XiaoMi-AI文件搜索系统
World File Search System应力状态
采用非线性参数进行2024-T351铝合金疲劳裂纹扩展分析
本文利用塑性 CTOD 范围 Δ δ p 研究了 2024-T351 铝合金中的疲劳裂纹扩展 (FCG)。对 12 毫米厚的 CT 试样进行实验测试以获得 FCG 速率，并对圆柱形试样进行实验以获得应力 - 应变环。数值分析在材料、几何形状和载荷条件方面复制了实验工作，但假设纯平面应变状态，以获得 Δ δ p 。使用实验应力 - 应变环拟合材料参数。实验工作表明，随着应力比从 R = 0.1 增加到 R = 0.7 毫米，FCG 速率增加，这表明存在裂纹闭合现象。然而，对裂纹尖端后方第一个节点位置的分析表明，在平面应变状态下没有裂纹闭合，而在平面应力状态下发现最大值 36%。因此，即使在 12 毫米厚的样品中，表面也会影响 FCG 速率。发现 da/dN 与 Δ δ p 之间存在近似线性关系。与其他铝合金的比较表明，材料对 da/dN - Δ δ p 关系有显著影响。从平面应变状态到平面应力状态的变化由于裂纹闭合而降低了 FCG 速率。在平面应变状态下，应力比在 R = 0.1 – 0.7 范围内的影响很小，这也是因为没有裂纹闭合。最后，对塑性 CTOD 和裂纹处的累积塑性应变进行了比较
引用：M.A。Tokareva，A.A。 papin，在粘弹性多孔培养基中的两个不混溶液体过滤，J。Sib。美联储。大学。数学。 Phys。，2025，18（2）
全球变暖的问题是最重要的现代科学问题之一。二氧化碳的排放是导致地球气候全球变化的原因之一。在深层地层中二氧化碳的地质存储被认为是将温室气体排放减少到大气中的关键跨度方法，因此它们对气候的反馈。这种方法已在与增强的石油回收相关的应用中使用了几十年。正在进行许多工业，示范和试点项目，与地质二氧化碳存储相关的过程和技术在理论上和实验研究中进行了研究。深盐水地层是地质单位，由于其全球分布，估计具有最高的存储潜力。在此类形成中建模和监视CO2存储的方法正在世界许多地方迅速发展。此类过程建模的基本假设是，在二氧化碳注入后，地层内的空隙空间被两种流体占据：天然盐水和注入的二氧化碳[1]。两相模型也用于描述产生气场的CO2固相。在[2]中，位于河流沉积盆地（意大利）中生产的气体中的三个注入井的CO2固相情景以了解二氧化碳注入的地质力学后果的最终目标进行了建模。从地质力学的角度分析了该过程，其中解决了以下主要问题：预测地球可能的垂直升高以及对表面基础设施的相应影响；评估储层中引起的应力状态，并可能形成裂缝，并分析现有断层的激活风险。
马来西亚近海二氧化碳封存地质力学可行性分析 A. Haghi 1 , S. Otto 1 , R. Porjesz 1 , J. Formento 1 , J. Park 2 , H. Gu 2 ,
马来西亚近海二氧化碳封存的地质力学可行性分析 A. Haghi 1、S. Otto 1、R. Porjesz 1、J. Formento 1、J. Park 2、H. Gu 2、K. Bt Mohamad 3 1 CGG；2 SKEO；3 PETRONAS 摘要 对深层地质构造中潜在的二氧化碳封存地点进行地质力学筛选是一项巨大的挑战，特别是在沙捞越近海等构造活跃区。在本研究中，我们收集现有日志和井下应力和压力测量值，为该油田三个战略位置的井构建一维力学地球模型。我们绘制了剪应力水平 (SSL) 和压力室 (PR)，以评估由于注气引起的断层重新激活或压裂导致二氧化碳通过盖层泄漏的风险。研究区域目前的应力状态以走滑状态为特征，与附近西巴兰线观测到的运动一致。利用世界应力图数据库，我们基于研究区域内11口海上钻井的142个井眼崩裂数据，确定了平均SH方向为N112°（±19°），这与东南东向巽他板块的绝对运动方向一致。根据本研究中改进的评分方法，我们发现SSL和PR值处于可接受至非常好的范围内。然而，摩擦平衡失效分析得出了PR的下限。本文概述的新型地质力学筛选方法提供了一种快速有效的方法，可以在进行详细表征之前识别适合CCS的储层。
