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疲勞與斷裂ppt課件(已修改)

2025-05-13 18:09 本頁面
 

【正文】 1 疲勞破壞及其斷口特征 SN曲線及疲勞裂紋萌生壽命 斷裂失效與斷裂控制設(shè)計 da/dNDK曲線及疲勞 裂紋擴(kuò)展壽命 第十二章 疲勞與斷裂 返回主目錄 2 機(jī)械、結(jié)構(gòu)等 受力如何? 如何運(yùn)動? 如何變形?破壞? 如何控制設(shè)計? 其 目的 是: 了解工程系統(tǒng)的性態(tài), 并為其設(shè)計提供合理的規(guī)則 。 工程力學(xué) : 將力學(xué)原理應(yīng)用實際工程 系統(tǒng)的科學(xué) 。 性態(tài) 規(guī)則 力學(xué)分析 強(qiáng)度穩(wěn)定 研究對象是無缺陷變形體;目的是保證在一次最大載荷作用下有足夠的強(qiáng)度和穩(wěn)定性。 應(yīng)力控制 回 顧 疲勞破壞及其斷口特征 返回主目錄 3 按靜強(qiáng)度設(shè)計,滿足 ??[?],為什么還發(fā)生破壞? 19世紀(jì) 30—40年代,英國鐵路車輛輪軸在軸肩處 (應(yīng)力僅為 ?ys )多次發(fā)生破壞; 1954年 1月 , 英國慧星 (Comet)號噴氣客機(jī)墜入地中 海(機(jī)身艙門拐角處開裂); 返回主目錄 4 1967年 12月 15日,美國西弗吉尼亞的 Point Pleasant橋倒塌, 46人死亡; 1980年 3月 27日,英國北海油田 Kielland 號鉆井 平臺傾復(fù); 127人落水只救起 89人; 主要原因是由缺陷或裂紋導(dǎo)致的斷裂 。 5 疲勞斷裂破壞的嚴(yán)重性 1982年,美國眾議院科學(xué)技術(shù)委員會委托商業(yè)部國家標(biāo)準(zhǔn)局 (NBS)調(diào)查斷裂破壞對美國經(jīng)濟(jì)的影響。提交報告 : “美國斷裂破壞的經(jīng)濟(jì)影響” SP6471 “數(shù)據(jù)資料和經(jīng)濟(jì)分析方法” SP6472 斷裂使美國一年損失 1190億美元 摘要發(fā)表于 Int. J. of Fracture, Vol23, , 1983 譯文見 力學(xué)進(jìn)展, Vol15, No2, 1985 6 國際民航組織 (ICAO)發(fā)表的 “涉及金屬疲勞斷裂的重大飛機(jī)失事調(diào)查”指出: 20世紀(jì) 80年代以來,由金屬疲勞斷裂引起的機(jī)毀人亡重大事故,平均每年 100次。 (不包括中、蘇 ) Int. J. Fatigue, , , 1984 疲勞斷裂引起的空難達(dá)每年 100次以上 工程實際中發(fā)生的疲勞斷裂破壞,占全部力學(xué)破壞的 50% 90%,是機(jī)械、結(jié)構(gòu)失效的最常見形式。 因此,工程技術(shù)人員必須認(rèn)真考慮可能的疲勞斷裂問題。 返回主目錄 7 普及斷裂的基本知識,可減少損失 29%(345億 /年 )。 對策 設(shè)計、制造人員了解斷裂,主動采取改進(jìn)措施,如設(shè)計;材料斷裂韌性;冷、熱加工質(zhì)量等。 利用現(xiàn)有研究成果,可再減少損失 24%(285億 /年 )。 包括提高對缺陷影響、材料韌性、工作應(yīng)力的預(yù)測能力;改進(jìn)檢查、使用、維護(hù);建立力學(xué)性能數(shù)據(jù)庫;改善設(shè)計方法更新標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范等。 剩余的 47%, 有待于進(jìn)一步基礎(chǔ)研究的突破。 如裂紋起始、擴(kuò)展的進(jìn)一步基礎(chǔ)研究;高強(qiáng)度、高韌性、無缺陷材料的研究等。 8 有缺陷怎么辦? 研究含缺陷材料的強(qiáng)度 斷裂 Fracture 多次載荷作用下如何破壞? 研究多次使用載荷作用下 裂紋如何萌生、擴(kuò)展。 疲勞 Fatigue amp。 