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991.
基于主成分分析的镍基单晶高温疲劳寿命模型 总被引:2,自引:2,他引:0
采用滑移平面作为临界平面,并以滑移平面上的细观参量作为损伤参量研究材料损伤行为能很好地体现镍基单晶破坏的物理机制.滑移平面上细观参量通过本构模型相互联系,存在较强的多重共线性,导致寿命建模时难以得到合理稳定的材料常数.为此,引入主成分分析方法消除初始细观参量间的多重共线性影响,确定了临界平面主导损伤因子,并基于主导损伤因子建立了寿命模型.对比直接采用初始细观参量建立的寿命模型,该模型形式更为简单,材料常数稳定、合理,反映了细观参量对镍基单晶损伤影响的量化特征.采用760℃与980℃下DD6高温疲劳试验结果对寿命模型进行验证,试验寿命基本落在预测寿命的3倍分散带内. 相似文献
992.
应力强度因子变程相关的FGH97蠕变-疲劳裂纹扩展主导因素 总被引:1,自引:0,他引:1
利用扫描电镜对FGH97试件在750℃,应力比为0.05,不同保载时间和应力强度因子变程处的断口微观特征进行了观察,发现保载时间为90s时,随着应力强度因子变程提高,疲劳条带特征逐渐消失,可忽略疲劳载荷作用的应力强度因子变程值位于中等水平处;保载时间为450s和1500s时可忽略疲劳载荷作用的应力强度因子变程值更低.基于包含蠕变-疲劳交互项的3项式模型,引入时间相关和循环相关分量对蠕变-疲劳裂纹扩展试验数据进行了分析,发现不同保载时间下,时间相关分量与循环相关分量对总的裂纹扩展速率的贡献量与应力强度因子变程水平有关.基于分析结果,给出了时间相关裂纹扩展速率描述模型,并讨论了不同保载时间下影响裂纹扩展主导因素的应力强度因子变程值. 相似文献
993.
从国内外飞机发动机的选材角度出发,论述了航空发动机60年代到90年代以来及走向新世纪高推重比航空发动机的选材趋势。 相似文献
994.
KurtP.Rohrbach 《宇航材料工艺》2005,35(1):61-62
高温合金通常指在260-1205℃内具有强度、耐环境性能并具稳定性的材料。过去35年来,现代高温合金的化学成分变化很小,新型合金出现的很少;但是,现有合金性能却大为改进。合金性能的近期改进主要是通过改善生产加工工艺而取得。 相似文献
995.
996.
997.
分析了某型航空发动机用特种TC4钛合金离心叶轮锻件组织、性能的检查和试验结果 ;依据锻件心部超声波杂波水平和其他检测结果判断锻件是否合格。 相似文献
998.
分析了工业链条锅炉前拱结构存在的缺陷,采用新工艺替代原设计,对耐火混凝土配方进行改进,使锅炉运行安全经济性得到提高。 相似文献
999.
根据高温合金的切削性能,确定刀具结构、刀具角度、刀具材料和切削用量。通过多次实验建立高温合金切削力经验公式,并与切45~#钢的经验公式对比,证明商温合金的切削力比切45~#钢大43%左右。 相似文献
1000.
本文通过对复合材料高温下的力学性能变化规律的分析,研究了从高温力学性能变化评价复合材料耐热性的问题。 相似文献