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World File Search System塑性变形
FFG 62 星座级 – 导弹护卫舰
在 22 财年，海军针对一艘通用舰船的大比例模型进行了测试，该模型结合了海军标准舰船结构的典型特征，以生成测试件对水下爆炸的响应数据。这是根据 DOT&E 批准的测试计划进行的，并由 DOT&E 观察。这些测试使 100 英尺长的船体受到损坏，这种船体与海军舰艇类似，导致塑性变形。这些测试的结果将用于验证生存能力模型，该模型用于预测威胁武器造成的损害程度和范围。
多学科设计项目工程词典 - MDP
角度控制紧固 一种紧固程序，其中紧固件首先通过预先选择的扭矩（称为密合扭矩）紧固，以便将夹紧表面拉到一起，然后通过给螺母额外的测量旋转来进一步紧固。经常使用此方法将螺栓拧紧到其屈服点以上，以确保实现精确的预紧力。使用此方法可能会将短螺栓拉长太多，并且螺栓材料必须具有足够的延展性才能适应所涉及的塑性变形。由于螺栓被拧紧到屈服点以上，因此其重复使用受到限制。[ mech-3 ]
50 多年来，Garlock Helicoflex 一直
Helicoflex® 系列密封件的密封原理是基于比法兰材料具有更大延展性的护套的塑性变形。这发生在法兰的密封面和由紧密缠绕的螺旋弹簧组成的弹性芯之间。弹簧的选择应具有特定的抗压性。在压缩过程中，产生的特定压力迫使护套屈服并填充法兰缺陷，同时确保与法兰密封面的正接触。螺旋弹簧的每个线圈都独立作用，使密封件能够适应法兰表面的表面不规则性。这种弹性和塑性的结合使 Helicoflex 密封件成为业内整体性能最佳的密封件。
智能测试动态和疲劳测试系统
伺服液压试验机的典型应用包括低周疲劳试验。在低周疲劳试验期间，材料在特定（通常升高）温度下循环加载，直到发生轻微塑性变形。在这种类型的负载下，样品（材料）仅承受几千次负载变化。在此过程中，对试验机和机器控制器的要求特别高。在从弹性变形到塑性变形的过渡中，样品的刚度发生剧烈变化，控制器必须非常快速地做出反应，例如保证恒定的应变增加率。在这里，试验机的非常高的刚度起着至关重要的作用。
塞斯纳 T-303 Crusader 垂直尾翼飞行疲劳裂纹扩展监测 Eric v. K. Hill 1 和 Christopher L. Rovik 2
1 Aura Vector Consulting，3041 Turnbull Bay Road，New Smyrna Beach，FL 32168 2 Toyota Technical Center，8777 Platt Road，Saline，MI 48176 摘要 本研究涉及对 Cessna T-303 Crusader 双引擎飞机垂直尾翼疲劳裂纹扩展的飞行中监测。在实验室中对带凹槽的 7075-T6 铝制飞机槽梁支撑结构进行了周期性测试。在这些疲劳测试期间采集了声发射 (AE) 数据，随后将其分为三种故障机制：疲劳开裂、塑性变形和摩擦噪声。然后使用这些数据来训练 Kohonen 自组织映射 (SOM) 神经网络。此时，在 T-303 飞机垂直尾翼的肋骨之间安装了类似的槽梁支撑结构作为冗余结构构件。随后从初始滑行和起飞到最终进近和着陆收集 AE 数据。然后使用实验室训练的 SOM 神经网络将飞行测试期间记录的 AE 数据分类为上述三种机制。由此确定塑性变形发生在所有飞行区域，但在滑行操作期间最为普遍，疲劳裂纹扩展活动主要发生在飞行操作期间 - 特别是在滚转和荷兰滚机动期间 - 而机械摩擦噪声主要发生在飞行期间，在滑行期间很少发生。SOM 对故障机制分类的成功表明，用于老化飞机的原型飞行结构健康监测系统在捕获疲劳裂纹扩展数据方面非常成功。可以设想，在老化飞机中应用此类结构健康监测系统可以警告即将发生的故障，并在需要时而不是按照保守计算的间隔更换零件。因此，继续进行这项研究最终将有助于最大限度地降低维护成本并延长老化飞机的使用寿命。关键词：老化飞机，飞行中疲劳裂纹监测，Kohonen自组织映射，神经网络，结构健康监测 简介 飞机疲劳开裂 如今，飞机的使用寿命通常比汽车更长。这是由于许多因素造成的，包括飞机的成本、政府法规以及故障的严重后果。由于飞机的使用寿命预期如此之长，因此引发了许多问题。问题的主要根源可能是疲劳裂纹的存在和增长，这也是本研究的主题。修复疲劳裂纹造成的损坏的能力一直不是问题，但疲劳裂纹增长的检测和监测已被证明是一个真正的挑战。疲劳开裂是由于低于正常延展性金属的屈服强度的循环载荷导致的脆性断裂。裂纹尖端的高度集中应力导致在裂纹前方形成心形塑性变形区。该塑性区应变随着循环载荷而硬化，当金属的延展性耗尽时会断裂
塞斯纳 T-303 飞行中疲劳裂纹扩展监控...