利用相关事后拉曼和 TEM 研究纳米压痕引起的硅结构变化与温度的关系
硅仍然是技术上最重要的材料之一，广泛应用于各种微电子和微机电系统 (MEMS) 设备和传感器。几十年的深入工业研究已经带来了一些最先进的硅材料加工路线，但有关其机械性能的一些细节仍然是个谜。这并不是因为缺乏努力，而是因为其复杂性。就变形机制而言，位错塑性、断裂和各种相变都是可能的，具体取决于加载速率、应力状态、尺寸、温度、杂质的存在等。本研究重点关注硅中的相变，这种相变发生在以压缩载荷为主的围压下 [1-3]。这使得仪器压痕成为诱导此类行为的流行选择 [4,5]，我们在各种温度下都进行了这种测试。本研究的独特之处在于联合使用了两种事后显微镜技术：压痕的拉曼映射和聚焦离子束 (FIB) 加工提升的透射电子显微镜 (TEM)。这样做是为了试图更详细地了解不仅发生了哪些相变，而且了解它们在空间中的分布情况以及这种相变与压头下方局部应力状态的关系。在高温下，使用配备 800C 的 Hysitron PI88 原位 SEM 压痕和配备金刚石 Berkovich 尖端的原型高真空平台纳米压痕系统测试了具有 <001> 取向和 p 型掺杂的硅晶片，电阻率为 0.001-0.005 Ω-cm，相当于 1x1019 - 1x1020 cm-3 硼掺杂。沿着压痕的对角线准备提取件，从而将一个面和一个角一分为二。在减薄和转移到半网格之前，先沉积保护性铂。样品制备采用 FEI Versa 3D 双束和 EasyLift 操纵器（Thermo Fischer Scientific，希尔斯伯勒），并使用在明场中以 300keV 运行的 Technai F30 TEM 进行成像。图 1 显示了硅从室温到 450°C 的纳米压痕行为变化的摘要。其中，硬度最初随着温度升高到大约 150°C，然后开始稳步下降。这是一个相当有趣的观察结果，因为当性能由位错塑性介导时，硬度和屈服强度通常会随着温度的升高而降低 - 这表明在低温范围内其他行为占主导地位。这也体现在压痕的后期 SEM 成像中，因为在室温下会出现剥落，在 100°C 时会消失，然后在 200°C 时变成延性流动。剥落归因于卸载过程中晶格膨胀的相变。图 2 展示了一些关于解释这种硬度变化的变形机制变化的理解，其中显示了事后拉曼图和 TEM 图像。此处，室温拉曼图显示压头压痕下有一个强烈的相变区域，这从 TEM 成像中也可以看出来。当温度升高到 100°C 时，拉曼光谱显示从非晶态、R8 和 BC8 硅相的复杂混合物急剧转变为六方相和金刚石立方体相。事后 TEM 也显示相变区域的变化，特别是总相变材料的减少。在 200°C 时，拉曼光谱显示为金刚石立方体，含有少量六方材料。TEM 显示压痕下似乎以孪生塑性为主，几乎没有明显的相变材料。
封装材料对无铅焊点热机械循环过程中拉伸应力的影响
摘要 电子组件使用各种具有不同机械和热性能的聚合物材料来在恶劣的使用环境中提供保护。然而，机械性能的变化（例如热膨胀系数和弹性模量）会影响材料的选择过程，从而对电子产品的可靠性产生长期影响。通常，主要的可靠性问题是焊点疲劳，这是电子元件中大量故障的原因。因此，在预测可靠性时，有必要了解聚合物封装（涂层、灌封和底部填充）对焊点的影响。研究表明，当焊料中存在拉伸应力时，由于聚合物封装的热膨胀，疲劳寿命会大大缩短。拉伸应力的加入使焊点处于周期性多轴应力状态，这比传统的周期性剪切载荷更具破坏性。为了了解拉伸应力分量对微电子焊点疲劳寿命缩短的影响，有必要将其分离出来。因此，我们构建了一个独特的样本，以使无铅焊点经受波动的拉伸应力条件。本文介绍了热机械拉伸疲劳样本的构造和验证。热循环范围与灌封膨胀特性相匹配，以改变施加在焊点上的拉伸应力的大小。焊点几何形状的设计具有与 BGA 和 QFN 焊点相关的比例因子，同时保持简化的应力状态。进行了 FEA 建模，以观察焊点在热膨胀过程中的应力-应变行为，以适应各种灌封材料的特性。焊点中轴向应力的大小取决于热膨胀系数和模量以及热循环的峰值温度。