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161.
162.
基于循环弹塑性本构模型(考虑Chaboche随动强化演化律)、应变强化蠕变本构模型和对先进蠕变-疲劳损伤模型的结构拓展,建立了预测航空涡轮盘在循环热-机蠕变-疲劳载荷谱下的蠕变-疲劳行为的数值流程,实现了对某型涡轮盘的蠕变-疲劳寿命的模拟和设计。结果表明:该涡轮盘在4 h巡航的服役过程中蠕变-疲劳损伤危险区主要集中在榫槽底部,靠近榫槽的盘缘和盘体的形状突变区;榫槽端由于温度较高,应力集中程度也高,总损伤最大,呈现蠕变损伤主导的情况;盘心区温度较低主要以疲劳损伤为主;涡轮盘最大损伤随单次飞行的巡航时间而增加,并逐渐从疲劳主导过渡到蠕变主导。论文研究成果可为航空发动机涡轮盘的长寿命、高可靠设计提供重要参考。 相似文献
163.
对不同初始组织形态(铸态、固溶处理态、 T6处理态及挤压态)的Mg-8Gd-2Y-0.5Zr合金在200℃/70 MPa条件下进行100 h蠕变实验,探讨晶粒尺寸、铸态合金中初始第二相、时效析出相(β′相)对合金蠕变性能和蠕变机理的影响。结果表明:在相同蠕变条件下,时效态合金具有最佳的抗蠕变性能,挤压态合金的抗蠕变性能最低,在稳态蠕变阶段固溶态合金的蠕变性能稍高于铸态合金;晶粒尺寸细小是导致挤压态合金抗蠕变性能较低的主要因素;虽然在蠕变初期,铸态合金中初始第二相起到了蠕变强化作用,但晶内析出的大量与基体完全共格的β′相则是时效态合金以及固溶态合金具有较好抗蠕变性能的主要原因。 相似文献
164.
钛型材热拉弯蠕变成形电参数的计算 总被引:1,自引:0,他引:1
杨亚文 《沈阳航空工业学院学报》2002,19(4):10-12
本文介绍钛型材热拉弯蠕变成形的主要质量要求及成形过程中电参数的计算方法,分析热拉弯蠕变成形工艺的技术经济效果。 相似文献
165.
《燃气涡轮试验与研究》2014,(1):23-27
采用有限元方法对GH536带孔平板试样的蠕变响应进行了数值模拟,以圆孔半径为尺寸参数,研究了不同圆孔半径试样的蠕变应力、蠕变应变分布及其随时间的变化。计算结果表明:圆孔半径对应力分布影响显著,圆孔半径越小,最大等效应力越大,最大等效应力随时间的松弛越明显,蠕变引起的应力重新分布越明显;对含局部应力集中部位结构进行持久强度储备和寿命分析时,必须考虑局部应力分布特性的影响。 相似文献
166.
在超塑性变形过程中对Al-6%(重量)Mg合金试样内部空洞的形貌、分布和大小等进行了观察分析,表明截面变形最大的部位,其空洞容积(V)的百分含量及空洞平均半径(r)也最大。空洞对应变速率也很敏感,提高应变速率,V和r值均随之下降。计算表明,空洞扩散成长方式转换至指数定律成长方式的临界空洞半径(r_c)为2.4μm。当r>r_c时,[dr/dε]_p随着r的提高而迅速提高。根据实验结果,提出了超塑性材料对空洞容积百分含量的容忍度概念。并得出该材料在773K、ε=1.67×10_(-4)S_(-1)时的拉伸变形,其容忍度为V_t=18%。 相似文献
167.
先进金属材料的研究,除金属和合金的传统研究外,还含有金属间化合物(合金带有一层有序原子结构)和金属基与金属间基复合物的研究。在它们中间,金属间化合物具有最好的高温性能,而通常应用的高温合金受温度或重量限制。Lewis对铝化铁(FeAl)和铝化镍(NiAl)进行了详细研究,发现近等原子βNiAl具有2980~0F熔点(而常用的高温合金只有2350~0F)、重量轻、抗氧化和合金处理后有强化潜能等优点。它的缺点是室温下延展性差、高温下强度较低。但添加钽后,可以增强NiAl的高温蠕变强度,接近通常高温合金2000~0F时的强度。透 相似文献
168.
由应力松弛试验数据确定松弛模量和蠕变柔量 总被引:5,自引:0,他引:5
用粘弹性有限元法计算药柱应力需要给出推进剂的松弛模量和蠕变柔量的Prong级精有达式,利用应力松弛模量的Prong级数模式,通过最小二乘法对由试验求得的应力松弛模量-时间曲线进行拟合,求出松弛模量的Prong级数中系数和指数,再利用蠕变柔量与松弛模量的关系式,求得蠕变柔量的Prong级数中的系数和指数,以此计算药柱的应力。 相似文献
169.
体积松弛模量与体积蠕变柔量的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
简述了体积松弛模量K(t)与体积蠕变柔量B(t)之间的精确与近似转换关系,提出一种根据实测B(t)诊断K(t)的数值积分算法。通过体积蠕变实验室出一种丁羟固体推进剂B(t)和K(t)的实测与转换计算结果。 相似文献
170.
用应力降落法测定单向PAN基碳纤维T300增加热碳基复合材料在1900-2350℃蠕变内应力σ0,结果及分析表明,对单向C/C复合材料,σ0不是一个材料常数,而是温度T、初始力σs及结构因子S的函数,即σ0=σ0(t,σs,S)。 相似文献