XiaoMi-AI文件搜索系统
World File Search System断口
老化系统的持续适航性 - NATO STO
第 10 章 – 增强型机翼拆卸支持 F-16 10-1 结构寿命管理 1 10.1 简介 10-1 10.2 爱尔兰皇家空军 F-16 机队的结构寿命管理 10-1 10.2.1 历史 10-1 10.2.2 SLM 框架 10-1 10.2.3 国内 SLM 活动示例 10-2 10.2.3.1 单独飞机跟踪 10-2 10.2.3.2 NDI 技术评估 10-4 10.2.3.3 事故调查 10-5 10.2.3.4 新紧固件系统评估 10-6 10.2.3.5 拆卸检查 10-8 10.3 增强型 F-16 15 段机翼拆卸 10-9 10.3.1 F-16 Block 15 机翼拆卸检查 @ 4,200 FH 10-10 10.3.2 F-16 Block 15 机翼损伤增强试验及后续拆卸 10-13 10.3.2.1 载荷引入 10-14 10.3.2.2 试验设置 10-14 10.3.2.4 标记载荷 10-18 10.3.2.5 试验活动 10-19 10.3.2.6 试验期间的明显疲劳裂纹 10-20 10.3.2.7 WDET 后拆卸检查 10-21 10.3.2.8 定量断口分析 10-22 10.3.2.9 RNLAF F-16 Block 15 机翼的经济使用寿命 10-26 10.4 结论 10-27 10.5 展望 10-28 10.6 参考文献 10-29
继续老化系统的适航性 - DTIC
第 10 章 – 增强型机翼拆卸支持 F-16 10-1 结构寿命管理 1 10.1 简介 10-1 10.2 爱尔兰皇家空军 F-16 机队的结构寿命管理 10-1 10.2.1 历史 10-1 10.2.2 SLM 框架 10-1 10.2.3 国内 SLM 活动示例 10-2 10.2.3.1 单独飞机跟踪 10-2 10.2.3.2 NDI 技术评估 10-4 10.2.3.3 事故调查 10-5 10.2.3.4 新紧固件系统评估 10-6 10.2.3.5 拆卸检查 10-8 10.3 增强型 F-16 15 段机翼拆卸 10-9 10.3.1 F-16 Block 15 机翼拆卸检查 @ 4,200 FH 10-10 10.3.2 F-16 Block 15 机翼损伤增强试验及后续拆卸 10-13 10.3.2.1 载荷引入 10-14 10.3.2.2 试验设置 10-14 10.3.2.4 标记载荷 10-18 10.3.2.5 试验活动 10-19 10.3.2.6 试验期间的明显疲劳裂纹 10-20 10.3.2.7 WDET 后拆卸检查 10-21 10.3.2.8 定量断口分析 10-22 10.3.2.9 RNLAF F-16 Block 15 机翼的经济使用寿命 10-26 10.4 结论 10-27 10.5 展望 10-28 10.6 参考文献 10-29
采用线材和电弧添加剂生产的 AA5083（Al-Mg）板材……
摘要 在各种增材制造 (AM) 技术中，线材和电弧增材制造 (WAAM) 是最适合生产大型金属部件的技术之一，同时也表明其在建筑领域具有应用潜力。目前已有多项研究致力于钢和钛合金的 WAAM，最近，人们也在探索 WAAM 在铝合金中的应用。本文介绍了使用商用 ER 5183 铝焊丝生产的 WAAM 板的微观结构和机械特性。目的是评估平面元件在拉伸应力下可能出现的各向异性行为，考虑相对于沉积层的三个不同提取方向：纵向 (L)、横向 (T) 和对角线 (D)。进行了成分、形态、微观结构和断口分析，以将 WAAM 引起的特定微观结构特征与拉伸性能联系起来。发现试样取向具有各向异性行为，T 试样的强度和延展性最低。造成这一现象的原因在于，微观结构不连续性在拉伸方向上存在不利的方向。拉伸试验结果还表明，与传统的 AA5083-O 板材相比，其整体机械性能良好，表明未来可用于实现非常复杂的几何形状和优化形状，以实现轻量化结构应用。
老化系统的持续适航性 - DTIC
