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1.
针对发动机一级盘用材料冲击损伤后的高周疲劳性能需求,对TC4钛合金在外物损伤后的疲劳行为开展研究。采用空气炮法制备含3种不同程度外物损伤的TC4钛合金试样并统计损伤尺寸,对无冲击损伤和含外物损伤的试样进行疲劳试验,获得S-N曲线,观察疲劳裂纹萌生位置。结果表明:更快的冲击速度和更大的弹丸直径会形成更大的FOD损伤;外物冲击改变裂纹萌生位置;通过损伤尺寸的统计与疲劳性能的对比发现,试样宽度方向的损伤尺寸是影响疲劳寿命的最主要因素。  相似文献   
2.
内燃机曲轴疲劳断裂失效特征及原因探析   总被引:2,自引:0,他引:2  
侯学勤  何玉怀  姜涛  丛莹 《内燃机》2014,(3):42-45,49
曲轴是内燃机的核心零件之一,受力复杂,服役环境恶劣,在多种因素的影响下常常发生早期疲劳断裂。在总结曲轴工程实际应用及试验中发生早期疲劳断裂情况的基础上,介绍了曲轴疲劳断裂特征,分析了引起曲轴疲劳断裂的因素;认为曲轴的早期疲劳失效涉及从材料、结构、加工、受力、服役环境等多个方面,并简述了曲轴疲劳断裂失效分析的手段及对断裂失效分析人员的要求。  相似文献   
3.
DZ125高温合金超高周疲劳裂纹萌生与扩展   总被引:1,自引:0,他引:1       下载免费PDF全文
裂纹的萌生与扩展是研究合金材料超高周疲劳行为的重要方面。本研究分析与探讨了温度和表面状态对DZ125合金的超高周疲劳裂纹萌生与扩展特征的影响。不同温度下,DZ125合金的超高周疲劳裂纹萌生位置和扩展方式不同。室温下,裂纹均沿表面起源,裂纹扩展以拉伸模式为主;700℃下,裂纹均沿亚表面起源,裂纹扩展以剪切模式为主。室温下,DZ125合金经激光冲击处理前后的超高周疲劳裂纹萌生位置和扩展方式均存在差异。经过激光冲击处理后,裂纹萌生于合金的内部孔洞缺陷,裂纹扩展完全以剪切模式进行。  相似文献   
4.
使用扫描电子显微镜和光学显微镜对ZL101铝合金的显微组织、拉伸断口及断口剖面进行了观察分析,研究了其拉伸断裂特征。结果表明:ZL101铝合金的拉伸断口为准解理特征,可见第二相(硅共晶体和AlFeMnSi相)沿断口分布;裂纹在第二相粒子的尖锐和凹角处(即应力集中处)萌生,并沿第二相扩展,该过程会拉开(拉断)第二相粒子,并使横向粒子产生变形;韧窝特征是由脆性第二相被拉开后发生塑性变形产生;舌状花样是裂纹沿一定取向晶面扩展,并造成颗粒相变形产生;撕裂棱是裂纹扩展至两个以一定角度相交的第二相时,扩展方向发生较大改变产生。  相似文献   
5.
某型飞机侧窗有机玻璃即聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)的边缘连接部位出现多处裂纹.对侧窗PMMA裂纹分布位置、形貌做了宏观分析,对裂纹断口进行了微观分析,对PMMA本体及其表面棕黄色带状区进行了傅立叶红外光谱分析,做了PMMA应力-溶剂腐蚀断裂试验;确定了侧窗PMMA裂纹为应力-腐蚀裂纹,主要是由于受到FN-303氟丁橡胶...  相似文献   
6.
600~1 100 ℃时对IC10合金进行同相位、反相位、135-相位和-135-相位的应变控制热机械疲劳实验.发展了一种三参数幂函数能量方法的寿命预测方法,并用于材料的热机械疲劳寿命预测.对Manson-Coffin方程、拉伸迟滞能模型(Ostergren)、基于微裂纹扩展模型的能量方法和三参数幂函数能量方法热机械疲劳寿命预测能力进行评估,结果表明:材料的热机械疲劳应力-应变滞后回线的形状与温度-机械载荷之间的相位角有关;温度-机械载荷之间的相位角对材料的热机械疲劳性能有一定的影响;三参数幂函数能量方法物理意义明确,形式简单,寿命预测结果分布在2倍的分散带内,可以用来预测IC10合金的热机械疲劳寿命.  相似文献   
7.
 应用应力场强法对旋弯疲劳和扭转疲劳极限进行了分析,并通过3种金属材料的旋转弯曲和扭转疲劳试验加以验证,结果表明,旋转弯曲疲劳极限和扭转疲劳极限之间的关系同解析表达式给出之间的吻合得非常好,因此得到结论,应力场强法能够比较好的描述两种疲劳强度极限之间的关系。  相似文献   
8.
TB6钛合金疲劳及裂纹扩展性能研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
本文对TB6钛合金锻件弦向和径向两种取样方向分别进行了室温和200℃下旋转弯曲高周疲劳、轴向低周疲劳和疲劳裂纹扩展性能试验研究。试验结果表明,弦向(C)和径向(R)两种取样方向对该合金锻件的旋转弯曲高周疲劳、轴向低周疲劳性能和疲劳裂纹扩展性能没有影响;温度升高可加速该合金锻件的疲劳裂纹萌生,但在裂纹扩展阶段,该合金高温下的韧性优势与屈服强度降低的劣势平衡的结果使其在室温~200℃温度范围内的疲劳性能基本不受温度的影响;在10—20mm的厚度范围内,厚度对该合金的疲劳裂纹扩展性能没有影响;在3.5%NaCl盐雾环境中。腐蚀介质对TB6钛合金的疲劳裂纹扩展速率在初始阶段有迟滞作用,但在应力强度因子范围大于14MPa m后有加速作用。  相似文献   
9.
云纹干涉法测定高温材料弹性模量及泊松比   总被引:11,自引:3,他引:8  
运用云纹干涉法的波前干涉原理,分析激光云纹非接触测量高温材料弹性模量和泊松比的可行性,以及高温云纹干涉法试件光栅的类型,通过高温云纹干涉测试技术应用和大量的航空高温材料测试,解决了材料高温弹性模量和泊松比测试的难题,并总结出一套完整的测试方法。  相似文献   
10.
2.5D机织复合材料抗分层、耐冲击,在航空发动机结构上具有巨大的应用前景。本文对一种2.5D机织碳纤维增强双马树脂基复合材料经向和纬向试件,开展了不同名义应力水平下的一阶弯曲共振疲劳试验。试验结果表明:经向试件的振动疲劳性能优于纬向试件,随着应力水平的提高,经向和纬向试件的寿命明显缩短,而固有频率下降百分比增加,试件内部的损伤严重程度和损伤扩展速度都随之提高。2.5D机织复合材料经向和纬向试件在共振疲劳试验过程中的主要失效模式是纱线与基体之间脱粘造成的结构完整性丧失,从而导致试件的刚度持续下降。试件内部损伤的三维电子计算机断层扫描(Computerized tomography,CT)重构图像表明,损伤散布于试件工作段区域,应力水平越高,2.5D机织复合材料经向和纬向试件内部损伤范围越大,损伤程度越高,而且纬向试件内部损伤状态比经向试件严重。利用双对数线性寿命模型,对经向和纬向试件在不同名义应力水平下的共振疲劳试验数据进行拟合,得到2.5D机织复合材料经向和纬向试件共振疲劳应力-寿命(Stress-life,S-N)曲线的数学模型,得到的S-N曲线可用于预测2.5D机织复合材料的寿命。  相似文献   
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