样本热循环的结果有助于将由于灌封材料的热膨胀而导致焊点经历的拉伸应力的大小与各种膨胀特性相关联，并为封装电子封装中焊点的低周疲劳寿命提供了新的见解。简介大量电子元件故障归因于焊点疲劳故障。航空航天、汽车、工业和消费应用中的许多电子元件都在波动的温度下运行，这使焊点受到热机械疲劳 (TMF) 的影响。电子组件中的焊料疲劳是温度波动和元件与印刷电路板 (PBC) 之间热膨胀系数 (CTE) 不匹配的结果。在温度变化过程中，PCB 和元器件 CTE 的差异会引起材料膨胀差异，从而使焊点承受剪切载荷。为了减少芯片级封装 (CSP) 中焊点所承受的剪切应变，人们使用了各种底部填充材料来限制焊点的变形。芯片级焊料互连（例如倒装芯片封装中的焊料）尤其受益于底部填充材料，因为它可以重新分配热膨胀应力，从而限制施加在焊料凸点上的应变。除了限制剪切应变之外，底部填充材料的膨胀还会导致球栅阵列 (BGA) 焊点产生较大的法向应变。Kwak 等人使用光学显微镜的 2D DIC 技术测量了热循环下焊点的应变 [1]。他们发现，CTE 为 30 ppm/ºC 且玻璃化转变温度 (T g ) 为 80ºC 的底部填充材料在 100ºC 的温度下可以产生 6000 µƐ 的平均法向应变。这些高法向应变并不像 BGA 封装中的剪切应变那样表现出与中性点距离相同的依赖性。法向应变的大小与 CTE、弹性模量 (E)、封装尺寸和温度有着复杂的依赖关系。法向应变的增加使焊点受到剪切应变和轴向应变的组合影响，这反过来又使焊点在温度波动的条件下受到非比例循环载荷。
chiplet使用互连层与高密度混合底物的异质整合
摘要在这项研究中，研究了用于chiplets的高密度有机杂交底物异质整合。重点放在与互连层的杂种底物的设计，材料，过程，制造和表征上。进行了非线性有限元分析，以显示填充有互连层导电糊的VIA处的应力状态。关键词chiplets，异源整合，杂交底物，互连层，扇出面板级芯片last I.对2.1D IC积分的简介，具有细金属线宽度（L）和间距（S）的薄膜层（无芯底物）在堆积包装基板的顶层上制造，并成为混合基板[1-5]。在这种情况下，杂交底物的屈服损失，尤其是精细的金属L/S无烷基底物很难控制，并且可能非常大。为2.3D IC积分，精细的金属L/S底物（或插头）和堆积包底物是分别制造的[6-15]。之后，细金属L/S底物和堆积封装基板通过焊接接头互连为混合基板，并通过底漆增强。在这种情况下，杂交底物的屈服损失，尤其是精细的金属L/S无烷基底物更易于控制和较小。在这项研究中，精细的金属L/S底物和堆积封装基板或高密度互连（HDI）也被单独制造，然后通过互连层组合。这与2.3d IC集成非常相似，除了焊接接头和底部填充，被取消，这些焊接被互连层取代。互连层约为60μm，由填充有导电糊的预处理和VIA（底部为100μm直径为100μm，直径为80μm），并且处于β级。精细的金属L/S无烷基基材（37μm厚度）是由PID（可令人刺激的介电），LDI（激光直接成像）和PVD（物理蒸气沉积），Photoresist和LDI，LDI，LDI，
少突胶质细胞绑定效应对白质轴突的超弹性3D响应
机械和航空航天工程罗格斯大学 - 新不伦瑞克省，皮斯卡塔维，新泽西州08854，美国摘要提出了一种新颖的有限元模型，以研究嵌入细胞外基质中轴突的机械响应，当时纯粹在纯粹的非伴随kinematic Kinematic Bounders条件下伸长额。Ogden超弹性材料模型描述了轴突和细胞外矩阵材料的特征。对白质中的两个轴突绑定方案进行了研究，其中一个少突胶质细胞（单ol）具有多个连接的多oligodendrocyte（Multi-Ol）。在多ol绑定构型中，将产生的力随机定向为分布式神经胶质细胞在其附近的轴突周围任意包裹。在单摩尔设置中，位于中央的少突胶质细胞在附近的多个轴突。绑定力针对这种少突胶质细胞，从而导致更大的方向性和较远的应力分布。与轴突的少突胶质连接由弹簧式仪表板模型表示。