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World File Search System裂纹扩展
板材疲劳样本 J. Schijve
摘要 - 讨论了简单薄板和板材试样在各种实验研究目的中的实用性。试样应尽可能代表实际疲劳问题的条件，这对于疲劳裂纹萌生阶段比宏观裂纹扩展更难实现。在许多情况下，由于与工程结构条件的相似性不够，因此不建议使用小试样。较大的试样有利于测量裂纹长度和裂纹闭合。Cor.1：lct 拉伸试样和最近提出的派生试样是不对称的试样，而中间裂纹截面、中央缺口试样和双边缘缺口试样是对称的。出于实验原因以及与实际疲劳问题的条件更相似的考虑，应优先使用后者试样。不对称试样的一个显著缺点是应力强度因子 (dKJda) 的高梯度。关键词 - 疲劳试样；对称试样；不对称样本；K 梯度。
船舶复合材料补片的强度和疲劳试验...
1.1 本研究的目的是探索和实验验证复合材料补片在防止裂纹扩展和延长铝钢船舶结构寿命方面的应用。复合材料补片通过降低裂纹尖端区域的应力，起到裂纹抑制器的作用。负载通过粘合层从基板转移到复合材料补片上。此外，复合材料补片的附加约束可以防止这些裂纹合并成更大的裂纹。存在预测复合材料补片配置有效性的分析能力，但此类分析需要特定的理想化和假设，必须通过实验验证才能将这项技术用于实践。我们提出的项目旨在将这项技术开发为铝钢船舶板层断裂修复的有用且可靠的工具，并促进其在工业上的接受和实施。
未来的飞机结构设计
[1] EH Baalbergen、E. Moerlan、WF Lammen、PD Ciampa (2017) 支持未来飞机高效协同设计的方法。NLR-TP-2017-338。[2] AJ de Wit、WF Lammen、HS Timmermans、WJ Vankan、D. Charbonnier、T. van der Laan、PD Ciampa (2019) 飞机供应链的协同设计方法：多层次优化。NLR-TP-2019-202。[3] WF Lammen、P. Kupijai、D. Kickenweitz、T. Laudan (2014) 将发动机制造商的知识整合到初步飞机尺寸确定过程中。NLR-TP-2014-428。 [4] E. Amsterdam、JW Wiegman、M. Nawijn (2021) 铝合金疲劳裂纹扩展速率的幂律行为和转变。国际疲劳杂志，待提交。[5] FP Grooteman (2020) 使用光纤布拉格光栅传感器进行多载荷路径损伤检测。NLR-TP-2020-415。[6] FP Grooteman (2019) 概率故障安全结构风险分析。NLR-TP-2020-416。在 2019 年 ASIP（飞机结构完整性计划）会议上发表。[7] FP Grooteman、E. Lee、S. Jin、MJ Bos (2019) 极限载荷系数降低。在 2019 年飞机结构完整性计划 (ASIP) 会议上发表。 [8] E. Amsterdam，FP Grooteman (2016) 应力状态对疲劳裂纹扩展幂律方程指数的影响。NLR-TP-2016-064。 [9] E. Amsterdam (2021) 金属合金拉伸-拉伸疲劳中裂纹扩展速率的现象学模型。待提交。 [10] WJ Vankan、WM van den Brink、R. Maas (2017) 飞机复合材料机身结构模型的验证与相关性——初步结果。NLR-TP-2016-172。 [11] JW van der Burg、BB Prananta、BI Soemarwoto (2005) 几何复杂飞机配置的气动弹性 CFD 研究。NLR-TP-2005-224。 [12] J. van Muijden、BB Prananta、RPG Veul (2008) 疲劳分析参数化程序中的高效气动弹性模拟。NLR-TP-2008-587。[13] H. Timmermans、BB Prananta (2016) 飞机设计过程中的气动弹性挑战。第六届飞机设计合作研讨会，波兰华沙。[14] L. Paletti、E. Amsterdam (2019) 增材制造对航空航天部件结构完整性方法的影响。NLR-TP-2019-368。[15] L. Paletti、WM van den Brink、R. Bruins、E. van de Ven、M. Bosman (2020) 航空航天中的增材制造设计：拓扑优化和虚拟制造。NLR-TP-2020-285。 [16] JC de Kruijk (2018) 使用机器人技术实现复合材料的自动化制造，降低成本、缩短交货时间和提高废品率 - STO- MP-AVT-267-12。NLR-TP-2018-143。[17] WM van den Brink、R. Bruins、CP Groenendijk、R. Maas、P. Lantermans (2016) 复合材料热塑性水平稳定器扭力箱的纤维转向蒙皮设计。NLR-TP-2016-265。[18] P. Nijhuis (2020) 复合材料格栅加筋板的环保生产方法。在 2020 年阿姆斯特丹 SAMPE 欧洲展会上发表。[19] MH Nagelsmit、C. Kassapoglou、Z.Gürdal (2010) 一种提高损伤容限的新型纤维铺放结构。NLR-TP-2010-626。[20] A. Clarke、RJC Creemers、A. Riccio、C. Williamson (2005) 全复合材料损伤容限翼盒的结构分析与优化。NLR-TP-2005-478。
