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World File Search System低周疲劳
疲劳试验控制器的组成
疲劳试验控制器的组件 Manjula B K EEE 部门 BMSIT&M 摘要：本文介绍了用于材料疲劳试验的伺服液压试验系统中计算机控制的单通道控制器的开发。使用称重传感器和 LVDT 获得的闭环控制，它向控制器提供与执行器的机械位置或其施加的负载成比例的电信号。电信号通过信号调节电路进行放大，该信号被馈送到伺服控制器以生成误差信号。使用差分放大器将反馈模式（无论是行程（LVDT）还是负载模式）与相应的设定点进行比较。数字模拟转换器的附加板用于将数字形式的设定点转换为模拟值。控制器的操作显示在计算机的控制台上。关键词：疲劳试验、控制器 DAC、ADC、负载模式和行程模式 1.简介 疲劳试验是确定飞机寿命的关键要求。疲劳试验有助于确定材料承受周期性疲劳载荷条件的能力。根据设计，选择的材料应满足或超过疲劳试验应用中预期的服务负载。循环疲劳试验会产生拉伸、压缩、弯曲、扭转或这些应力组合的反复加载和卸载。疲劳试验通常以拉伸 - 拉伸、压缩 - 压缩和拉伸压缩和反向加载。要进行疲劳试验，将样品装入疲劳试验机或疲劳试验机中，并使用预定的测试应力加载，然后卸载至零负载或相反负载[1]。然后重复此加载和卸载循环，直到测试结束。根据测试参数，测试可以运行预定的循环次数，也可以运行到样品失效[2]。疲劳测试的目的通常是确定材料在循环载荷下的预期寿命，但疲劳强度和抗裂性也是常见的要求值。材料的疲劳寿命是材料在单一载荷方案下可以承受的总循环次数。疲劳测试还用于确定样品在指定循环次数内可以承受的最大载荷。这些材料的疲劳极限比其他材料高，因为在任何材料受到波动力而非恒定力的行业中，所有这些特性都极为重要。疲劳试验类型：疲劳试验有几种常见类型，以及两种常见形式：负载控制高周疲劳和应变控制低周疲劳。高周试验往往与弹性状态下的负载有关，而低周疲劳试验通常涉及塑性变形。疲劳试验的材料类型 大多数材料在其使用寿命期间可能会以某种方式经历疲劳。然而，在疲劳是一个因素的应用中，通常会发现由金属或复合材料制成的部件。
退火对 SAE 202 和 440C 钢疲劳寿命影响的实验研究 M. Sreeteja*、S. Pranavadithya、V. Nitish 和 Gunda Sowmya 机械工程系，Vidya Jyothi 理工学院，海得拉巴，印度 2017 年 5 月 1 日接受，2017 年 5 月 2 日在线提供，第 7 卷，第 3 期（2017 年 6 月）摘要 近来，由于多种多样的负载条件、复杂的几何形状以及市场上出现的新材料，预测工程部件疲劳寿命的复杂性呈指数级增长。当前的研究包括定量测量退火对 SAE 202 和 440C 钢疲劳寿命的影响。从结果来看，很明显，两种钢的疲劳寿命都因退火而有明显的提高。然而，与 SAE 202 相比，440C 钢的疲劳寿命改善程度更大。关键词：疲劳、退火、热处理、低周疲劳、440C、SAE 202、1. 引言 1 疲劳寿命是任何材料的重要特性
退火对 SAE 202 和 440C 钢疲劳寿命影响的实验研究 M. Sreeteja*、S. Pranavadithya、V. Nitish 和 Gunda Sowmya 机械工程系，Vidya Jyothi 理工学院，海得拉巴，印度 2017 年 5 月 1 日接受，2017 年 5 月 2 日在线提供，第 7 卷，第 3 期（2017 年 6 月）摘要 近来，由于多种多样的负载条件、复杂的几何形状以及市场上出现的新材料，预测工程部件疲劳寿命的复杂性呈指数级增长。当前的研究包括定量测量退火对 SAE 202 和 440C 钢疲劳寿命的影响。从结果来看，很明显，两种钢的疲劳寿命都因退火而有明显的提高。然而，与 SAE 202 相比，440C 钢的疲劳寿命改善程度更大。关键词：疲劳、退火、热处理、低周疲劳、440C、SAE 202、1. 引言 1 疲劳寿命是任何材料的重要特性
马来西亚皇家空军 (RMAF) 苏霍伊 Su-30MKM 结构寿命延长关键部件裂纹扩展预测
摘要：关键飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用飞机结构完整性计划 (ASIP) 来监控其关键部件的结构完整性。RMAF 使用飞机关键结构的工程分析概念制作了任务卡。使用了各种计算机辅助工程 (CAE) 方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。虽然有六个关键位置，但选择翼根是因为它最有可能疲劳失效。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 NX Nastran 模拟裂纹扩展。裂纹扩展分析的结果与数值结果进行了验证。结论是，基于疲劳寿命循环，机翼根部结构状况不会受到严重损坏的影响，无论是通孔还是贯穿侧裂纹，其失效时间约为 30 至 100 年。因此，其结构寿命可以延长。研究成果将致力于延长飞机机翼的结构寿命。
失谐涡轮发动机压缩机的制造建模与实验方法的评估
AFRL 空军研究实验室 AMM 制造模型 B 叶片 BTT 叶尖正时 CAD 计算机辅助设计 CARL 压缩机航空研究实验室 CFD 计算流体动力学 CMM 坐标测量机 CMS 部件模态综合 DOD 家用物体损坏 DOF 自由度 EO 发动机阶数 FEA 有限元分析 FEM 有限元模型 FMM 基本失谐模型 FOD 外来物体损坏 FRA 受迫响应分析 GMM 几何失谐模型 HCF 高周疲劳 HPC 高压压缩机 IBR 整体叶片转子 ICP 迭代最近点 LCF 低周疲劳 MMDA 改进模态域方法 MORPH 智能网格变形方法 PCA 主成分分析 PBS 参数化叶片研究 N 叶片数量 ND 节点直径 NSMS 非侵入应力测量系统 ROM 降阶模型 SDOF 单自由度 SWAT 正弦波分析技术 SNM 标称子集模式 TAF 调谐吸收器因子 TEFF 涡轮发动机疲劳设施 TWE 行波激励
文章 马来西亚皇家空军 (RMAF) 苏霍伊 Su-30MKM 结构寿命延长的关键部件裂纹扩展预测
摘要：关键飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用飞机结构完整性程序 (ASIP) 来监控其关键部件的结构完整性。RMAF 使用飞机关键结构的工程分析概念制作了任务卡。使用了各种计算机辅助工程 (CAE) 方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。虽然有六个关键位置，但选择了机翼根部，因为它最有可能出现疲劳失效。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 NX Nastran 模拟裂纹扩展。裂纹扩展分析的结果通过数值结果进行了验证。结论是，根据疲劳寿命循环，机翼根部结构状态不会受到严重损伤，无论是通孔还是贯穿侧裂纹，其失效时间都约为30至100年。因此，其结构寿命可以延长。研究成果将对延长飞机机翼的结构寿命产生重要影响。