髓磷脂的材料特性是少突胶质细胞刚度参数化的上限（“ K”）。提出的FE模型可以实现连接机制及其对轴突刚度的影响，以准确确定由此导致的应力状态。对不同连接场景的应力应变图的根平方偏差分析显示，轴突刚度随着束缚的增加而增加，表明少突胶质细胞在应力再分布中的作用。在单醇子模型中，对于每个轴突相同数量的连接，RMSD值随着“ K”（少突胶质细胞弹簧刚度）值的增加而增加。RMSD计算表明，对于“ K”值，与多OL相比，单摩尔模型产生的略微更硬模型。当前的研究还通过随机化和添加连接以确保更大的响应能力来解决多OL模型的潜在几何局限性。两个子模型中注意到的环状弯曲应力表明，轴突损伤积累和重复负载故障的风险。关键字：微力学，有限元素，少突胶质细胞，轴突损伤，CNS白色物质，多尺度模拟，超弹性材料，Abaqus incenclature
未来的飞机结构设计
[1] E.H. Baalbergen, E. Moerlan, W.F.Lammen, P.D.Ciampa (2017) 支持未来飞机高效协同设计的方法。NLR-TP-2017-338。[2] A.J.de Wit, W.F.Lammen, H.S.Timmermans, W.J.Vankan, D. Charbonnier, T. van der Laan, P.D.Ciampa (2019) 飞机供应链的协同设计方法：多级优化。NLR-TP-2019-202。[3] W.F.Lammen, P. Kupijai, D. Kickenweitz, T. Laudan (2014) 将发动机制造商的知识整合到初步飞机尺寸确定过程中。NLR-TP-2014-428。[4] E. Amsterdam, J.W.Wiegman, M. Nawijn (2021) 铝合金疲劳裂纹扩展速率的幂律行为和转变。国际疲劳杂志，待提交。[5] F.P.Grooteman (2020) 使用光纤布拉格光栅传感器进行多载荷路径损伤检测。NLR-TP-2020- 415。[6] F.P.Grooteman (2019) 概率故障安全结构风险分析。NLR-TP-2020-416。在 2019 年 ASIP（飞机结构完整性计划）会议上发表。[7] F.P.Grooteman, E. Lee, S. Jin, M.J. Bos (2019) 极限载荷系数降低。在 2019 年 ASIP（飞机结构完整性计划）会议上发表。[8] E. Amsterdam, F.P.Grooteman (2016) 应力状态对疲劳裂纹扩展幂律方程指数的影响。NLR-TP-2016-064。[9] E. Amsterdam (2021) 金属合金拉伸-拉伸疲劳裂纹扩展速率的现象学模型。待提交。[10] W.J.Vankan, W.M.van den Brink, R. Maas (2017) 飞机复合材料机身结构模型的验证与相关性——初步结果。NLR-TP-2016-172。[11] J.W.van der Burg, B.B.Prananta, B.I Soemarwoto (2005) 几何复杂飞机配置的气动弹性 CFD 研究。NLR-TP-2005-224。[12] J. van Muijden, B.B.Prananta, R.P.G.Veul (2008) 疲劳分析参数化程序中的高效气动弹性模拟。NLR-TP-2008-587。[13] H. Timmermans, B.B.Prananta (2016) 飞机设计过程中的气动弹性挑战。第六届飞机设计合作研讨会，波兰华沙。NLR-TP-2019-368。[15] L. Paletti, W.M.[14] L. Paletti、E. Amsterdam (2019) 增材制造对航空航天部件结构完整性方法的影响。van den Brink、R. Bruins、E. van de Ven、M. Bosman (2020) 航空航天增材制造设计：拓扑优化和虚拟制造。NLR-TP-2020-285。