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
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。
激光加工净成形AISI 1025钢热处理工艺的数值模拟与分析
退火和淬火等热处理工艺对于确定金属材料的残余应力演变、微观结构变化和机械性能至关重要，残余应力在部件性能中起着更大的作用。本文研究了热处理对使用 LENS 制造的 AISI 1025 中残余应力的影响。开发并模拟了有限元模型以分析残余应力的发展。适用于熔融沉积成型 (FDM) 长丝生产中的工具和模具应用的 AISI 1025 样品是使用激光工程净成型 (LENS) 工艺制造的，然后进行热处理，即进行退火和淬火工艺。将所研究的热处理样品的材料微观结构、残余应力和硬度与原始样品进行了比较。结果表明，与原始样品相比，退火后，拉伸残余应力降低了 93%，导致裂纹扩展速率降低，尽管硬度显著降低了 25%。另一方面，淬火后记录到 425±14 MPa 的高拉伸残余应力，硬度提高了 21%。
![arXiv:2303.15939v1 [eess.IV] 2023 年 3 月 28 日](/simg/f\fb020348d55c0fbb9129702104facb46a48991f0.webp)
arXiv:2303.15939v1 [eess.IV] 2023 年 3 月 28 日
数字图像相关 (DIC) 已成为评估机械实验（尤其是疲劳裂纹扩展实验）的宝贵工具。评估需要裂纹路径和裂纹尖端位置的准确信息，但由于固有的噪声和伪影，这些信息很难获得。机器学习模型在识别标记的 DIC 位移数据时非常成功。为了训练具有良好泛化的稳健模型，需要大数据。然而，由于实验成本高昂且耗时，材料科学与工程领域的数据通常很少。我们提出了一种使用带有物理引导鉴别器的生成对抗网络生成合成 DIC 位移数据的方法。为了确定数据样本是真是假，该鉴别器还接收派生的 von Mises 等效应变。我们表明，这种物理引导方法可以提高样本的视觉质量、切片 Wasserstein 距离和几何分数。
板材疲劳试样 J. Schijve
摘要 - 讨论了简单薄板和板材试件在各种实验研究目的中的实用性。试件应尽可能代表实际疲劳问题的条件，而对于疲劳裂纹萌生阶段，这一点比宏观裂纹扩展更难实现。在许多情况下，由于与工程结构条件的相似性不够，因此不推荐使用小试件。较大的试件有利于裂纹长度和裂纹闭合的测量。Cor.1：lct 拉伸试件和最近提出的派生试件是不对称试件，而中间裂纹试件、中央缺口试件和双边缘缺口试件是对称的。出于实验原因以及与实际疲劳问题的条件更相似的考虑，应优先使用后者试件。非对称试件的一个显著缺点是应力强度因子 (dKJda) 的梯度较大。关键词 - 疲劳试件；对称试件；非对称试件； K 梯度。
国家运输安全委员会航空事故最终...
左发动机非包容性故障是由高压压缩机 (HPC) 第 8 级圆盘中的疲劳裂纹引起的。疲劳裂纹始于圆盘腹板的后表面，并穿过腹板并沿圆周方向发展。断裂区域在腹板后表面附近具有晶间外观，在远离起始点处具有穿晶外观。穿晶区域表现出与低周疲劳裂纹扩展一致的条纹。 GE 在预测第 8 级盘后腹板的低周疲劳裂纹萌生寿命时考虑了最坏情况（最高应力和温度以及最低材料特性），并发现其低周疲劳萌生寿命约为 29,800 次。（疲劳断裂可分为起始阶段和扩展阶段。在起始阶段，材料结构由于周期性载荷而发生变化，但未形成裂纹。最终形成裂纹并开始增长，表明扩展阶段开始。FAA 咨询通告 33.70-01 使用了该概念
解决 Cu-WTi-SiOx-Si 多层中各个成分的断裂特性
随着现代材料应用（例如微电子、传感器、执行器和医疗植入物）的尺寸不断减小，量化材料参数变得越来越具有挑战性。具体而言，解决系统的各个组成部分（例如多层结构中的界面或埋层）成为一个重要课题。本文展示了一种基于扫描电子显微镜中的原位微悬臂测试来评估 Cu-WTi-SiO x -Si 模型系统不同界面的断裂参数的技术。相对于感兴趣的界面定位初始缺口位置可以选择不同的裂纹路径，而额外叠加的正弦信号允许连续测量刚度变化，从而对实际裂纹扩展进行实验测量。因此，我们对 Cu 和 WTi 之间的界面、块体 WTi 以及 WTi 和 SiO x 之间的界面实现了连续的 J-D 曲线测量。这种新方法的局部性质使其普遍适用于测试特定界面。