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SiC_(f)/TC17复合材料拉伸性能研究及叶环结构强度分析
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作者 石多奇 郝文琦 +4 位作者 刘长奇 黄浩 赵文侠 李佳 杨晓光 《航空动力学报》 北大核心 2025年第7期1-13,共13页
对SiC_(f)/TC17复合材料开展室/高温纵向拉伸试验,研究不同温度的拉伸性能,通过断口形貌分析阐释断裂机制,建立本构模型描述其拉伸行为。结果表明:SiC_(f)/TC17的断裂强度随着温度升高而降低,同时应力应变曲线的非线性段增加;室温(25℃... 对SiC_(f)/TC17复合材料开展室/高温纵向拉伸试验,研究不同温度的拉伸性能,通过断口形貌分析阐释断裂机制,建立本构模型描述其拉伸行为。结果表明:SiC_(f)/TC17的断裂强度随着温度升高而降低,同时应力应变曲线的非线性段增加;室温(25℃)的断裂机制主要是反应层断裂和纤维随机断裂,而高温下出现大规模的纤维拔出与界面脱黏、基体韧性断裂和多纤维断裂;不同强度预测模型的结果表明:25℃下材料的断裂模式以局部承担载荷为主,而高温更符合全局承担模型;所提出的耦合纤维累积损伤的本构模型很好地模拟了25℃和450℃的应力应变曲线。最后基于试验所得拉伸性能,开展了叶环结构的应力应变分析和静强度校核,在典型服役温度下,叶环结构具有较高的强度储备系数。 展开更多
关键词 钛基复合材料 SIC纤维 拉伸性能 断裂机理 本构建模 叶环 强度分析
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基于熵产的高温裂纹扩展热力学损伤研究
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作者 丁水汀 左亮亮 +3 位作者 李果 李振磊 夏舒洋 包绍宸 《航空动力学报》 北大核心 2025年第2期190-200,共11页
为研究873 K下镍基高温合金GH4169裂纹扩展过程的热力学损伤响应,基于热力学理论提出了含裂纹试样的热力学熵产计算方法。开展了裂纹扩展有限元仿真,并针对含裂纹试样提出了热力学系统的定义方法。分析了应力幅值对循环熵产率(CEGR)和... 为研究873 K下镍基高温合金GH4169裂纹扩展过程的热力学损伤响应,基于热力学理论提出了含裂纹试样的热力学熵产计算方法。开展了裂纹扩展有限元仿真,并针对含裂纹试样提出了热力学系统的定义方法。分析了应力幅值对循环熵产率(CEGR)和累积熵产的影响规律,将累积熵产与疲劳断裂熵(FFE)的比值定义为热力学系统的热力学损伤,探究了归一化疲劳寿命与热力学损伤的关系。结果表明:热力学系统应始终将裂纹和裂纹尖端塑性区域包含在内;当应力幅值不变,不同循环数时热力学系统的循环熵产率并非恒定值,应力幅值越小,循环熵产率的分散性越大;疲劳断裂熵与应力幅值之间存在近似二次函数关系;热力学系统的归一化剩余寿命随热力学损伤的累积呈现指数衰减。 展开更多
关键词 裂纹扩展 热力学熵产 热力学损伤 热力学系统 循环熵产率 疲劳断裂熵
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基于有限元仿真的航空发动机涡轮盘疲劳可靠性分析
3
作者 李静 葛会俊 +2 位作者 杨智博 王瑶瑶 方鹏亚 《郑州航空工业管理学院学报》 2025年第5期36-42,共7页
涡轮盘作为航空发动机核心部件之一,在复杂交变载荷下易发生疲劳失效。开展其疲劳寿命可靠性分析,对预防故障、优化设计及保障发动机安全运行兼具理论价值与工程意义。通过逆向建模技术和布尔运算,构建航空发动机低压涡轮盘的三维模型,... 涡轮盘作为航空发动机核心部件之一,在复杂交变载荷下易发生疲劳失效。开展其疲劳寿命可靠性分析,对预防故障、优化设计及保障发动机安全运行兼具理论价值与工程意义。通过逆向建模技术和布尔运算,构建航空发动机低压涡轮盘的三维模型,利用有限元仿真对涡轮盘进行应力应变分析确定其应力集中部位,并基于代理模型对轮心部位展开疲劳寿命可靠性分析。研究结果表明:涡轮盘的应变疲劳寿命概率密度函数呈正态分布,涡轮盘可靠度在0~2500次循环内较高,2500~4000次循环内急剧下降,5000次循环后趋近于零。 展开更多
关键词 涡轮盘 有限元仿真 疲劳寿命 可靠性分析
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喷丸强化对TC4钛合金风扇盘疲劳裂纹扩展行为的影响 被引量:1
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作者 韩雪纯 蔡培 +2 位作者 徐鹤鸣 张屹尚 王卫泽 《表面技术》 北大核心 2025年第13期161-170,共10页