[16] J.C. de Kruijk (2018) 使用机器人技术实现复合材料自动化制造可降低成本、交货时间和废品率 - STO- MP-AVT-267-12。NLR-TP-2018-143。[17] W.M.van den Brink、R. Bruins、C.P.Groenendijk、R. Maas、P. Lantermans (2016) 复合热塑性水平稳定器扭力箱的纤维引导蒙皮设计。NLR-TP-2016-265。[18] P. Nijhuis (2020) 复合格栅加固板的环保生产方法。在 2020 年阿姆斯特丹 SAMPE 欧洲会议上发表。[19] M.H.Nagelsmit、C. Kassapoglou、Z. Gürdal (2010) 一种用于提高损伤容限的新型纤维放置架构。NLR-TP-2010-626。[20] A. Clarke、R.J.C.Creemers, A. Riccio, C. Williamson (2005) 全复合材料耐损伤翼盒的结构分析与优化。NLR-TP-2005-478。
航空航天工程理学学士学位
航空航天和机械工程课程 (AME) 2103 交互式工程设计图形。先决条件：工程 1112、数学 1823。产品设计和开发的可视化和建模技术。设计方法、图形标准、投影理论、徒手素描、空间几何、CAD 系统、几何建模和公差。解决开放式设计和可视化问题。实验室 (Sp) 2222 航空航天工程概论。先决条件：物理 2514。飞行和飞行器的性质、飞行器的初步设计以及航空航天工程中的当前问题。(F) 2533 动力学。先决条件：工程学 2113，数学 2433。直线和曲线运动的粒子和刚体动力学；能量和动量方法；机械振动简介。(Sp) 3112 固体力学实验室。先决条件：工程学 2113，数学 3113；共同要求：3143。位移测量；速度、加速度、力、扭矩、应变、应力、数据采集和处理；数据分析。实验室 (F) 3143 固体力学 I。先决条件：工程学 2113；共同要求：3112。应力和应变的概念；工程材料的机械行为；均匀应力状态的分析；扭转构件分析；梁的应力和挠度；失效模式和理论；设计标准。(F) 3253 空气动力学。先决条件：2222、2533、数学 3113。流体运动基础、薄翼型理论要素、有限翼理论要素；压缩性的影响、超音速翼型理论、粘性效应和阻力估计以及空气动力学的当前主题。(F) 3272 风洞实验室。共同要求：3253。亚音速和超音速风洞的操作和校准、功率和测量。模型飞机和气动形状的实验测试；确定飞行器部件的阻力。实验室 (F) 3333 飞行力学。先决条件：2222、3253。飞机性能和稳定性与控制介绍（开环）。(Sp) 3523 航空航天结构分析。先决条件：3143，数学 3113。(Sp) 3803 可压缩流体流动。先决条件：3253。一维气体动力学、管道中的亚音速和超音速流动，包括面积变化、摩擦、热量增加及其任何组合。应力和应变的高级概念；航空航天工程结构分析简介：复杂弯曲和扭转、薄壁和纵梁蒙皮截面中的剪切流；屈曲；有限元法简介；复合材料简介。正激波、斜激波、特征线法。(Sp) G4243 航空航天推进系统。先决条件：3803。推进系统、热力循环、燃烧和热化学分析、往复式发动机、燃气涡轮和喷气发动机、推进系统的最新发展。(F) 4273 航空航天飞行器设计 I。先决条件：3333。初步设计和配置选择、联邦和军事规范、性能和操控品质、结构和设计。两个学期设计课程的第一学期。(F) 4373 航空航天飞行器设计 II。先决条件：4273。初步设计和配置、选择、联邦和军事规范、性能和操控品质、结构和设计、系统设计、业务方面。实验室 (Sp) G4513 飞行控制。先决条件：3333。经典控制理论及其在飞机飞行控制系统设计中的应用。(F) G4593 空间科学与系统。先决条件：数学 4163、工程学 2113。天体力学、动力飞行和地球大气层、空间环境、飞行器性能、空间科学和系统的当前主题。(F，Sp)
未来的飞机结构设计
