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71.
基于镦头不均匀变形的压铆力建模 总被引:1,自引:0,他引:1
压铆力是影响铆接质量的重要参数,其数值的确定主要依赖于经验或简化的理论模型,且不考虑镦头鼓形部分的影响,因而误差较大。依据铆钉材料在压铆过程中的流动趋势,将压铆过程划分为4个阶段,并确定了最大压铆力出现的位置。基于厚壁筒受压进入塑性状态的极限应力分析,建立了镦头不均匀变形的压铆力计算模型,结合体积不变假设得到了镦头圆环部分尺寸,用于压铆力的求解。最后以直径4 mm和5 mm的平锥头铆钉压铆为例,利用ABAQUS软件和G86型钻铆机分别进行数值模拟与压铆实验,对相同压铆力作用下的镦头尺寸进行对比。结果表明,模拟和实验得到的镦头尺寸与理论相比,差别均小于5%,表明该压铆力计算模型具有有效性。 相似文献
72.
73.
研制了一款中温透波自黏性树脂,对树脂的凝胶时间、流变性能等进行了测试,使用该树脂制备了中温透波自黏性玻璃纤维织物及石英纤维织物预浸料,对预浸料的物理性能进行了表征测试。研究了复合材料层合板的耐热性、力学性能和介电性能,结果表明复合材料玻璃化转变温度达148℃,具有优良的力学性能和介电性能,且在93℃时具有较高的力学性能保持率,满足使用要求。进行预浸料和蜂窝胶接,测试了试验件的剥离强度,结果表明滚筒剥离强度≥50N.mm/mm,树脂预浸料自黏性较好,夹层结构的滚筒剥离强度高,满足应用指标要求。与民机用典型进口预浸料体系CYCOM■7701/7781对比,两种复合材料室温干态及93℃干态层间剪切性能相当,ACTECH■1210/2221在耐热性与介电性能方面更具优势。 相似文献
74.
75.
采用机械研磨的方法制备氧化石墨烯(GO)改性环氧树脂(GH81),利用光学显微镜对GO在环氧树脂(H81)中的分散情况进行分析,通过流变仪和差示扫描量热仪对H81和GH81的热熔行为和固化行为进行表征。结果表明:GO均匀分散在基体树脂中,GO的加入不影响基体树脂的熔融黏度和固化条件;以GH81为基体树脂的碳纤维复合材料GH81-300的0°方向拉伸强度、弯曲强度和压缩强度分别为2270 MPa、2239 MPa和1529 MPa,分别较未添加GO时提高了6.4%、7.2%和7.1%。 相似文献
76.
面向适航要求的涡轮发动机限寿件概率失效风险评估方法 总被引:1,自引:2,他引:1
为了满足适航规章关于民用航空涡轮发动机限寿件的要求,通过综合分区概率统计、应力-强度干涉理论、线弹性断裂力学等方法建立了限寿件失效的概率风险评估数学模型,确定了模型的数值解法,开发了计算程序,并结合咨询通告中所提供的校准算例完成了模型的验证工作.评估结果表明,寿命期内不进行无损探伤检查和在10000循环进行一次检查的限寿件示例失效风险分别为1.45×10-9次/飞行循环和1.0×10-9次/飞行循环,完全符合校准算例,表明了评估方法能够反映适航规章关于限寿件失效风险分析的要求. 相似文献
77.
78.
对《航空发动机适航规定》(CCAR33-R2)新增条款CCAR33.64(静承压件)进行解读与分析,结合试验设计法、数值模拟法开展针对航空发动机静承压件适航条款的符合性验证方法和验证流程的研究.提出针对CCAR33.64的符合性验证流程,并以某型航空发动机低压涡轮后机匣的模型为例进行验证.选取机匣的最大工作压力和1.1倍最大工作压力分别作为加载条件进行数值模拟,得出最大等效应力分别为453MPa和534MPa,最大机匣变形分别为0.366mm和0.432mm,不会出现永久变形或机匣破裂的情况,满足适航要求.验证了该流程的适航符合性,为制定航空发动机静承压件适航指南提供参考依据. 相似文献
79.
考察了高韧性预浸料用环氧树脂体系黏度对预浸料加工工艺的影响,探讨了涂膜和预浸复合工艺参数对预浸料质量的影响,采用热熔法工艺成功制备了高柔性低面密度预浸料。评价了预浸料的质量参数,单层厚度达到(25±5)μm,具有优良的粘结性和铺覆性。力学性能测试结果表明,相对于常规厚度预浸料,高柔性低面密度预浸料复合材料的层间断裂韧性、层剪强度和弯曲强度分别提高了19%、27.7%和15.3%。微观形貌观察表明高柔性低面密度预浸料制备的复合材料具有较好的界面结合强度。 相似文献
80.
针对开发薄壁件多点柔性工装系统的需求,研究薄壁件多点柔性铣削加工中的变形问题,运用有限元软件ABAQUS对零件的实际加工过程进行模拟仿真.多点柔性工装系统采用布局,分析吸盘边距和吸盘真空度对薄壁件加工变形的影响.通过改变A、B、C三组吸盘的真空度建立三因素四水平正交试验,总结出A、B、C三组吸盘分别调整真空度至-0.5bar、-0.8bar、-0.5bar能够获得更小的平均变形量,对多点柔性工装系统控制薄壁件的加工变形方面给出了建议. 相似文献