第 10 章 — 为支持 F-16 而进行的增强型机翼拆卸 10-1 结构寿命管理 1 10.1 简介 10-1 10.2 爱尔兰皇家空军 F-16 机队的结构寿命管理 10-1 10.2.1 历史 10-1 10.2.2 SLM 框架 10-1 10.2.3 国内 SLM 活动示例 10-2 10.2.3.1 单独飞机跟踪 10-2 10.2.3.2 NDI 技术评估 10-4 10.2.3.3 事故调查 10-5 10.2.3.4 新紧固件系统评估 10-6 10.2.3.5 拆卸检查 10-8 10.3 增强型 F-16 15 段机翼拆卸 10-9 10.3.1 F-16 Block 15 机翼拆卸检查@4,200 FH 10-10 10.3.2 F-16 Block 15 机翼损伤增强试验及后续拆卸 10-13 10.3.2.1 载荷引入 10-14 10.3.2.2 试验设置 10-14 10.3.2.4 标记载荷 10-18 10.3.2.5 试验活动 10-19 10.3.2.6 试验期间的明显疲劳裂纹 10-20 10.3.2.7 WDET 后拆卸检查 10-21 10.3.2.8 定量断口分析 10-22 10.3.2.9 RNLAF F-16 Block 15 机翼的经济使用寿命 10-26 10.4 结论10-27 10.5 展望 10-28 10.6 参考文献 10-29
沉积策略对丝材+电弧增材制造的 Ti-6Al-4V 拉伸和疲劳性能的影响
本文研究了两种不同的沉积策略（振荡和平行道次）对丝材+电弧增材制造的 Ti-6Al-4V 合金在成品状态下的拉伸和高周疲劳性能的影响。在振荡构建中，等离子炬和送丝器在壁厚方向上连续振荡。相反，在平行道次构建中，沿壁长相同方向连续沉积四个单层。测试样本相对于沉积层以水平和垂直方向制造。与平行道次构建相比，振荡构建由于其较粗的转变微观结构而具有较低的静态强度。然而，伸长率值相似。柱状初生 β 晶粒的存在导致各向异性的伸长率值。载荷轴平行于初生 β 晶粒的垂直样品的伸长率比水平样品高 40%。疲劳强度与其锻造对应物相当，并且高于典型的铸造材料。在 10 7 次循环中，振荡构建垂直样品和平行道次构建在两个方向上的疲劳强度都达到了 600 MPa。只有振荡构建水平样品的疲劳强度较低，为 500 MPa。断口分析表明，大多数样品（约 70%）的裂纹源于孔隙，约 20% 的样品的裂纹源于微观结构特征，其余样品没有失效（在 10 7 次循环时出现跳动）。
Y-TZP坯料制备控制及TiO2纳米管添加对牙科材料结构可靠性的影响
二氧化钛 (TiO 2 ) 纳米管已被用于增强牙科材料的机械和生物性能。氧化钇稳定四方氧化锆多晶体 (Y-TZP) 已越来越多地用于牙科，作为牙冠和固定部分假体的子结构。除了最佳临床效果外，Y-TZP 还容易出现故障，因为制造过程中引入了与微结构相关的缺陷，可能会降低其结构和临床可靠性。本研究的目的是评估毛坯制造工艺的作用以及通过添加 TiO 2 纳米管（体积为 0%、1%、2% 和 5%）在控制所有制造步骤的同时对其原始成分进行修改。对材料进行了双轴弯曲强度试验、扫描电子显微镜 (SEM) 断口定性分析、场发射 SEM 微观结构评估和 X 射线衍射。对弯曲强度值进行了方差分析、Tukey (α = 0.05) 和威布尔统计。对晶粒尺寸值进行了 Kruskal-Wallis 和 Dunn 检验 (α = 0.05)。结果的亮点包括，对于实验性 Y-TZP，添加 2% vol TiO 2 纳米管陶瓷的弯曲强度值为 577 MPa，威布尔模量 (m) 为 8.1。在不同混合物中添加 TiO 2 纳米管会影响实验 Y-TZP 性能，导致弯曲强度降低，尽管它们表现出比商用 Y-TZP 更高的 m。纳米管还导致晶粒尺寸更大、孔隙更多以及单斜相略有增加，从而影响 Y-TZP 的微观结构。Y-TZP 毛坯制造控制以及 TiO 2 纳米管的添加导致更高的 m 值，因此结构可靠性更高。
表征高熵“Cantor”合金 CrCoMnFeNi 的疲劳行为
近年来，高熵合金 (HEA) 引起了材料界的极大兴趣，主要是因为某些成员表现出了令人着迷的特性，并且它们代表了合金设计的新方法。在这个多组分合金系统系列中，近等原子五组分“Cantor”合金 CrCoMnFeNi 尤其引人注目，因为这种合金表现出了卓越的机械性能，而且只有在温度降低到低温状态时，这种性能才会增强。尽管人们对这种合金系统很感兴趣，但迄今为止很少有人研究过这种合金或其成分变体的循环疲劳载荷行为。在这里，我研究了 Cantor 合金的耐损伤疲劳行为以及温度和载荷比对改变这种行为的影响，以及可能导致观察到的变化的潜在机制。这些测试条件涵盖三个温度范围：293 K、198 K 和 77 K；此外，还调查了在每个温度范围内增加载荷比 R 的影响。在巴黎区阈值和线性部分进行的疲劳测试表明，Cantor 合金的疲劳行为具有温度依赖性；随着温度降低到低温区，疲劳曲线向更高的 ΔK 方向移动，表明在较低温度下对疲劳裂纹扩展的抵抗力更高。此外，观察到更高的负载比对这种抵抗力产生负面影响，导致随着 R 比的增加，ΔK 向更低的方向移动。测试后，进行了一系列机械研究，以调查这种观察到的变化的根本原因。裂纹闭合测量、裂纹路径形态和断口分析提供了强有力的证据，表明粗糙度引起的裂纹闭合是主要作用机制。
表征高熵的疲劳行为...
