因子表征的两种方法建模,对铝基复合材料结构预腐蚀后的疲劳寿命进行预测,并与试验结果进行对比验证。结果表明:基于疲劳缺口系数表征的预测结果在高周疲劳段与试验值更接近,可用于确定直升机高周疲劳结构件腐蚀缺陷容限尺寸和腐蚀缺陷检查周期等;基于断裂力学等效应力强度因子表征的预测结果在低周疲劳段与试验值更接近,可用于指导直升机低周疲劳结构损伤容限设计。

关键词：直升机复合材料预腐蚀疲劳寿命预测方法

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高-低载荷下振动疲劳损伤累积的试验研究

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应用力学学报 2023年第3期40卷 522-528页

作者：何丁妮蔡梦娜崔韦廖云飞中国直升机设计研究所景德镇333001 上海航空材料结构检测股份有限公司上海200120

为了探究高-低载荷下振动疲劳损伤累积的规律,基于振动台设计轴向振动疲劳试验系统,针对7050-T7451铝合金试件进行轴向振动疲劳试验,同时与在高频试验机上进行的常规疲劳试验结果进行对比。结果表明:振动疲劳与常规疲劳试验中均表现出... 详细信息

为了探究高-低载荷下振动疲劳损伤累积的规律,基于振动台设计轴向振动疲劳试验系统,针对7050-T7451铝合金试件进行轴向振动疲劳试验,同时与在高频试验机上进行的常规疲劳试验结果进行对比。结果表明:振动疲劳与常规疲劳试验中均表现出“锻炼”效应;振动疲劳试验中增大高-低载荷幅值差时,损伤累积值逐渐增加,“锻炼”效应逐渐明显;高-低载荷最大应力比存在临界值0.483,当应力比σ′<0.483时,振动疲劳加载相较于常规疲劳加载,表现出更明显的“锻炼”效应。

关键词：高-低载荷振动疲劳损伤累积轴向元件 “锻炼”效应

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复合材料加筋壁板装配应力对结构失效影响的试验与数值分析

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复合材料科学与工程 2021年第4期 96-101页

作者：王世杰陈振徐鹏刘小林汪海上海飞机制造有限公司上海200436 上海航空材料结构检测股份有限公司上海201318

复合材料层压板由于各向异性及沿厚度方向的不连续性的特点,在承受面外载荷作用下,会产生层间应力。层间应力值超过层压板层间开裂强度时,层压板会发生层间分层现象。为了研究装配应力对加筋壁板破坏行为的影响,本文进行了相应的试验和... 详细信息

复合材料层压板由于各向异性及沿厚度方向的不连续性的特点,在承受面外载荷作用下,会产生层间应力。层间应力值超过层压板层间开裂强度时,层压板会发生层间分层现象。为了研究装配应力对加筋壁板破坏行为的影响,本文进行了相应的试验和数值分析。首先对加筋壁板结构进行静力加载试验,得到了试验件的破坏载荷和破坏模式。其次通过螺栓加载至工况载荷并保载一定时间,实现了保载试验。最后利用有限元分析了结构的应力分布规律。结果显示,试验件在静力载荷的作用下会发生共胶接区脱粘破坏并伴随缘条分层破坏,在保载作用下长桁下缘条产生了微分层现象,数值分析获取的应力分布规律与试验结果吻合良好。研究结果可为复合材料壁板的装配作业规范和铺层方案设计验证提供参考。

关键词：复合材料加筋壁板装配应力缘条分层试验数值分析

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基于应力分布模型的随机疲劳加速试验设计

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航空学报 2020年第2期41卷 181-189页

作者：穆童孟鸽谢里阳张建波石朝成东北大学机械工程与自动化学院沈阳110819 航空动力装备振动及控制教育部重点实验室沈阳110819 上海航空材料结构检测股份有限公司上海201210

