基于字符终端的远程访问

当前基于C/S(Client/Server,客户机/服务器)模式的数据库盛行,但由于各种条件的限制,许多应用系统仍然不能完全实现C/S的模式。一方面,由于C/S模式是90年代发展起来的,许多行业或部门(如银行、保险业等)在80年代就开始使用计算机,至今还没有采用C/S模式,大量的应用是基于终端/主机模式的;另一方面,当前国内计算机的应用水平还不高,使用终端/主机模式可以减少系统管理员对应用端的维护。所以如果系统内需要远程访问而又不能连接某—台主机时,使用终端直接连接Modem,在     

铸造Ti-6Al-4V合金拉伸断裂机理研究

对铸造Ti-6Al-4V合金进行拉伸性能测试,利用KYKY-1000B扫描电子显微镜(SEM)对其断口形貌进行观测,分析其断裂机理.结果表明,铸造Ti-6Al-4V合金拉伸试样裂纹起源于心部;裂纹扩展为穿晶型,断口为准解理型,断裂机理为穿晶型脆性断裂.     

铸造Ti-6Al-4V钛合金疲劳裂纹扩展特性的研究

按照GB6398-1986试验标准,采用紧凑拉伸试样(CT)测定了铸造Ti-6Al-4V钛合金疲劳裂纹扩展速率da/dN,采用扫描电镜(SEM)等现代技术对断口形貌进行观察,分析了不同应力比(R值)条件下的疲劳裂纹扩展特性。结果表明,应力比R对铸造Ti-6Al-4V钛合金的裂纹扩展速率影响较大,应力比R越大,裂纹扩展速率越大。在裂纹预裂区和快速扩展区的断裂机理主要是以微区解理断裂为主,稳态扩展区主要是以疲劳条带扩展机制为主,同时也存在微区解理断裂机制。     

铸造Ti-6Al-4V合金的疲劳性能研究

通过铸造Ti-6Al-4V合金疲劳性能试验,绘制出了铸造Ti-6Al-4V合金在不同应力比下裂纹扩展速率da／dN-△K曲线。根据logda／dN和log△K的拟合曲线方程,计算出Paris公式下材料常数c、n值。经SEM对铸造Ti-6Al-4V疲劳断口进行分析,发现随着应力比R的增大,疲劳条带越宽,裂纹扩展速率越大。     

应力比对铸造TC4钛合金疲劳裂纹扩展特性的影响

为了研究不同应力比下铸造TC4钛合金疲劳裂纹扩展特性,采用逐级降载法测试铸造TC4疲劳裂纹扩展门槛值ΔKth和疲劳裂纹扩展速率,并分析影响裂纹扩展及门槛值ΔKth的因素.结果表明,应力比R为0.06,0.5,0.7时,其门槛值分别为13.279 3 MN/m3/2,6.368 90 MN/m3/2和4.461 94 MN/m3/2,且裂纹扩展门槛值随应力比的增大而减小,裂纹扩展速率随应力比的增大而加快.     

铸造TC4钛合金细节疲劳强度DFRcutoff的研究

细节疲劳额定值法(DFR法)是基于概率疲劳的民机结构疲劳可靠性寿命分析方法之一.针对我国铸造TC4钛合金疲劳性能数据不全而不能满足新型民用涡扇支线飞机研发需要的现状,采用双点法和单点法对热等静压处理的铸造TC4钛合金的细节疲劳强度截至值DFRcutoff进行了对比研究.结果表明:双点法所测DFRcutoff=375.83 MPa,单点法所测DFRcutoff=387.30 MPa,两者之间的相对误差小于3.1%,试验结果准确可靠,可为新型涡扇支线飞机选材、疲劳设计和寿命评估以及民用飞机适航审查提供数据支持.