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World File Search System疲劳载荷
机械工程学士 III 学期
基础知识、机械行为、材料失效 晶体结构简介 – 配位数、原子填充因子、简单立方、BCC、FCC 和 HCP 结构、晶体缺陷 – 点、线、表面和体积缺陷、原子扩散：现象、菲克扩散定律；影响扩散的因素。机械行为：应力-应变图显示材料的延性和脆性行为、工程和真实应变、线性和非线性弹性行为和性能、塑性范围内的机械性能。刚度、屈服强度、偏移屈服强度、延展性、极限拉伸强度、韧性、滑移和孪生导致的单晶塑性变形、金属强化机制 断裂：I 型、II 型和 III 型、疲劳：疲劳载荷类型及示例、疲劳机制、疲劳性能、S-N 图、疲劳测试。蠕变：举例说明蠕变现象、蠕变的三个阶段、蠕变特性、应力松弛。断裂韧性的概念。
结构寿命延长以实现苏霍伊 Su-30MKM 的结构完整性
摘要：马来西亚皇家空军大多数战斗机的机身结构已服役 10 至 20 年。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性成为其适航性评估的依据。使用各种无损检测方法确定飞机结构在超过 10 年的运行后的当前状况，并总结了它们的结果。此外，虽然有六个关键位置，但选择了翼根，因为它最有可能出现疲劳失效。使用模拟分析进一步分析了疲劳寿命。这有助于开发维护任务卡，并最终有助于延长战斗机的使用寿命。RMAF 使用安全寿命或损伤容限的概念作为其疲劳设计理念，采用了飞机结构完整性计划 (ASIP) 来监测其战斗机的结构完整性。在当前预算限制和结构寿命延长要求下，RMAF 已着手采用无损检测方法和工程分析。该研究成果将增强马来西亚皇家空军舰队其他飞机平台的 ASIP，以进行结构寿命评估或使用寿命延长计划。
曲轴失效分析的有限元分析研究
摘要。曲轴是内燃机的关键部件之一，需要高效、精确地工作。本研究的目的是通过有限元分析确定曲轴中的应力状态，并解释汽车曲轴的故障和曲轴的疲劳寿命。使用 SolidWorks 设计和开发了曲轴模型的 3D 实体造型。对 L 型双缸曲轴进行静态结构和动态分析，以确定曲轴关键位置的最大等效应力和总变形。使用疲劳工具在动态载荷条件下测试模型，以确定疲劳寿命、安全系数、等效交变应力和损伤。本研究的结果表明，曲轴有明显的疲劳裂纹，属于疲劳断裂。疲劳断裂的发生仅归因于在循环弯曲和扭转下润滑孔边缘的扩展和起始裂纹。总体而言，曲轴对于静态和疲劳载荷都是安全的。在动力学分析中，应避开频响曲线中得到的临界频率，否则可能造成曲轴失效。
Su-30MKM 水平对置式发动机疲劳裂纹扩展预测...
关键的飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用疲劳寿命评估和裂纹扩展预测来监测其关键部件的结构完整性。使用了各种方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。选择水平稳定器凸耳是因为它具有最高的疲劳失效可能性。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 Nastran 来模拟裂纹扩展。使用数值结果验证了裂纹扩展分析的结果。结论是，基于疲劳寿命循环，结构状态不会受到严重损伤，其失效大约在100万次循环左右，而耳片底部裂纹扩展位置是关键位置。研究成果将以延长耳片的结构寿命为目标。
创新型飞机聚合物基复合材料
在开发用于 CFRP 主结构的高速生产系统时，需要耐冲击和疲劳载荷。在采用先进真空技术的颗粒增韧系统中，单层内部的强度预计与预浸料界面的强度不同。缺陷既可能产生在层间区域，也可能产生在单层内部。因此，开发一种厚度方向强度空间分布的测试方法并研究最小值至关重要。在本项目中，我们开发了一种评估方法来区分非增韧和增韧层压板的层内和层间分层的断裂力学性能。通过对受损区域的三维观察（见附图），研究了微观机械断裂机理。通过提出抑制裂纹扩展的方法，这种微观机械表征有助于利用先进的真空成型技术设计和制备高性能材料。我们还尝试表征疲劳抗分层性的空间分布，以便基于我们团队独特和先进的实验方法建立长期结构完整性。
应力强度因子叠加在考虑裂纹闭合的残余应力场中的应用
应力强度因子 (SIF) 范围与疲劳裂纹扩展之间的相关性是应用于轻型结构的故障安全设计方法的有力工具。关键作用是精确计算疲劳载荷循环的 SIF。先进的材料加工可以塑造残余应力，使 SIF 计算成为一项具有挑战性的任务。虽然 SIF 叠加成功地解决了拉伸残余应力的考虑问题，但压缩残余应力的处理仍需澄清。这项工作展示了 SIF 叠加原理在包含高压缩残余应力的区域中的应用，这些区域会导致裂纹闭合效应。裂纹闭合取决于残余应力和施加应力的组合载荷，在本研究中被解释为裂纹几何形状的变化。因此，源（即施加或残余应力）与其结果（即相应的 SIF）之间的关系取决于源（即组合载荷）的相互作用。由于这种相互作用，残余应力引起的疲劳行为变化不能仅与残余或施加的 SIF 相关联。这项工作提出了应用 SIF 和残余 SIF 的两种替代定义，从而允许残余 SIF 或应用 SIF 与疲劳行为变化之间建立明确的相关性。
低空急流带来的能量有利于风电场的性能
低空急流是低空大气中的风能最大值。由于它们对风力发电场的发电量有重大影响，因此了解低空急流与风力发电场之间的相互作用至关重要，我们使用大涡模拟对此进行了研究。我们发现，当急流位于风力发电场上方时，风力发电场后部的发电量相对较高。当低空急流位于涡轮机轮毂高度时，后部涡轮机的发电量受到限制。但是，当急流在风力涡轮机下方流动时，后部涡轮机的发电量高于预期。原因是急流的负剪切产生了显著的向上夹带通量，这有助于下游涡轮机从急流中提取能量。虽然从发电的角度来看，低空急流是有益的，但我们的模拟还表明，它们的存在会导致气动载荷的显著周期性变化。这意味着低空急流会增加涡轮机所经受的疲劳载荷，这可能会对涡轮机的寿命产生负面影响。总的来说，我们的工作强调了基础流体动力学研究对于了解风电场流动动力学的重要性。
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。
马来西亚皇家空军 (RMAF) 苏霍伊 Su-30MKM 结构寿命延长关键部件裂纹扩展预测
摘要：关键飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用飞机结构完整性计划 (ASIP) 来监控其关键部件的结构完整性。RMAF 使用飞机关键结构的工程分析概念制作了任务卡。使用了各种计算机辅助工程 (CAE) 方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。虽然有六个关键位置，但选择翼根是因为它最有可能疲劳失效。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 NX Nastran 模拟裂纹扩展。裂纹扩展分析的结果与数值结果进行了验证。结论是，基于疲劳寿命循环，机翼根部结构状况不会受到严重损坏的影响，无论是通孔还是贯穿侧裂纹，其失效时间约为 30 至 100 年。因此，其结构寿命可以延长。研究成果将致力于延长飞机机翼的结构寿命。