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World File Search System疲劳试验
航空铝合金 7075-T6 的超声波和常规疲劳耐久性，具有人工和诱导预腐蚀
摘要：对 AISI-SAE AA7075-T6 铝合金进行了超声波和常规疲劳试验，以评估人工和诱导预腐蚀的效果。人工预腐蚀是通过在试样颈部沿试验试样的纵向或横向加工两个直径为 500 µ m 的半球形点蚀孔获得的。诱导预腐蚀是使用欧洲航天局的国际标准 ESA ECSS-Q-ST-70-37C 实现的。试样采用频率为 20 kHz 的超声波疲劳技术进行测试，采用频率为 20 Hz 的常规疲劳进行测试。两个施加的载荷比为：超声波疲劳试验中 R = − 1，常规疲劳试验中 R = 0.1。主要结果为人工和诱导预腐蚀对疲劳耐久性的影响，以及常规疲劳试验后的表面粗糙度变化。分析了裂纹萌生和扩展，并建立了数值模型来研究与预腐蚀坑相关的应力集中，以及从裂纹萌生到断裂的 I 型应力强度因子的评估。最后，获得了基材和横向有两个半球形坑的试样的应力强度因子范围阈值 ∆ K TH。
国际标准 iso 2415
10 型式试验 ................................................................................................................................................................................................ 11 10.1 总则 ...................................................................................................................................................................................... 11 10.2 抗变形试验 ................................................................................................................................................................................ 12 10.3 断裂强力试验 ............................................................................................................................................................................. 12 10.4 疲劳试验 ............................................................................................................................................................................. 12 10.5 夏比冲击试验 ................................................................................................................................................................ 12 10.6 型式试验的验收标准 ................................................................................................................................................ 12 10.6.1 抗变形试验 ............................................................................................................................................................. 12 10.6.2 静强度试验和疲劳试验 ............................................................................................................................................. 12 10.6.3 夏比冲击试验 ............................................................................................................................................................. 13
国际疲劳杂志
已经开发出测试方法来比较聚醚醚酮 (PEEK) 热塑性聚合物在准静态、高应变率拉伸试验和疲劳载荷下的机械响应和失效行为。拉伸试验的应变率从 0.0003 s − 1 到 60 s − 1，并在不同的温度下进行，以比较样品在不同测试条件下的流动特性。还进行了不同幅度和频率的疲劳试验，以评估循环载荷期间的温升及其对断裂行为的影响。结果表明，与准静态行为相比，动态拉伸会导致脆性断裂；而在高频率和载荷幅度的疲劳试验下，材料不仅表现出更延展的行为，而且还清楚地表明诱导自热对 PEEK 的模量和机械性能有显著的影响。因此，本文的主要目的是讨论诱导温度及其对断裂表面的影响。热疲劳在提高温度和缩短疲劳寿命方面起着非常重要的作用；因此，有必要了解热疲劳发生的条件以及消耗的能量。从实验结果和计算中获得的方程可以估算疲劳试验中的能量耗散，它是循环和频率的函数。
国际疲劳杂志
已经开发出测试方法来比较聚醚醚酮 (PEEK) 热塑性聚合物在准静态、高应变率拉伸试验和疲劳载荷下的机械响应和失效行为。拉伸试验的应变率从 0.0003 s − 1 到 60 s − 1，并在不同的温度下进行，以比较样品在不同测试条件下的流动特性。还进行了不同幅度和频率的疲劳试验，以评估循环载荷期间的温升及其对断裂行为的影响。结果表明，与准静态行为相比，动态拉伸会导致脆性断裂；而在高频率和载荷幅度的疲劳试验下，材料不仅表现出更延展的行为，而且还清楚地表明诱导自热对 PEEK 的模量和机械性能有显著的影响。因此，本文的主要目的是讨论诱导温度及其对断裂表面的影响。热疲劳在提高温度和减少疲劳寿命方面起着非常重要的作用；因此，有必要了解热疲劳发生的条件以及消耗的能量。从实验结果和计算中获得的方程可以估算疲劳试验中的能量耗散，它是循环和频率的函数。