近年来，高熵合金 (HEA) 引起了材料界的极大兴趣，主要是因为某些成员表现出了令人着迷的特性，并且它们代表了合金设计的新方法。在这一多组分合金系统家族中，近等原子五组分“Cantor”合金 CrCoMnFeNi 尤其引人注目，因为这种合金表现出了卓越的机械性能，而且只有当温度降低到低温状态时，这种性能才会增强。尽管人们对这种合金系统很感兴趣，但迄今为止，很少有研究对这种合金或其成分变体的循环疲劳载荷行为进行表征。在这里，我研究了 Cantor 合金的耐损伤疲劳行为以及温度和载荷比对改变这种行为的影响，以及可能导致观察到的变化的潜在机制。这些测试条件涵盖三种温度范围：293 K、198 K 和 77 K；此外，还调查了每种温度范围内增加的负载比 R 的影响。在巴黎范围的阈值和线性部分进行的疲劳测试表明，Cantor 合金的疲劳行为具有温度依赖性；随着温度降低到低温范围，疲劳曲线向更高的 ΔK 移动，表明在较低温度下对疲劳裂纹扩展的抵抗力更高。此外，观察到较高的负载比对这种抵抗力产生负面影响，导致随着 R 比的增加，ΔK 向较低的方向移动。测试后，进行了一系列机械研究，以调查观察到的这种转变的根本原因。裂纹闭合测量、裂纹路径形态和断口分析为粗糙度引起的裂纹闭合是主要作用机制提供了强有力的证据。
孔隙率对弯曲疲劳强度的影响...
摘要 — 本研究探讨了孔隙率对采用电弧增材制造 (WAAM) 生产的超级双相不锈钢 (SDSS) 弯曲疲劳强度的影响。横截面分析显示，SDSS 壁的平均宽度为 5.8 毫米，比多孔 SDSS (SDSS P) 壁宽约 1 毫米，这归因于较低的打印速度和不同的保护气体。X 射线成像证实 SDSS 材料中没有孔隙，但显示 SDSS P 材料中存在大量均匀分布的孔隙，直径从 0.4 到 1.1 毫米不等。垂直方向的硬度测量显示两种材料的硬度水平一致，SDSS 的平均值为 312 HV，SDSS P 的平均值为 301 HV。这种均匀性表明，当孔隙率不是影响因素时，基材强度相似。然而，机械测试显示出显著差异：SDSS 的屈服强度 (YS) 比 SDSS P 高 15.4%（630 MPa 对 546 MPa），极限抗拉强度 (UTS) 为 819 MPa，而 SDSS P 为 697 MPa。最值得注意的是，SDSS 的伸长率为 37.4%，比 SDSS P 高出约 118.7%，表明由于孔隙率导致延展性显著降低。疲劳测试表明 SDSS 的疲劳极限为 377 MPa，明显高于 SDSS P 的 152 MPa 极限。发现孔隙的存在会急剧降低疲劳强度。断口分析表明，SDSS P 中的疲劳裂纹源自孔隙。总体而言，研究结果表明孔隙率显著降低了 WAAM 制造的 SDSS 的机械性能，使其不太适合需要高强度和延展性的应用。
热锻模具钢电弧增材再制造梯度界面组织与力学性能
摘要：热锻模具受到周期性热应力作用，经常以热疲劳、磨损、塑性变形和断裂的形式失效。为延长热锻模具的使用寿命并降低总生产成本，提出了一种热锻模具梯度多材料线材电弧增材再制造方法。多材料梯度界面的性能对决定最终产品的整体性能起着至关重要的作用。本研究将热锻模具再制造区分为过渡层、中间层和强化层三个沉积层。在5CrNiMo热锻模具钢上进行了梯度材料线材电弧增材制造实验，对梯度界面的微观组织、显微硬度、结合强度和冲击性能进行了表征和分析。结果表明，梯度添加剂层及其界面无缺陷，梯度界面获得了高强度的冶金结合。梯度添加剂层的组织从底层到顶层呈现贝氏体到马氏体的梯度转变过程。显微硬度从基体层到表面强化层逐渐增加，在100 HV范围内形成三级梯度变化，3个界面的冲击韧性值分别为46.15 J/cm 2 、54.96 J/cm 2 、22.53 J/cm 2 ，冲击断口形貌从延性断裂到准解理断裂，梯度界面力学性能表现为硬度和强度梯度增加，韧性梯度降低。采用该方法再制造的热锻模具实际应用，平均寿命提高了37.5%，为热锻模具梯度多材料丝电弧增材再制造的工程应用提供了科学支撑。