将两段式S-N曲线应用于Dirlik随机振动疲劳寿命预测模型,分段计算各自的疲劳损伤并进行叠加。基于该模型所模拟的应力幅值分布,推导了在两段式S-N曲线的情况下激励放大倍数同疲劳寿命之间的等效关系,并提出了基于该等效关系的加速试验... 详细信息

将两段式S-N曲线应用于Dirlik随机振动疲劳寿命预测模型,分段计算各自的疲劳损伤并进行叠加。基于该模型所模拟的应力幅值分布,推导了在两段式S-N曲线的情况下激励放大倍数同疲劳寿命之间的等效关系,并提出了基于该等效关系的加速试验寿命换算方法,为加速试验应力等级的确定提供了参考。针对随机振动中小应力幅占比较大的情况,该方法优化了这一部分的损伤计算方式,同时该方法还可以推广至超高周疲劳等需要使用多段式S-N曲线表达疲劳性能的情况中去,得到更加贴近实际的理论疲劳寿命与加速寿命间的等效关系。通过分析算例表明,在两段式S-N曲线下,应力与寿命也大体呈现出了两段式的对数线性关系,并使用文献中的试验数据进行了验证。

关键词：随机振动频域疲劳寿命加速试验等效关系

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一种复合材料R区冲击点定位和损伤深度测量装置

一种复合材料R区冲击点定位和损伤深度测量装置

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作者：陈振潘直方程一卿青亮尹银坤刘多猛 201318 上海市浦东新区沈梅路123弄32号

本发明属于飞机复合材料结构冲击损伤引入和测试领域，特别涉及一种R区冲击损伤引入试验和损伤深度测量装置。所述冲击点定位和损伤深度测量装置的底座上设有一凹槽，在凹槽的侧壁上设有至少一个螺纹孔，在螺纹孔内设有调节螺栓；在底... 详细信息

标准号: CN115808366A

本发明属于飞机复合材料结构冲击损伤引入和测试领域，特别涉及一种R区冲击损伤引入试验和损伤深度测量装置。所述冲击点定位和损伤深度测量装置的底座上设有一凹槽，在凹槽的侧壁上设有至少一个螺纹孔，在螺纹孔内设有调节螺栓；在底座上设有一支架；在支架上设有一支臂，支臂可沿支架上下运动，在支臂上设有千分表；支撑板设置在凹槽中，调节螺栓的螺杆自由端抵靠在支撑板上，以实现将支撑板固定；试验件固定件用于固定试验件的两端，试验件固定件设置在支撑板上，千分表正对试验件的R区。本发明的通过千分表来确定冲击点的位置和对冲击损伤凹坑进行测量，结构十分简单，操作也十分方便。

关键词：试验件支撑板千分表支臂支架深度测量装置螺栓损伤冲击损伤冲击点固定件螺纹孔底座飞机复合材料螺杆自由端测试领域结构冲击上下运动引入试验凹坑侧壁正对测量引入

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一种实心圆细钢丝旋转弯曲疲劳试验机

一种实心圆细钢丝旋转弯曲疲劳试验机

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作者：程瑞松黄剑进刘建中 201318 上海市浦东新区沈梅路123弄32号

本发明属于力学性能测试方法领域，尤其是一种实心圆细钢丝旋转弯曲疲劳试验机。所述试验机的面板垂直设置在底座上，在面板上设有装配凹槽和长条通孔，在装配凹槽的底面上设有多个装配孔，装配孔用于适配支撑块，在支撑块上设有安装衬... 详细信息

标准号: CN114323929A

本发明属于力学性能测试方法领域，尤其是一种实心圆细钢丝旋转弯曲疲劳试验机。所述试验机的面板垂直设置在底座上，在面板上设有装配凹槽和长条通孔，在装配凹槽的底面上设有多个装配孔，装配孔用于适配支撑块，在支撑块上设有安装衬套；水平移动装置设置在面板的第二面侧，水平移动装置包括滑轨和滑动板，滑动板可沿滑轨滑动；试样旋转装置设置在滑动板上，试样旋转装置的电机的出轴上固定连接有夹持件，夹持件由长条通孔探出，钢丝的第一端被夹持件固定，待测实心圆细钢丝的第二端设置在安装衬套中；钢丝的中间段被两个形状保持架挤压为设定形状。本发明可实现将钢丝具体形状限制为与标准要求一致，以保证试验数据的可靠性，提高试验的成功率。