Fracture 缺陷從何而來? 材料固有或使用中萌生、擴(kuò)展 疲勞與斷裂 裂紋如何萌生? 有裂紋是否發(fā)生破壞? 構(gòu)件能用多長時間? (壽命 ) 9 一、 什么是疲勞? ASTM E20672 疲勞 是在某點或某些點承受 擾動應(yīng)力 ,且在足夠多的循環(huán)擾動作用之后形成 裂紋 或完全斷裂的材料中所發(fā)生的 局部 永久結(jié)構(gòu)變化的 發(fā)展過程 。 研究目的:發(fā)展過程有多長? 預(yù)測壽命 N。 Nt=Ni+Np 裂紋 萌生 + 擴(kuò)展 擾動應(yīng)力,高應(yīng)力局部, 裂紋,發(fā)展過程。 問題的特點: 疲勞破壞及其斷口特征 返回主目錄 10 1. 只有在擾動應(yīng)力作用下,疲勞才會發(fā)生。 擾動應(yīng)力,是指隨時間變化的應(yīng)力。 恒幅循環(huán)載荷最簡單。 O S DS Smax 恒幅循環(huán) t O S 變幅循環(huán) t t O S 隨機(jī)載荷 車輪軸 電梯 風(fēng)力 11 恒幅循環(huán)應(yīng)力是最簡單的。 循環(huán)應(yīng)力 (cyclic stress)的描述: 常用導(dǎo)出量: 平均應(yīng)力 Sm=(Smax+Smin)/2 描述 循環(huán)應(yīng)力水平 的基本量: Smax, Smin S Smax O Smin t Sm Sa Sa DS 應(yīng)力幅 Sa=(SmaxSmin)/2 應(yīng)力比或循環(huán)特性參數(shù) r=Smin/Smax 應(yīng)力變程 DS=SmaxSmin 已知任意二個量,其余即可導(dǎo)出。 12 設(shè)計:用 Smax, Smin;直觀; 試驗:用 Sm, Sa; 便于加載; 分析:用 Sa, r;突出主要控制參量 , 便于分類討論。 主要控制參量 : Sa,重要影響參量: r 頻率 (f=N/t) 和 波形的影響是較次要的。 應(yīng)力比 r反映了載荷的循環(huán)特性。如 O S t r=1 Smax=Smin O S t r=1 Smax=Smin O S t r=0 Smin=0 對稱循環(huán) 靜載 脈沖循環(huán) 13 2. 破壞起源于高應(yīng)力 、 高應(yīng)變局部 。 應(yīng)力集中處,常常是疲勞破壞的起源。 要研究 細(xì)節(jié)處的應(yīng)力應(yīng)變 。 靜載下的破壞 , 取決于結(jié)構(gòu)整體; 疲勞破壞則由應(yīng)力或應(yīng)變較高的局部開始 ,形成損傷并逐漸累積 , 導(dǎo)致破壞發(fā)生 。 可見 , 局部性 是疲勞的明顯特點 。 因此,要注意細(xì)節(jié)設(shè)計,研究細(xì)節(jié)處的應(yīng)力應(yīng)變,盡可能減小應(yīng)力集中。 14 有 裂紋萌生 擴(kuò)展 斷裂 三個階段。 要研究 疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展的機(jī)理及規(guī)律 。 4. 疲勞是從開始使用到最后破壞的發(fā)展過程。 壽命(過程的長短) 取決于載荷、作用次數(shù)和材料的疲勞抗力。 Ntotal=Ninitiation+Npropagation 要研究 壽命預(yù)測的方法 疲勞研究的 目的 。 15 飛機(jī)輪轂疲勞斷口 1) 有裂紋源、裂紋擴(kuò)展 區(qū)和最后斷裂區(qū)三個 部分。 裂紋源 裂紋擴(kuò)展區(qū) 海灘條帶 最后 斷裂區(qū) 二、 疲勞斷口特征 2) 裂紋擴(kuò)展區(qū)斷面較光 滑,可見 “海灘條帶” , 還有腐蝕痕跡。 高倍電鏡可見 疲勞條紋 (Cr12Ni2WMoV鋼 ) 金屬學(xué)報 ,85) 肉眼 透射電鏡 , 13萬倍 16 3) 裂紋源在高應(yīng)力局部 或材料缺陷處。 飛機(jī)輪轂疲勞斷口 裂紋源 二、 疲勞斷口特征 4)與靜載破壞相比,即
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