故障分析案例研究 I1 - IQY 技术学院
地下扩孔作业期间天井钻机发生灾难性故障 A. James ................................................................................................................................................. 175 德哈维兰彗星 I P.A. 的疲劳失效Withey ............................................................................................................................................. 185 钛 6A1-4V 手术工具的低周疲劳 H. Velasquez、M. Smith、J. Foyos、F. Fisher。O.S.Es-Said 和 G. Sines ........................................... 193 螺纹旋转轴的故障分析和实验应力分析 R.B.Tait ................................................................................................................................................. 199 低压蒸汽涡轮叶片故障调查 N.K.Mukhopadhyay, S. Ghosh Chowdhury, G. Das, I Chattoraj, S.K.Das 和 D.K.Bhattacharya ................................................................................................................................ 211 脉冲管线的振动引起的疲劳失效 K.R.Al-Asmi 和 A.C. Seibi .................................................................................................................. 225 蒸汽涡轮机机械控制系统故障 J.H.Bulloch 和 A.G. Callagy ...................................................................................................................... 235 液压缸压盖固定螺栓疲劳失效 C. Tao, N. Xi, H. Yan 和 Y. Zhang ...................................................................................................................... 241 车辆轮轴失效分析 J. Vogwell ............................................................................................................................................. 247 腿部推举机疲劳失效分析 P.J.Vernon 和 T.J Mackin ............................................................................................................................. 255 航空发动机橡胶燃油管失效分析 G. Fu ............................................................................................................................................. 267
故障分析案例研究 I1 - IQY 技术学院
地下扩孔作业期间天井钻孔机的灾难性故障 A. James ...................................................................................................................................................... 175 德哈维兰彗星 I PA Withey 的疲劳失效 ...................................................................................................................................................... 185 钛 6A1-4V 手术工具的低周疲劳 H. Velasquez、M. Smith、J. Foyos、F. Fisher。 OS Es-Said 和 G. Sines ........................................................................... 193 螺纹旋转轴的失效分析和实验应力分析 RB Tait ............................................................................................................................................................. 199 低压蒸汽轮机叶片失效调查 NK Mukhopadhyay、S. Ghosh Chowdhury、G. Das、I Chattoraj、SK Das 和 DK Bhattacharya ............................................................................................................. 