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101.
叶轮疲劳寿命是影响风扇寿命的关键因素,鉴于风扇叶轮低循环疲劳试验周期长、成本高,在叶轮结构前期设计时,对某型叶轮低循环疲劳寿命进行数值分析,根据仿真分析结果初步预估叶轮寿命,给后期的叶轮疲劳寿命试验提供一定参考依据。仿真主要通过对风扇流场、叶轮强度、疲劳及叶轮模态进行分析,得出风扇流场和结构气动载荷下分布云图、叶轮离心、气动、离心气动耦合载荷下应力云图及叶轮前六阶模态云图。结果表明:离心叶轮工作时受到主要载荷为高速旋转时离心载荷,气动载荷对叶轮结构的影响相对较小;在离心气动载荷耦合的情况下,叶轮在19 955 r/min工作转速下的vonMises等效应力及最大应力为21.25 MPa,远小于叶轮结构材料2A70 T6屈服强度204 MPa和疲劳强度102.6 MPa,评估出叶轮结构在整个寿命期内不会发生屈服失效、疲劳失效,能够满足60 000次低周循环疲劳寿命的要求。在静态分析基础上探讨了不同转速下叶轮的动态特性,并绘制叶轮模态特性随转速变化的Campbell图,给出共振风险点,为后续综合考虑动态、静态特性对叶轮疲劳寿命影响奠定基础。 相似文献
102.
超高强度钢中二次硬化现象研究 总被引:10,自引:0,他引:10
评述了超高强度钢中二次硬化现象的基本特征,M2C析出热力学、晶体学、动力学和机理等研究现状。研究证明,在位错上单独形核、共格沉淀的介稳定相M2C是一种可用的强化相。M2C比其他稳定碳化物具有更高形核驱动力和聚集抗力,Co提高这一驱动力和形核率。Mo有效增加M2C点阵参数和聚集抗力。 相似文献
103.
104.
采用不同应变速率(0.0001~0.1s-1)下单轴拉伸实验对 GH39合金应变硬化行为与断口特征进行了研究。结果表明:应变硬化指数在不同应变量下表现出多重性,真应力应变不完全遵循 Hollomon 对数线性关系。塑性变形开始阶段,应变硬化指数n为恒定;真应变ε在0.014~0.13,n随着应变的增加而增加,在此过程由于形成大量形变孪晶,孪晶与位错相互作用,硬化能力增强;随着应变速率的提高,材料的应变硬化指数略下降;在低应变速率时段合金的拉伸断口为延性断裂,随着应变速率的增加从韧窝状延性断裂向半解理断裂过渡。 相似文献
105.
在长时高温服役环境下,热障涂层(TBCs)会在内部的陶瓷层(TC)和粘结层(BC)之间生成由Al2O3层和混合性氧化物层(MO)组成的双层热生长氧化物(TGO)。其中,后期生成的MO 由于其疏松多孔、脆性大等特点,极易造成涂层内微裂纹的形成和扩展,导致涂层的过早剥落。因此,依据双层TGO 生长的扩散—氧化模型,在考虑材料非线性变形行为的基础上,运用生死单元法模拟TBCs 内双层TGO 异向生长下涂层界面的失效与应力演化过程。结果表明:MO 的生长会大幅度提升涂层界面的拉伸应力水平,易导致MO/TC 界面在高温阶段波峰区域和冷却阶段斜坡中心区域发生破坏及失效;MO/TC 界面的失效会引起BC 层波峰处更高的拉伸应力,促进冷却阶段Al2O3/BC 界面从波峰向波谷处的破坏;MO/TC 界面失效后,hAl2 O3 /hMO 的增加会加速Al2O3/BC 界面的破坏。 相似文献
106.
107.
基于板料成形深冲过程的数值模拟,研究了不同的各向异性屈服准则(Hill1948,Barlat YLD91和CMTP)对铝合金板深冲成形过程起皱预测的影响,并对模拟结果进行了比较,结果表明:采用不同屈服准则模拟的应力和应变分布有所不同,采用CMTP和Balart YLD91屈服准则比Hill1948屈服准则预测的要高。 相似文献
108.
概述了超高速碰撞对空间飞行器的破坏效应,简述了防护超高速碰撞的薄板屏蔽方法。从冲击波传播规律出发,阐述了抗超高速碰掸破坏的防护材料的理论设计方法,提出了防护材料的基本结构模型。 相似文献
109.
对于环板的塑性极限分析,通常应用最大弯矩极限条件,本文应用Mises屈服条件求固支环板在均布荷载作用下的极限荷载。考虑到Mises屈服条件的非线性,文中采用加权余量法进行分析。根据环板屈服时弯矩的边界条件和平衡方程,选取合适的试函数,并用加权余量法中的子域法进行求解,给出极限荷载的计算公式与数值结果,并与Tresca屈服条件的数值结果进行了比较。 相似文献
110.
谢峰%张凌云%厉克勤 《宇航材料工艺》2000,30(4):58-61
采用MK-200全位置焊管机焊接小直径薄壁铝合金导管,必须解决好焊缝的表面成形和内部气孔问题。分析了气孔产生的原因,并提出了抑制气孔的措施。大量试验表明,采用加填充环和背保护气加压的方法可改善焊缝成形;通过严格的焊前清理、合理的参数设置等抑制气孔的工艺措施可获得理想的气孔合格率。 相似文献