机身数字孪生
机身数字孪生螺旋 1 的三个主要演示目标如下：(1) 演示集成的“CBM+SI”流程，作为当前飞机结构完整性计划 (ASIP) IAT 计划流程的潜在替代方案。演示将包括使用情况估计、选定的“热点” SHM 以及经常更新的损伤容限和风险分析。将使用真实美国空军飞机结构模块的两次全尺寸疲劳试验代替飞行试验。将同时进行“常规” IAT 计划方法和相关的全尺寸疲劳试验，以方便对这两种方法进行比较。(2) 增强内部在 CBM+SI 技术重点领域和 ASIP 工程流程方面的专业知识。实现这一目标将使工程师能够看到他们的技术在 ASIP 流程中的位置，并了解多个学科如何相互作用。(3) 创建持久的分析集成框架和测试设置程序，以评估成熟的其他分析和监控技术。这将提供 CBM+SI“测试平台能力”和第一代机身数字孪生。
飞机结构疲劳
简介 vl 合同可靠性验收程序—j。DE s. COUTINHO 。。3 直升机旋翼叶片使用寿命验证的新技术 K. B. AMER、R. J. SULLIVAN 和 J. D. EAKIN 36 冗余结构的疲劳失效—R。A. HELLER 和 R. c. DONAT 55 可靠性的材料方面—A。M. FREUDENTHAL 67 某些铝和钛合金的随机载荷疲劳裂纹扩展行为—s。H. SMITH 74 高性能军用飞机疲劳能力评估 E. D. BOUCHARD 101 讨论 132 适用于飞机疲劳寿命的散射因子的开发— L. F. IMPELLIZZERI 136 讨论 157 铝和钛合金未加工、机械加工和化学加工板的疲劳试验—R.E. WHALEY 158 循环扭转与轴向载荷的相互作用—MARIA RON AY 176 锻造 ZK60A-T5 镁和 2014-T6 铝轮的滚动疲劳试验—R.D. BEHR AND s. CAMPBELL 190
复合材料的疲劳行为
这项工作是在都柏林大学学院近六个月的研究成果。它包括对内部有钢纤维和无钢纤维的 CFRP 进行的疲劳测试。提出了在 CFRP 内部插入不同纤维材料层的想法，以提高断裂韧性，尤其是分层行为，这是导致失效的机制之一。这些材料样品在之前的研究项目中进行了静态测试，UCD 的团队也有兴趣在疲劳征求下测试它们，以比较结果和行为。研究 CFRP 是因为它可以应用于航空航天和汽车领域，因此人们对发现它在周期性力下的表现非常感兴趣。第一次疲劳测试后，再次对样品进行疲劳测试，以查看它们如何响应第二个周期性载荷。重复疲劳试验是当今备受关注的研究，因为它可以更好地表征材料，并可以模拟材料寿命期间发生的真实现象。为了进行实验，需要制定标准和规则来规范程序并获得正确的结果。从数据分析可以看出，就像在静态试验中发生的那样，纤维可以改善材料的行为并提高断裂韧性。作为未来的工作，建议继续研究这些材料的疲劳，特别是重复疲劳试验，因为有必要找到新的标准，以便更好地描述和理解样品对请求的反应。
i 渗碳淬硬 M5ONiL 和 AIS1 9310 正齿轮和滚动接触测试棒的表面疲劳寿命
进行了直齿轮耐久性试验和滚动体表面疲劳试验，以研究真空感应熔炼、真空电弧熔炼 (VIM-VAR) M50NiL 钢在先进飞机应用中用作齿轮钢，以确定其耐久性特性。并将结果与标准 VAR 和 VIM-VAR AISI 9310 齿轮材料的结果进行比较。使用由 VIM-VAR M50NiL 和 VAR 以及 VIM-VAR AISI 9310 制造的直齿轮和滚动接触杆进行了测试。齿轮节圆直径为 8.9 厘米 (3.5 英寸)。齿轮试验条件为入口油温为 320 K (116 F )，出口油温为 350 K (170 F )，最大赫兹应力为 1.71 GPa (248 ksi)，转速为 10 000 rpm。在环境温度下进行台式滚动元件疲劳试验，杆速为 12 500 rpm，最大赫兹应力为 4.83 GPa (700 ksi)。VIM-VAR M5ONiL 齿轮的表面疲劳寿命分别是 VIM-VAR 和 VAR AISI 9310 齿轮的 4.5 倍和 11.5 倍。VIM-VAR M5ONiL 滚动接触杆的表面疲劳寿命分别是VIM-VAR 和 VAR AISI 9310。VIM-VAR M50NiL 材料表现出良好的抗疲劳剥落断裂性能，疲劳寿命远远优于 VIM-VAR 和 VAR AISI 9310 齿轮和滚动接触杆。
利用新颖的方法对航空航天结构进行健康监测...
摘要：从原始传感器数据中提取的诊断潜力健康指标 (HI) 是数据驱动的复合结构诊断和预测的重要特征。本文研究了从使用光纤布拉格光栅 (FBG) 和声发射 (AE) 数据获取的应变中开发的新损伤敏感特征是否适合用作 HI。对单条复合板进行了两次疲劳试验。在以冲击损伤或人工脱粘的形式引入初始损伤后，对面板进行恒定和可变振幅压缩-压缩疲劳试验。通过 FBG 和 AE 进行应变感应是两种有前途的结构健康监测 (SHM) 技术，用于监测损伤增长，并通过相控阵超声进一步验证。几个 FBG 被纳入特殊的 SMARTapes TM 中，这些 SMARTapes TM 沿着加强筋的脚粘合以测量应变场，而 AE 传感器则策略性地放置在面板的外皮上以记录声发射活动。从 FBG 和 AE 原始数据中提取了几种 HI，它们的行为有望用于复合材料结构在使用过程中的损伤监测。为了进一步评估 HI 的行为和适用性，在整个实验过程中使用相控阵相机在多个时间点进行测量，从而提供基于超声波的损伤评估。
高速氧燃料 (HVOF) 涂层的疲劳行为...
摘要：高速氧燃料 (HVOF) 喷涂广泛应用于各个行业。这是因为它可以减少部件磨损、侵蚀和腐蚀。如果考虑机械性能和疲劳行为，HVOF 热喷涂涂层对部件的影响是可以争论的。这项工作的主要目标是研究涂有碳化钨-镍的碳钢的疲劳性能，并使用有限元分析来研究涂有碳化钨-镍的碳钢的断裂过程。这些研究的疲劳试验是在 ANSYS Workbench 软件中进行的，其中平均理论设置为 Goodman 理论。样本在 SolidWorks 软件中以狗骨形状建模。疲劳试验模拟是在试样的一端施加 9 kN、10.5 kN、12 kN 和 13.5 kN 的力，另一端施加固定支撑的情况下进行的。根据结果，与未涂层试样相比，涂层试样可以维持更长时间，而较大的力将缩短试样的使用寿命。结果还表明，与涂层试样相比，未涂层试样的最大损伤更大，而较大的力将使试样受到的损伤更大。对于疲劳强度，与涂层试样相比，未涂层试样具有更高的应力，而较大的力将使试样的疲劳强度更高。断裂结果表明，与涂层钢相比，未涂层钢具有最大的平滑区域。关键词：碳钢、涂层、疲劳、热喷涂、有限元分析