211 脉冲管线的振动疲劳失效 KR Al-Asmi 和 AC Seibi ............................................................................................................................. 225 蒸汽轮机机械控制系统的故障 JH Bulloch 和 AG Callagy ............................................................................................................................. 235 液压缸压盖固定螺栓的疲劳失效 C. Tao、N. Xi、H. Yan 和 Y. Zhang ............................................................................................................. 241 车辆轮轴失效分析 J. Vogwell ........................................................................................................................................... 247 腿部推举机的疲劳失效分析 PJVernon 和 TJ Mackin ...................................................................................................................................... 255 航空发动机橡胶燃油管失效分析 G. Fu ............................................................................................................................................................. 267
热机械疲劳 - 材料行为
致力于传播材料 TMF 行为领域的最新研究成果。通过疲劳和断裂委员会 E-8 的成员，ASTM 传统上对热疲劳和热机械疲劳有着浓厚的兴趣，从讨论该问题的众多 STP 中可以看出。1968 年，第一篇关于 TMF 的 ASTM 论文出现在 STP 459《高温疲劳》中。Carden 和 Slade 讨论了 Hastelloy X 在应变控制等温和 TMF 条件下的行为。《疲劳测试手册》（STP 566，出版于 1974 年）描述了一种试样热疲劳测试技术以及协和式飞机机身的结构 TMF 测试系统。STP 612，材料和部件的热疲劳（1975）是第一届关于热和热机械疲劳的综合 ASTM 研讨会的论文集。论文主题包括 TMF 测试技术、寿命预测方法以及陶瓷和定向凝固高温合金等先进材料的 TMF 行为。1988 年举行的题为“低周疲劳”（STP 942）的研讨会包含五篇关于热和热机械疲劳的论文。介绍了 TMF 测试技术、变形行为和建模以及微观结构损伤观察。第一个专门用于材料 TMF 的 ASTM STP（也是本卷的前身）是 1991 年材料 TMF 行为研讨会 (STP 1186) 的论文集。几篇论文讨论了环境攻击对承受 TMF 负载的高温合金性能和寿命建模的作用。此外，本 STP 包含两篇讨论金属基复合材料 TMF 的论文，这表明人们对此类材料在高温应用方面的兴趣正在兴起。
用于液体的 NASA HR-1 材料的增材制造...
摘要 NASA HR-1 是一种高强度 Fe-Ni 高温合金，旨在抵抗高压、氢环境脆化、氧化和腐蚀。NASA HR-1 最初由 NASA 于 1990 年代开发，源自 JBK-75，旨在提高高压氢环境中的强度和延展性。NASA HR-1 的化学配方旨在满足液体火箭发动机应用的要求，特别是在高压氢环境中使用的部件。最近使用增材制造 (AM) 的发展使这种材料成为快速分析和制造推进技术 (RAMPT) 计划下的通道冷却喷嘴和其他液体火箭发动机部件应用的有吸引力的选择。RAMPT 计划已确定基准，以全面发展和表征 NASA HR-1 材料。NASA HR-1 满足液体火箭发动机部件的材料要求，包括良好的抗氢性、高导电性、良好的低周疲劳性能以及高热通量环境中通道冷却喷嘴的高伸长率和强度。初步开发和特性描述已完成，使用吹粉定向能量沉积 (DED) 和激光粉末床熔合 (L-PBF) 增材制造技术开发材料测试样品和喷嘴硬件。NASA HR-1 粉末已从多家粉末供应商处采购并进行了特性描述，一系列开发和硬件样品已使用 DED 和 L-PBF 完成制造。材料特性描述包括热处理开发、金相学、化学评估、机械测试、热物理性能测量以及相关喷嘴硬件的制造以证明可行性。本文介绍了该工艺和早期材料开发的结果，并提供了包括硬件制造在内的未来开发工作。
增材制造 NASA HR-1 液体燃料的工艺开发和热火测试
增材制造 (AM) 提供了新的设计和制造机会，可以降低成本和缩短工期、整合零件并优化性能。正在评估的一项技术是激光粉末定向能量沉积 (LP-DED)，与激光粉末床熔合 (L-PBF) 相比，该技术可显著提高规模。NASA 和行业合作伙伴一直在开发 LP-DED 工艺，以展示用于液体火箭发动机通道冷却喷嘴的内部通道几何形状和开发组件。优化液体火箭发动机在极端高压和氢环境中的材料仍然是一项关键挑战。NASA 已经开发出一种名为 NASA HR-1（耐氢 -1）的辅助材料作为使用 AM 技术的解决方案。NASA HR-1 是一种高强度 Fe-Ni 高温合金，旨在抵抗高压、氢环境脆化、氧化和腐蚀。NASA HR-1 满足液体火箭发动机部件的材料要求，包括良好的耐氢性、高导电性、良好的低周疲劳性能以及高热通量环境中部件的高伸长率和强度。除了供应链的进步之外，高密度薄壁材料的材料特性和工艺特性已经完成。NASA 还在 LP-DED NASA HR-1 中完成了几个缩比和全尺寸通道壁喷嘴的制造，并完成了热火测试。这包括改进工艺以生产薄壁和各种通道几何形状，以满足通道壁喷嘴应用的要求。本文将概述 LP-DED 工艺开发、材料特性和特性、组件制造和热火测试。使用液氧 (LOX)/甲烷对着陆器级 7K-lbf 推力室完成了热火测试。除了硬件开发之外，还将介绍热火测试的设计概述和结果，以供未来在 2K-lbf 和 35k-lbf 推力室和大型制造技术演示器上进行测试。