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991.
针对DD6单晶合金涡轮叶片在试车一定时数后发生的排气窗裂纹故障,通过裂纹特征观察、断口形貌对比、金相组织检查、化学成分分析和微裂纹模拟试验等方法,进行裂纹性质及产生机理的研究。结果表明:叶片排气窗裂纹性质为疲劳裂纹,起源于间隔墙转接部位再结晶晶界处的微裂纹;试车时振动应力的作用使微裂纹扩展;间隔墙部位的再结晶晶粒在试车前已经存在,与过大的铸造残余应力有关,再结晶检验时腐蚀液侵蚀再结晶晶界形成微裂纹;在叶片铸造时,型芯强度对间隔墙再结晶有明显影响,型芯的强度越高,产生再结晶的几率越大。 相似文献
992.
针对航空发动机热端部件涡轮盘榫连接结构微动疲劳现象展开研究,开展了ZSGH4169镍基高温合金榫连接结构在不同温度和不同载荷下的微动疲劳试验。试验发现:在不同工况下,微动疲劳裂纹均产生在榫槽接触区的下缘,且两侧均有裂纹产生。榫连接结构微动疲劳寿命随着试验温度的升高,微动疲劳寿命显著降低;随着载荷的增加,微动疲劳寿命显著降低。温度和载荷都会对滑移幅值产生影响,且微动疲劳寿命随着滑移幅值的增加而降低。使用包含微动疲劳参数的高温微动疲劳寿命预测模型来对ZSGH4169微动疲劳试验进行验证,预测寿命均在2倍误差带内。 相似文献
993.
994.
为了分析几何特征和载荷因素对几何复杂结构疲劳寿命预测的影响,给出了结构损伤区的定义方法,通过引入几何特征因子和疲劳权函数表征几何特征对疲劳寿命的影响,定义了载荷敏感性因数表征载荷因素对疲劳寿命的影响,以临界距离理论为基础,结合有限元分析、Origin函数拟合及Matlab程序等多种工具,发展了一种考虑结构几何特征与载荷敏感性的缺口疲劳寿命预测模型,并将该模型用于TC4、GH901和DZ125合金的缺口试样低循环疲劳寿命预测,结果表明:对于不同几何特征、不同载荷大小和不同材料等多种情况,寿命的预测值与试验值基本在2倍分散带之内,预测精度较为理想且高于多种现有其他方法,验证了该预测模型具有可行性和优越性。 相似文献
995.
随机取向短纤维增强SMC复合材料疲劳损伤模型 总被引:1,自引:0,他引:1
讨论了复合材料疲劳损伤的数学描述方法,引用等效模量随疲劳过程的降低作为损伤的度量,借助于连续介质损伤力学CDM,建立起损伤速率与循环次数之间的幂函数关系。试验发现,疲劳损伤的演变可分为3个阶段,而在一定的应力水平下,稳定扩展的第2阶段占据主导地位,为从理论上预测疲劳寿命成为可能。 相似文献
996.
Rene‘95粉末合金喷丸强化研究 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了Rene’95热等静压粉末高温合金喷丸后的残余应力场、组织结构、密度及其与高温疲劳性能间的关系。结果指出,喷丸引起表面形变层内的上述变化,能够有效地提高粉末合金高温下的高周和低周疲劳性能。 相似文献
997.
998.
为满足配装某型飞机的发动机在外场使用的需要,利用传统安全寿命法对航空发动机轮盘进行了低循环疲劳试验.通过有限元方法计算轮盘在发动机工作条件下的应力状态,结合失效分析,确定了轮盘的关键部位和相应的标准循环.针对该轮盘的应力状态受轴向力影响大的特点,运用类比法确定了试验参数,设计的试验装置实现了在旋转条件下对轮盘施加轴向力.研究表明:轮盘关键部位的确定不仅与应力水平有关,还与结构和失效模式有关.试验设计须考虑轴向力对轮盘应力状态产生的影响.试验装置通过调节油量控制轴向力,可同时满足不同试验参数的新盘和外场使用盘的需要. 相似文献
999.
TC17钛合金高温超高周疲劳实验 总被引:1,自引:1,他引:1
自主研发了高温超声疲劳(20kHz)实验系统,并完成了TC17钛合金在室温、200℃和350℃条件下的疲劳性能实验研究.结果表明:TC17钛合金的动态弹性模量随温度升高呈线性减小.S-N曲线在室温下呈直线下降趋势,但在200℃和350℃条件下,S-N曲线在疲劳寿命为107周次处出现明显的拐点.断口分析表明疲劳裂纹萌生于试件表面或次表面,没有发现裂纹萌生于内部的情形,TC17钛合金的裂纹萌生可不依赖于试件内部的夹杂物或缺陷.高温不仅促进了裂纹的萌生还促进了裂纹的扩展. 相似文献
1000.
为了将表面加工状态引入零构件概率寿命分析中,提出并建立了考虑表面加工缺陷的轮盘疲劳寿命分析方法。将孔的表面加工缺陷简化为表面裂纹和/或角裂纹,导出裂纹深度密度函数;借助裂纹应力强度因子经验公式及有限元分析,提出轮盘孔边裂纹应力强度因子计算的推广经验公式方法。建立了3种考虑表面缺陷尺度分布时轮盘概率寿命计算方法。以钛合金盘为例,在获得的表面缺陷分布条件下,计算了给定寿命的轮盘疲劳寿命失效概率及故障率。仿真结果表明:采用该方法可以将表面加工缺陷对疲劳寿命的影响引入构件寿命评估体系。 相似文献