1) Fatigue and fracture
疲劳与断裂
1.
This article establish the mechanics model of pendent axis of tube style centrifugal machine, analysis and calculate the fatigue and fracture safety property of pendent axis.
在管式离心机受力分析的基础上 ,建立了管式离心机吊轴的力学计算模型 ,并对吊轴的弯扭组合下的疲劳与断裂安全性作了分析计
2) fatigue fracture
疲劳断裂
1.
Calculating method of reliability on anti fatigue fracture of weld;
焊缝材料抗疲劳断裂的可靠性计算方法
2.
An Analysis on Fatigue Fracture of Oil-Suck-Rod of Non- Quenching and Tempering Steel;
非调质钢抽油杆疲劳断裂的分析
3.
The causes of fatigue fracture of cage in high speed ball bearing;
高速球轴承保持架疲劳断裂原因分析
3) fatigue crack
疲劳断裂
1.
The producing of fatigue cracks and fracture in the ultrafine-grained(UFG) and coarse grained(CG) Cu-0.
6Cr合金的驻留滑移带非常杂乱,超细晶铜铬合金的剪切带沿着ECAP最后一道次剪切面发展,沿着ECAP最后一道次剪切面发展的剪切带在疲劳断裂初期和早期的裂纹增殖中起着决定性作用。
2.
From these responses,the fatigue crack cycle life of road was calculated.
为研究公路车辆对道路的破坏性,采用功能化虚拟样机(Functional Virtual Prototype)技术,基于多体系统动力学理论建立车辆系统的功能化虚拟样机,通过仿真得到车辆对道路的动态作用力;采用有限元方法(FEM)进行道路响应的研究,继而进行道路的疲劳断裂分析。
4) fatigue failure
疲劳断裂
1.
The analysis result indicates that the property of the piston failure is fatigue failure and the failure initiation is the cutting trace on the root face of the U trough.
采用扫描电镜等手段分析了断裂活塞，结果表明活塞断裂的性质属于疲劳断裂。
2.
By analysis of the forces acting on the up and the down roller axles of the pinch roller,the cause of the up roller axle fatigue failure but the down roller axle not was found out and the improvement method was given on condition that the material and making process of the up and the down roller axles were sam
通过对送料机夹送辊上、下辊轴的受力分析，找出了在上、下辊轴材料和加工工艺相同条件下，上辊轴发生疲劳断裂，而下辊轴不发生疲劳断裂的原因，并提出解决措施。
3.
Earlier fatigue failure phenomenon of SOFIM Engine connecting rod bolt is concentrated on in this paper.
针对SOFIM连杆螺栓出现的早期疲劳断裂现象,建立了连杆螺栓的有限元模型,利用ANSYS软件对该连杆螺栓进行了有限元分析,并与疲劳试验结果进行了对比,吻合较好。
5) fatigue rupture
疲劳断裂
1.
By means of optical metallurgical microscope and scanning microscope,we have analyzed rupture reason of the supercharger blade,which showed that the break of the blade is fatigue rupture,the reason of the fatigue rupture is caused by corrosive hole and stress concentration.
结果表明,该叶片断裂是单向疲劳断裂。
2.
The cause, characteristic and type of fatigue rupture occurred in the parts of the compressor were analyzed in this article.
分析探讨压缩机零件疲劳断裂的形貌特征原因和防止措
3.
The invalidation of the harmonic gear drive is mostly the fatigue rupture of the flexspline.
谐波齿轮传动的主要失效形式是柔轮的疲劳断裂,小长径比的柔轮的强度更为薄弱。
6) fatigue break
疲劳断裂
1.
Quick diagnosing of fatigue break of internal combustion engine parts;
内燃机零件疲劳断裂的快速诊断
2.
This paper builds mechanics model of the centre tube containing face crackle of well drill, analyses the break of the centre tube containing face crackle of well drill, inqures into the tendency of fatigue break under subcritical spread stage and obtain the break condition of the centre tube as well as the calculating formulas of entreme size on crackle spread.