1 Aura Vector Consulting，3041 Turnbull Bay Road，New Smyrna Beach，FL 32168 2 Toyota Technical Center，8777 Platt Road，Saline，MI 48176 摘要 本研究涉及对 Cessna T-303 Crusader 双引擎飞机垂直尾翼疲劳裂纹扩展的飞行中监测。在实验室中对带凹槽的 7075-T6 铝制飞机槽梁支撑结构进行了周期性测试。在这些疲劳测试期间采集了声发射 (AE) 数据，随后将其分为三种故障机制：疲劳开裂、塑性变形和摩擦噪声。然后使用这些数据来训练 Kohonen 自组织映射 (SOM) 神经网络。此时，在 T-303 飞机垂直尾翼的肋骨之间安装了类似的槽梁支撑结构作为冗余结构构件。随后从初始滑行和起飞到最终进近和着陆收集 AE 数据。然后使用实验室训练的 SOM 神经网络将飞行测试期间记录的 AE 数据分类为上述三种机制。由此确定塑性变形发生在所有飞行区域，但在滑行操作期间最为普遍，疲劳裂纹扩展活动主要发生在飞行操作期间 - 特别是在滚转和荷兰滚机动期间 - 而机械摩擦噪声主要发生在飞行期间，在滑行期间很少发生。SOM 对故障机制分类的成功表明，用于老化飞机的原型飞行结构健康监测系统在捕获疲劳裂纹扩展数据方面非常成功。设想在老化飞机中应用此类结构健康监测系统可以警告即将发生的故障，并在需要时而不是按照保守计算的间隔更换零件。因此，继续进行这项研究最终将有助于最大限度地降低维护成本并延长老化飞机的使用寿命。关键词：老化飞机，飞行中疲劳裂纹监测，Kohonen自组织映射，神经网络，结构健康监测 简介 飞机疲劳开裂 如今，飞机的使用寿命通常比汽车更长。这是由于许多因素造成的，包括飞机的成本、政府法规以及故障的严重后果。由于飞机的使用寿命预期如此之长，因此引发了许多问题。问题的主要来源，也是本研究的主题，可能是疲劳裂纹的存在和增长。修复疲劳裂纹造成的损坏的能力一直不是问题，但疲劳裂纹增长的检测和监测已被证明是一个真正的挑战。疲劳开裂是由于低于正常延展性金属的屈服强度的循环载荷导致的脆性断裂。裂纹尖端的高度集中应力导致在裂纹前方形成心形塑性变形区。该塑性区应变随着循环载荷而硬化，当金属的延展性耗尽时会断裂
添加摩擦搅拌沉积：变形处理路线Tometal添加剂制造
经典的金属制造和连接涉及两种不同的途径：一条基于熔化和结合；其他利用塑性变形。要用所需的几何形状制造金属组件，配偶工程师可以加热并融化金属，将其倒入具有预定层形状的模具中，然后通过冷却使其在模具中凝固。这是铸造过程[1]。替代，当金属保留在固态中时，可能会将金属按或将金属锤成所需的形状。这是锻造过程[2]。在铸造更能产生较大且复杂的形状时，宽容会导致改善的机械性能，例如更好的延展性，更高的产量和拉伸强度以及较长的疲劳寿命。加入两个金属工件，材料工程师可以使用弧[3]，煤气
单片石墨烯可用于制造具有增强机械性能的纤维
本文报道了由通过化学气相沉积 (CVD) 生长的单层石墨烯片制备的宏观石墨烯纤维（直径为 10 到 100 4，长度超过 2 cm）的制造和机械性能。这些石墨烯纤维的断裂强度随着对单根纤维进行连续拉伸试验测量而增加，其中从先前的测试中产生的纤维碎片表现出更大的断裂强度。此外，我们观察到表面褶皱和皱纹减少，并且它们的排列与拉伸张力方向平行。我们认为这种特性的基础是通过连续拉伸张力积累的纤维内部塑性变形。通过这种循环方法，我们最好的纤维在 1 毫米标距长度下产生了 2.67 GPa 的强度。
制孔工艺及其对航空合金微观结构和疲劳响应的影响
摘要 本文在航空合金孔加工的背景下对传统钻孔和螺旋铣削进行了比较研究，阐述了这两种不同的加工工艺对不同航空合金的微观结构和疲劳性能的影响。结果表明，与螺旋铣削工艺相比，两种合金在传统钻孔下都会经历更严重的表面/亚表面塑性变形。对于这两种合金，与传统钻孔相比，螺旋铣削可延长其试样疲劳寿命。在所有加工条件下，Al 2024-T3 的疲劳寿命明显长于 Ti-6Al-4V。使用冷却液通常可减少表面损伤，并可提高加工合金的疲劳性能。此外，还研究了加工表面粗糙度，以进一步阐述不同加工工艺的影响。
双光子聚合直接激光写入中的增强粘附性 AG Izard, 1 EP Garcia, 2 M. Dixon, 3 EO Potma 2 , T. Baldacchini, 2,4,a)
图 2. (a) 在未改性（深灰色图）和改性（浅灰色图）玻璃基板上通过 TPP-DLW 制造的聚合物立方体的剪切力测量。在这两种情况下，测试的立方体的边长均为 10 µm。水平虚线表示将微结构从基板上移开所需的最大力。插图显示了在边长为 30 µm 的立方体上进行的力-位移实验的光学显微镜图像。力传感器是图像右侧的明亮梯形结构。在未改性（b）和改性（c）基板上制造的 TPP 微结构的事后 SEM 图像。只有在改性基板上制造的微结构上才能清楚地看到由于与力传感器接触而产生的塑性变形迹象。（b）和（c）中的比例尺为 5 µm。