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361.
激光快速成形镍基高温合金研究 总被引:18,自引:1,他引:18
在单道熔覆及薄壁墙试样制备的基础上 ,大致确定出Rene′95激光快速成形时的工艺参数和每层沉积高度 ,根据此高度对零件的CAD模型进行分层切片处理 ,生成二维平面信息 ,经过数据后处理并加入加工参数 ,生成数控信息输入成形系统 ,控制成形系统的沉积过程顺序完成各层的成形制造 ,直至加工出与CAD模型相一致的具有复杂外形的致密的金属零件。成形所用激光功率 16 0 0W ,扫描速度 3mm/s ,送粉速率 6 2g/min ,载气流量 0 3m3 /h ,所制零件总高 112mm(共沉积 380层 ) ,壁厚约 3mm ,每层沉积高度为 0 3mm ,零件具有良好的外形和尺寸精度。结果表明 :激光快速成形Rene′95镍基合金组织致密 ,成分均匀 ,沿成型高度方向具有定向凝固组织特征 ,具有较高的力学性能 但由于成型时存在很高的残余应力 ,容易导致开裂 ,通过基板预热可减缓应力。 相似文献
362.
Ni3Al基IC6高温合金工程应用研究 总被引:8,自引:0,他引:8
IC6合金是在"863"计划支持下,由北京航空材料研究院研制成功的一种定向凝固Ni3Al基高温合金.选用该合金试制某新型航空发动机整体定向凝固Ⅱ级导向器叶片.由于该叶片尺寸大、形状复杂,给铸造工艺带来很大难度.经过合理设计浇注系统,实现了定向柱晶从叶身向缘板平滑过渡弯晶生长,有效地消除了叶身和缘板转接处的晶界裂纹,使叶片的毛坯合格率由原来的5%攀升到62%,超过了"863"计划规定的50%的指标.在此基础上,对Ⅱ级导向器叶片的铸造工艺稳定性,真空热处理工艺,叶片表面防护涂层工艺,返回料的应用进行了系统的工程应用研究.该叶片已通过技术鉴定,转入批生产,目前已生产65台叶片,在使用中工作正常,没有出现任何材料质量问题. 相似文献
363.
为弥补环境引起的超磁致伸缩材料的不可控变形,将超磁致伸缩致动器置于弹性阻尼基座上,计算此时输出端和底座的稳态响应.将系统简化为两自由度线性系统,建立了系统的振动微分方程,计算其固有角频率,并通过简谐激励输入分析了系统的幅频特性.输入不同幅值和频率的简谐电流,通过实验得到输出端和底座的位移;根据实验结果计算了模型的相对误差,并对比模型和实验的绝对误差.计算结果表明:模型与实验结果的相对误差不超过9%,绝对误差不超过0.01mm,由此验证了模型的准确性. 相似文献
364.
365.
由低精度光纤陀螺(Fiber Optical Gyroscope,FOG)组成的寻北仪具有结构简单、成本低的优点,但易受地磁和车上复杂外部环境的影响.针对低精度FOG存在地磁零位,寻北仪对外部晃动敏感的缺陷,通过对陀螺进行地磁零位补偿保证陀螺零偏稳定性,在此基础上提出了基于惯性系的双位置寻北算法.算法分别在两个对位进行惯性系寻北,利用双位置对消原理获得不受陀螺固定零偏影响的方位角并完成水平陀螺固定零偏的估计.实验结果表明,陀螺零偏稳定性0.15(°)/h,加速度计零偏稳定性150μg的惯性器件精度下,车上寻北误差1倍标准差小于4.5mil、极差小于10mil、对准时间小于5min.与传统双位置算法相比,所提算法在晃动基座条件下具有对准精度高,环境适应性强的优点. 相似文献
366.
367.
368.
董子龙 《中国民航飞行学院学报》2013,(1):50-52
航空活塞发动机由于结构复杂,工作条件恶劣,在使用中必然遇到各种各样的故障,而磨损故障是航空活塞发动机最常见的故障形式。因此,本文主要针对目前通用航空中还普遍使用的小型活塞发动机的磨损故障,建立一个具有特定问题域的专家系统。 相似文献
369.
370.
底部排气法的减阻特性及在超声速导弹上的应用 总被引:4,自引:0,他引:4
采用数值模拟试验的方法较为系统地研究了底部排气减阻中气流的排出方式、流量消耗率、排气孔孔径和排气孔的收敛或扩张角等因素对底部阻力的影响,并将排气减阻的贡献分解为排气冲量和底部压强两部分进行了分析。本文首次将底部排气法应用于导弹上,结合一种具有常规气动布局的超声速导弹进行了底部排气方案设计,采用一种“底窝器”来提高进气道整流罩的底部压强,并进行了风洞实验验证。数值模拟发现,研究范围内流量消耗率的增加、排气孔位置的外移、开孔数目的增加以及开孔率的增加均能明显改善其减阻效果,但其各自的机理不同。前者主要依靠排气冲量的增加,而后三者则主要提高底部压强。风洞实验结果表明,“底窝器”能够明显降低全弹阻力系数,使全弹阻力系数下降2%~3%。 相似文献