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841.
激光冲击叶片榫头变形控制与疲劳试验 总被引:1,自引:0,他引:1
针对某航空发动机涡轮叶片榫头部位疲劳断裂故障,利用激光诱导高压冲击波对榫头部位进行冲击强化,提高其抗疲劳性能。在试验测试激光冲击GH4133B镍基高温合金材料残余应力场的基础上,确定了叶片材料激光冲击工艺参数;根据榫齿面转接R区结构特征,设计了不等强度分布冲击方式,保证强化区域残余应力均匀、过渡分布,防止出现应力突变。由于榫头结构不均匀,高压冲击波引起的塑性流动使叶片发生宏观变形,采用数值仿真方法分析了激光冲击后叶片榫头宏观变形规律和机理。在此基础上提出了激光冲击叶片榫头变形控制的方法,并设计了榫头结合面冲击区域和方式,保证叶片榫头两侧对应区域的激光能量输入基本相当,通过结合面的塑性流动来减小叶片榫头宏观变形。冲击处理后的叶片榫头表面粗糙度、滚棒尺寸和平面度等均满足技术要求。并分析了激光冲击强化提高叶片高温疲劳寿命的原因。疲劳试验结果表明:激光冲击强化可提高叶片榫头部位的高温高低周复合疲劳寿命提高了279%。 相似文献
842.
Quality and robustness of grid deformation is of the most importance in the field of aircraft design, and grid in high quality is essential for improving the precision of numerical simulation. In order to maintain the orthogonality of deformed grid, the displacement of grid points is divided into rotational and translational parts in this paper, and inverse distance weighted interpolation is used to transfer the changing location from boundary grid to the spatial grid. Moreover, the deformation of rotational part is implemented in combination with the exponential space mapping that improves the certainty and stability of quaternion interpolation. Furthermore, the new grid deformation technique named ‘‘layering blend deformation' is built based on the basic quaternion technique, which combines the layering arithmetic with transfinite interpolation(TFI) technique. Then the proposed technique is applied in the movement of airfoil, parametric modeling, and the deformation of complex configuration, in which the robustness of grid quality is tested. The results show that the new method has the capacity to deal with the problems with large deformation, and the ‘‘layering blend deformation' improves the efficiency and quality of the basic quaternion deformation method significantly. 相似文献
843.
某型飞机机体结构蒙皮零件大量采用厚度为δ0.5~0.6mm的超薄铝合金材料。本文从该机型研制到批生产,对蒙皮构件超薄材料的成形加工、材料的热处理、铆接装配、材料及零件的搬运等方面存在的问题,从材料的成形工艺技术和质量控制等方面提出一些探讨性的建议和措施。 相似文献
844.
单向碳纤维复合材料直角自由切削力的研究 总被引:2,自引:0,他引:2
以单向碳纤维复合材料(UCFRP)直角自由切削为研究对象,给出了纤维方向角0°~90°范围内的水平和垂直两方向切削力的理论计算方法。基于切削实验观察,发现在小切削厚度下,刀具刃口半径的作用应当考虑到切削力的计算中去。将切削区分为3个变形区分别计算切削力,总的切削力即为此3个变形区切削力之代数和。计算方法中考虑了刀具前角、刀具刃口半径、切削厚度、材料力学性能等多方面实际因素,发现纤维方向角、刀具前角、切削厚度等因素均对切削力的变化有较明显的影响。经计算值与实验数据对比,发现两者间有较好的一致性。 相似文献
845.
分析了厚度小于1mm高温合金冷轧板材零件的机械加工工艺设计和试制加工。为了保证零件平行度和花边、孔位王度,必须控制零件翘曲,解决零件刚性极差的加工问题。 相似文献
846.
847.
848.
Transient aeroelastic responses and flutter analysis of a variable-span wing during the morphing process 总被引:1,自引:0,他引:1
To investigate the transient aeroelastic responses and flutter characteristics of a variablespan wing during the morphing process,a novel frst-order state-space aeroelastic model is proposed.The time-varying structural model of the morphing wing is established based on the Euler-Bernoulli beam theory with time-dependent boundary conditions.A nondimensionalization method is used to translate the time-dependent boundary conditions to be time-independent.The time-domain aerodynamic forces are calculated by the reduced-order unsteady vortex lattice method.The morphing parameters,i.e.,wing span length and morphing speed,are of particular interest for understanding the fundamental aeroelastic behavior of variable-span wings.A test case is proposed and numerical results indicate that the flutter characteristics are sensitive to both of the two morphing parameters.It could be noticed that the aeroelastic characteristics during the wing extracting process are more serious than those during the extending process at the same morphing speed by transient aeroelastic response analysis.In addition,a faster morphing process can get better aeroelastic performance while the mechanism comlexity will arise. 相似文献
849.
850.
在Gleeble-3500热模拟试验机上对粉末冶金TiAl合金进行热压缩试验,变形温度为1050~1200℃,,应变率0.001~0.1 s-1,工程应变量为50%,研究其在高温压缩变形中的流变应力行为。研究结果表明:在实验范围内,粉末冶金TiAl合金在热压缩变形过程中发生了明显的动态再结晶,其流变应力随应变速率的增大而增大,随变形温度的升高而降低;粉末冶金TiAl合金热压缩变形过程的流变行为可用包含Arrhenius项的Zener-Hollomon参数来描述,所获得的峰值应力表达式为:σ=90.91ln{(Z/1.68×1016)1/2.06+[(Z/1.68×1016)2/2.06+1]1/2},其变形激活能为477.56kJ/mol,经验算该方程可以较好地描述该合金的变形特点。 相似文献