建立了立井钻机中心管含有表面裂纹的力学模型 ;分析了立井钻机中心管含有表面裂纹的断裂状况 ;探讨了在亚临界扩展阶段疲劳断裂的发展趋势 ;导出了中心管断裂时的断裂条件及裂纹扩展时极限尺寸的计算公
补充资料：疲劳与断裂
在交变载荷的作用下,结构中裂纹的形成和扩展(稳定扩展和失稳扩展)过程。疲劳主要指裂纹形成的阶段，断裂主要指裂纹扩展的阶段，但是在机理研究和工程分析中两者是紧密联系的，不能截然分开，所以在飞行器结构设计中，疲劳与断裂往往是结合在一起研究的。
疲劳与断裂研究是飞行器结构强度学科中较重要的一个方面。它研究在交变载荷作用下结构中裂纹形成、稳定扩展和失稳扩展的规律，研究带裂纹结构的残余强度，估计结构寿命和研究延长寿命的方法。疲劳与断裂研究包括分析和试验两个方面。
早期，飞行器结构的疲劳问题并不突出，20世纪30年代人们开始对疲劳设计提出一些简单的要求，直到50年代英国"彗星"号喷气旅客机发生重大的机毁人亡事故以后，疲劳与断裂设计才受到人们重视。按传统经验形成和发展而来的各种设计原则，在应用上兼有并列、取代和补充的复杂关系。
安全寿命设计 这是50年代欧洲各国的飞机设计原则。设计准则是：
式中目标寿命指试验寿命或计算寿命，分散系数考虑到疲劳寿命的分散性和误差,对全机或部件的疲劳试验,分散系数一般取4。
飞行器结构疲劳的基本原理与一般机械相同，但由于工作应力水平较高，需采用有限寿命设计，另外结构承受的是比较复杂的变幅载荷（见载荷谱）而不是等幅载荷。对于变幅载荷，可用等幅载荷下的试验结果根据累积损伤理论计算寿命。在疲劳试验中也可用累积损伤理论简化载荷谱。
破损安全设计 这是50～60年代美国的飞机设计原则。考虑到疲劳寿命难以准确确定，主要是在结构中采用多传力途径，要求一条途径破坏后，残余结构还能承受足够的载荷，这一载荷称为破损安全载荷，其数值在强度规范中有相应的规定。破损安全原则常常与安全寿命原则混合使用。
损伤容限设计 70年代美国空军提出的原则。它考虑到意外损伤的可能存在，即从飞行安全出发，为了谨慎，假定新的飞机结构存在初始损伤，其尺寸依据制造厂无损检验能力确定，要求达到足够的检出概率，然后对带裂纹结构进行断裂分析或试验，确定裂纹在变幅载荷下扩展到临界尺寸的周期,由此制定飞机检修周期,即：
式中分散系数考虑到裂纹扩展速率的分散性和误差，比安全寿命的分散系数要小得多,一般可取为2。裂纹的临界尺寸根据结构的残余强度不小于破损安全载荷的原则确定。破损安全载荷由强度规范规定，其数值因裂纹部位检测的难易而异。带裂纹结构的残余强度可用断裂力学方法计算或通过静力试验确定。裂纹扩展的速率通常用最简单的帕里斯公式计算。
在实际飞行器结构设计中，要求结构既有好的耐久性，即延迟开裂的特性，又有好的损伤容限特性，即裂纹缓慢扩展的特性。
疲劳与断裂研究是飞行器结构强度学科中较重要的一个方面。它研究在交变载荷作用下结构中裂纹形成、稳定扩展和失稳扩展的规律，研究带裂纹结构的残余强度，估计结构寿命和研究延长寿命的方法。疲劳与断裂研究包括分析和试验两个方面。
早期，飞行器结构的疲劳问题并不突出，20世纪30年代人们开始对疲劳设计提出一些简单的要求，直到50年代英国"彗星"号喷气旅客机发生重大的机毁人亡事故以后，疲劳与断裂设计才受到人们重视。按传统经验形成和发展而来的各种设计原则，在应用上兼有并列、取代和补充的复杂关系。
安全寿命设计 这是50年代欧洲各国的飞机设计原则。设计准则是：
式中目标寿命指试验寿命或计算寿命，分散系数考虑到疲劳寿命的分散性和误差,对全机或部件的疲劳试验,分散系数一般取4。
飞行器结构疲劳的基本原理与一般机械相同，但由于工作应力水平较高，需采用有限寿命设计，另外结构承受的是比较复杂的变幅载荷（见载荷谱）而不是等幅载荷。对于变幅载荷，可用等幅载荷下的试验结果根据累积损伤理论计算寿命。在疲劳试验中也可用累积损伤理论简化载荷谱。
破损安全设计 这是50～60年代美国的飞机设计原则。考虑到疲劳寿命难以准确确定，主要是在结构中采用多传力途径，要求一条途径破坏后，残余结构还能承受足够的载荷，这一载荷称为破损安全载荷，其数值在强度规范中有相应的规定。破损安全原则常常与安全寿命原则混合使用。
损伤容限设计 70年代美国空军提出的原则。它考虑到意外损伤的可能存在，即从飞行安全出发，为了谨慎，假定新的飞机结构存在初始损伤，其尺寸依据制造厂无损检验能力确定，要求达到足够的检出概率，然后对带裂纹结构进行断裂分析或试验，确定裂纹在变幅载荷下扩展到临界尺寸的周期,由此制定飞机检修周期,即：
式中分散系数考虑到裂纹扩展速率的分散性和误差，比安全寿命的分散系数要小得多,一般可取为2。裂纹的临界尺寸根据结构的残余强度不小于破损安全载荷的原则确定。破损安全载荷由强度规范规定，其数值因裂纹部位检测的难易而异。带裂纹结构的残余强度可用断裂力学方法计算或通过静力试验确定。裂纹扩展的速率通常用最简单的帕里斯公式计算。
在实际飞行器结构设计中，要求结构既有好的耐久性，即延迟开裂的特性，又有好的损伤容限特性，即裂纹缓慢扩展的特性。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条