[1] EH Baalbergen、E. Moerlan、WF Lammen、PD Ciampa (2017) 支持未来飞机高效协同设计的方法。NLR-TP-2017-338。[2] AJ de Wit、WF Lammen、HS Timmermans、WJ Vankan、D. Charbonnier、T. van der Laan、PD Ciampa (2019) 飞机供应链的协同设计方法：多层次优化。NLR-TP-2019-202。[3] WF Lammen、P. Kupijai、D. Kickenweitz、T. Laudan (2014) 将发动机制造商的知识整合到初步飞机尺寸确定过程中。NLR-TP-2014-428。 [4] E. Amsterdam、JW Wiegman、M. Nawijn (2021) 铝合金疲劳裂纹扩展速率的幂律行为和转变。国际疲劳杂志，待提交。[5] FP Grooteman (2020) 使用光纤布拉格光栅传感器进行多载荷路径损伤检测。NLR-TP-2020-415。[6] FP Grooteman (2019) 概率故障安全结构风险分析。NLR-TP-2020-416。在 2019 年 ASIP（飞机结构完整性计划）会议上发表。[7] FP Grooteman、E. Lee、S. Jin、MJ Bos (2019) 极限载荷系数降低。在 2019 年飞机结构完整性计划 (ASIP) 会议上发表。 [8] E. Amsterdam，FP Grooteman (2016) 应力状态对疲劳裂纹扩展幂律方程指数的影响。NLR-TP-2016-064。 [9] E. Amsterdam (2021) 金属合金拉伸-拉伸疲劳中裂纹扩展速率的现象学模型。待提交。 [10] WJ Vankan、WM van den Brink、R. Maas (2017) 飞机复合材料机身结构模型的验证与相关性——初步结果。NLR-TP-2016-172。 [11] JW van der Burg、BB Prananta、BI Soemarwoto (2005) 几何复杂飞机配置的气动弹性 CFD 研究。NLR-TP-2005-224。 [12] J. van Muijden、BB Prananta、RPG Veul (2008) 疲劳分析参数化程序中的高效气动弹性模拟。NLR-TP-2008-587。[13] H. Timmermans、BB Prananta (2016) 飞机设计过程中的气动弹性挑战。第六届飞机设计合作研讨会，波兰华沙。[14] L. Paletti、E. Amsterdam (2019) 增材制造对航空航天部件结构完整性方法的影响。NLR-TP-2019-368。[15] L. Paletti、WM van den Brink、R. Bruins、E. van de Ven、M. Bosman (2020) 航空航天中的增材制造设计：拓扑优化和虚拟制造。NLR-TP-2020-285。 [16] JC de Kruijk (2018) 使用机器人技术实现复合材料的自动化制造，降低成本、缩短交货时间和提高废品率 - STO- MP-AVT-267-12。NLR-TP-2018-143。[17] WM van den Brink、R. Bruins、CP Groenendijk、R. Maas、P. Lantermans (2016) 复合材料热塑性水平稳定器扭力箱的纤维转向蒙皮设计。NLR-TP-2016-265。[18] P. Nijhuis (2020) 复合材料格栅加筋板的环保生产方法。在 2020 年阿姆斯特丹 SAMPE 欧洲展会上发表。[19] MH Nagelsmit、C. Kassapoglou、Z.Gürdal (2010) 一种提高损伤容限的新型纤维铺放结构。NLR-TP-2010-626。[20] A. Clarke、RJC Creemers、A. Riccio、C. Williamson (2005) 全复合材料损伤容限翼盒的结构分析与优化。NLR-TP-2005-478。