关键词：滑动板夹持件钢丝试样旋转装置水平移动装置长条通孔装配凹槽实心圆细钢丝装配孔衬套旋转弯曲疲劳试验机力学性能测试标准要求垂直设置滑轨滑动试验数据形状保持形状限制第二面第一端试验机中间段滑轨适配探出支撑底座成功率挤压电机试验保证

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一种复合材料R区冲击损伤引入和损伤深度测量方法

一种复合材料R区冲击损伤引入和损伤深度测量方法

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作者：陈振程一卿青亮尹银坤刘多猛 201318 上海市浦东新区沈梅路123弄32号

本发明属于飞机复合材料结构冲击损伤引入和测试领域，特别涉及一种R区冲击损伤引入试验和损伤深度测量方法。所述方法包括以下步骤：步骤1，以双顶点连线的中点为试验件的冲击点；步骤2，约束所述试验件的第一边和第二边；步骤3，将所... 详细信息

标准号: CN115628994A

本发明属于飞机复合材料结构冲击损伤引入和测试领域，特别涉及一种R区冲击损伤引入试验和损伤深度测量方法。所述方法包括以下步骤：步骤1，以双顶点连线的中点为试验件的冲击点；步骤2，约束所述试验件的第一边和第二边；步骤3，将所述试验件的冲击点置于冲击锤正下方；步骤4，开始冲击试验，所述冲击锤冲击所述试验件，完成试验件的损伤引入，所述试验件上形成凹坑；步骤5，获得两个顶点之间凹坑的最深数值，即为冲击损伤深度值。本发明的R区冲击损伤引入试验和损伤深度测量方法方便操作，符合航天领域对复合材料R区的测试标准。

关键词：试验件冲击损伤损伤深度测量引入试验冲击锤冲击点凹坑飞机复合材料测试标准测试领域冲击试验顶点连线方便操作航天领域结构冲击完成试验复合材料引入

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一种小样本量测定航空发动机材料高周疲劳P-S-N曲线测试方法

一种小样本量测定航空发动机材料高周疲劳P-S-N曲线测试方法

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作者：黄剑进袁璐侯勇庆田雅馨刘建中谢里阳 201318 上海市浦东新区沈梅路123弄32号

本发明公开了一种小样本量测定航空发动机材料高周疲劳P‑S‑N曲线测试方法，包括：基于同一试样在不同应力水平下疲劳寿命在各自母体分布中相同的概率分布点符合式(4)表达式：式(4)中，nji为试样i在第j应力水平下的对数寿命，μj为第j应... 详细信息

标准号: CN108460183A

本发明公开了一种小样本量测定航空发动机材料高周疲劳P‑S‑N曲线测试方法，包括：基于同一试样在不同应力水平下疲劳寿命在各自母体分布中相同的概率分布点符合式(4)表达式：式(4)中，n_ji为试样i在第j应力水平下的对数寿命，μ_j为第j应力水平下的对数寿命均值，σ_j为第j应力水平下的对数寿命标准差；下标j换为k时含义相同；不同应力水平下的各个寿命样本点之间存在一一对应的关系，根据式(4)的对应关系，把某一应力水平上的疲劳寿命等效到另一个应力水平上，实现样本信息聚集，进而由小样本试验得到当量大样本，并依据当量大样本数据进行寿命分布参数统计。本发明提供的方法是基于样本聚集原理，可通过少量试验数据得到疲劳寿命分布，并得到较为精确的P‑S‑N曲线。

关键词：应力水平疲劳寿命大样本小样本航空发动机分布参数概率分布曲线测试试验数据寿命标准样本信息样本点母体样本疲劳试验统计

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