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World File Search System疲劳裂纹
使用条带屈服力学模拟裂纹尖端损伤累积导致的疲劳裂纹扩展
Elber 在 70 年代早期发现疲劳裂纹可以在拉伸载荷下闭合，并假设疲劳裂纹扩展 (FCG) 将由 D K eff = K max � K op 控制，其中 K max 和 K op 分别是应力强度因子的最大值和开口值。该假设可以合理化在使用载荷下观察到的许多瞬态效应，但它无法解释许多其他效应，如在高 R = K min / K max 下过载后 FCG 的延迟或停止，当 K min > K op 时；在高度可变的 D K eff 下以恒定速率进行的 FCG；在给定 R 下停止的裂纹可以在较低的 R 下重新启动生长而不改变其 D K eff；或 FCG 在惰性环境中对 R 不敏感。尽管如此，基于 D K eff 思想的带材屈服模型 (SYM) 比基于任何其他原理的替代模型更常用于 FCG 寿命预测。为了验证 SYM 是否确实本质上更好，它们的力学原理用于预测 FCG 速率，这既基于 Elber 的想法，也基于另一种观点，即 FCG 是由于裂纹尖端前方的损伤积累造成的，这不需要 D K eff 假设或任意数据拟合参数。尽管基于相互冲突的原理，但这两种模型都可以很好地再现准恒定 D K 载荷下获得的 FCG 数据，这是一个有点令人惊讶的结果，值得仔细分析。� 2017 Elsevier Ltd. 保留所有权利。
凹痕对 2024-T3 铝裸板疲劳寿命和疲劳裂纹扩展的影响
凹痕对 2024-T3 铝裸板疲劳寿命和疲劳裂纹扩展的影响 我已经检查了这篇论文的最终稿的形式和内容，并建议将其接受为获得机械工程专业理学硕士学位要求的部分条件。
René 88Dt 中疲劳裂纹萌生和短裂纹扩展的微观结构方面
在室温下研究了局部微观结构对多晶 René 88DT * 高温合金样品疲劳裂纹萌生和扩展的影响。在新型共振微弯曲疲劳装置中对微型样品进行了反向循环弯曲疲劳测试。通过取向映射、扫描电子显微镜和共聚焦显微镜对表面微观结构进行同时分析，可以直接对与滑移和滑移带形成、微裂纹萌生和短裂纹扩展相关的特定微观结构位置进行实验测量。观察到的潜在机制是：在具有最高分辨剪切应力的 {111} 平面上滑移，随后在定向为高剪切并经历弹性不相容的大晶粒中优先沿孪晶边界（但不在孪晶边界）萌生微裂纹，并在相邻晶粒中具有高分辨率剪切应力的 {111} 平面上裂纹连续扩展。对许多短的非扩展裂纹的分析表明裂纹在高角度晶界处停止。
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
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
疲劳裂纹扩展机制 - 理论发展的重要摘要
摘要 加工技术的最新进展使得通过微观结构定制可以制造出具有优异疲劳性能的新型金属材料。鉴于这些有希望的发展，越来越需要在最先进的实验表征和基于物理的理论基础之间建立协同作用。因此，在进一步制定针对循环损伤的新设计指南之前，重新审视现有的预测文献是及时的要求。为此，本文概述了疲劳裂纹扩展机制的主要机械和分析理论。重点是根据基本原理对所提出的建模工作进行分类。在此过程中，根据最新的实验结果仔细检查了其贡献和局限性。目的是为当代工程师和研究人员提供一个视角。这种简洁而关键的叙述将从根本上帮助制定更先进的微观结构 - 损伤关系。最后添加了评论，概述了未来研究的有希望的途径。
用指数方程描述铝合金总疲劳裂纹扩展曲线
金属和合金在恒幅试验条件下的疲劳裂纹扩展 (FCG) 行为通常用裂纹扩展速率 da/dN 与应力强度因子范围 ' K 之间的关系来描述。图 1 示意性地显示了速率 da/dN 与 ' K 的典型对数-对数图，该图具有 S 形，可分为三个区域 [1-4]。区域 I 是近阈值区域，其中曲线变得陡峭并似乎接近渐近线 ' K th ，即下限 ' K 值，低于该值预计不会发生裂纹扩展。区域 II（中间区域）对应于稳定的宏观裂纹扩展。巴黎幂律 [5] 是一种经验关系，在对数-对数拟合中显示一条直线，是中等裂纹扩展速率（10 -8 至 10 -6 m/循环）此区域中疲劳的基本模型。区域 III 与最终失效前裂纹的快速扩展有关，主要受 K c 控制，即材料和厚度的断裂韧性。长期以来，人们观察到，对于固定的 ' K ，da/dN 受应力循环不对称性的强烈影响，通常用载荷比 R 表示 [6-8]。发现阈值应力强度值 ( ' K th ) 取决于 R
用指数方程描述铝合金的总疲劳裂纹扩展曲线
在恒幅试验条件下，金属和合金的疲劳裂纹扩展 (FCG) 行为通常用裂纹扩展速率 da/dN 与应力强度因子范围� K 之间的关系来描述。图 1 示意性地显示了速率 da/dN 与� K 的典型对数-对数图，该图具有 S 形，可分为三个区域 [1-4]。区域 I 是近阈值区域，其中曲线变得陡峭并似乎接近渐近线� K th ，即下限� K 值，低于该值预计不会发生裂纹扩展。区域 II（中间区域）对应于稳定的宏观裂纹扩展。巴黎幂律 [5] 是一种经验关系，在对数-对数拟合中显示一条直线，是中等裂纹扩展速率（10 -8 至 10 -6 m/循环）此区域中疲劳的基本模型。区域 III 与最终失效前的快速裂纹扩展有关，主要受 K c 控制，即材料和厚度的断裂韧性。长期以来，人们观察到，对于固定的 � K ，da/dN 受应力循环不对称性的强烈影响，通常以载荷比 R 表示 [6-8]。发现阈值应力强度值 (� K th ) 取决于 R
疲劳裂纹扩展的数值模拟
奉献精神 ................................................................................................................................ \'