目的研究喷丸强化对航空发动机风扇盘裂纹扩展行为的影响,为后续全尺寸风扇盘旋转疲劳裂纹扩展试验提供数据支持,以延长航空发动机风扇盘的服役寿命。方法考虑某型涡扇航空发动机风扇盘的实际结构及其服役工况,设计并制备含初始缺陷的TC... 目的研究喷丸强化对航空发动机风扇盘裂纹扩展行为的影响,为后续全尺寸风扇盘旋转疲劳裂纹扩展试验提供数据支持,以延长航空发动机风扇盘的服役寿命。方法考虑某型涡扇航空发动机风扇盘的实际结构及其服役工况,设计并制备含初始缺陷的TC4钛合金模拟件,通过开展不同残余应力场下含缺陷模拟件的裂纹扩展试验,获得材料的裂纹萌生和扩展特性。在Paris公式的基础上,考虑了由残余应力引起的裂纹闭合效应,并通过FRANC3D软件构建一种考虑喷丸强化的疲劳裂纹扩展分析方法,预测裂纹的扩展路径和扩展寿命。结果随着喷丸强度的增大,模拟件的表面裂纹萌生寿命逐渐延长,而裂纹扩展寿命却明显降低;采用仿真分析方法成功描述了喷丸强化后“口袋”型裂纹的演化过程,以及裂纹扩展寿命的下降过程,且裂纹扩展预测寿命在试验扩展寿命的两倍分散带内。结论由喷丸处理引起的残余应力,改变了材料近表面的裂纹扩展行为,形成了“口袋”形裂纹,在裂纹形态、外部载荷及残余应力等多重因素的影响下,延长了模拟件裂纹萌生的寿命,缩短了其扩展寿命。 展开更多
关键词 喷丸强化 残余应力 裂纹扩展 TC4钛合金 疲劳寿命
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FGH99合金双性能涡轮盘破裂转速分析与验证
5
作者 秦仕勇 米春虎 +4 位作者 古远兴 胡殿印 黎方娟 胡绪腾 潘容 《航空动力学报》 北大核心 2025年第3期285-294,共10页
考虑不同组织分区材料性能差异影响,基于平均应力法、极限应变法、能量法及塑性失稳法进行了FGH99合金双性能涡轮盘破裂转速分析,并在室温和高温441℃下开展了涡轮盘破裂转速试验,均发生了径向破裂。与试验结果对比表明:平均应力法预测... 考虑不同组织分区材料性能差异影响,基于平均应力法、极限应变法、能量法及塑性失稳法进行了FGH99合金双性能涡轮盘破裂转速分析,并在室温和高温441℃下开展了涡轮盘破裂转速试验,均发生了径向破裂。与试验结果对比表明:平均应力法预测结果偏大,达到了9.42%,破裂模式预测结果不准确,径向破裂转速预测时应考虑修正系数0.80;极限应变法和能量法预测破裂转速与试验结果误差较小,最大为0.98%,且预测的破裂起始位置与试验结果吻合;塑性失稳法准确地预测了破裂模式,且破裂转速最大误差为2.27%。 展开更多
关键词 FGH99 双性能 涡轮盘 破裂转速 平均应力法 能量法 塑性失稳
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位置不确定性对辅助定位气膜孔冷却性能影响
6
作者 刘英实 吕东 +2 位作者 孔星傲 骆宇时 张剑 《航空动力学报》 北大核心 2025年第4期192-201,共10页
提出了一种在涡轮叶片毛坯上预置凸肋和凹坑结构作为打孔定位基准的气膜孔方案。这些结构不仅可以提高气膜冷却性能,而且能够增强抵抗打孔位置偏差诱发冷却性能下降的能力。以圆柱孔作为对比基准,在典型位置度公差约束下,设计了两种孔... 提出了一种在涡轮叶片毛坯上预置凸肋和凹坑结构作为打孔定位基准的气膜孔方案。这些结构不仅可以提高气膜冷却性能,而且能够增强抵抗打孔位置偏差诱发冷却性能下降的能力。以圆柱孔作为对比基准,在典型位置度公差约束下,设计了两种孔型的理论正确和特征偏差位置上的几何模型,构成了研究样本空间,并通过数值仿真方法对比分析了各结构的气膜掺混流动和冷却性能。在理论正确位置上,辅助定位孔出口处的凹坑可诱导主流入侵并增强二次流的贴壁性,使气膜覆盖面积增大到了圆柱孔的2.83倍以上。当打孔产生位置偏差时,辅助定位孔的冷却性能与主流入侵深度正相关,并且展向倾斜偏差反而会引起性能增强。在全部样本空间内,辅助定位孔的冷却性能全面优于圆柱孔,在相同偏差位置上气膜覆盖面积系数增加了0.37~5.77。 展开更多
关键词 涡轮叶片 球坑品肋式气膜孔 打孔辅助定位 位置不确定性 冷却效率
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微动疲劳寿命预测方法研究综述
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作者 李维 杨旭峰 +3 位作者 李坚 艾兴 程昊 曾嘉迅 《南京航空航天大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第4期589-600,共12页
通过调研国内外相关微动疲劳研究文献,首先介绍了微动疲劳的概念和特点,总结了目前微动疲劳损伤机理研究的研究现状,主要包含微动图理论的发展以及微动疲劳微观机理的研究;其次,总结了目前影响微动疲劳寿命预测的主要影响因素,包括相对... 通过调研国内外相关微动疲劳研究文献,首先介绍了微动疲劳的概念和特点,总结了目前微动疲劳损伤机理研究的研究现状,主要包含微动图理论的发展以及微动疲劳微观机理的研究;其次,总结了目前影响微动疲劳寿命预测的主要影响因素,包括相对滑移幅值、接触压力、轴向载荷、摩擦系数、应力梯度以及温度等;最后,全面梳理目前被广泛研究和使用的微动疲劳寿命预测方法,总结了微动疲劳寿命预测的发展趋势及展望。经过梳理发现,考虑磨损-疲劳耦合损伤机制以及基于人工智能的微动疲劳寿命预测方法是目前研究的热点和未来的发展方向。 展开更多
关键词 微动疲劳 寿命预测 表面磨损 磨损-疲劳耦合 人工智能
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轮盘类旋转零件疲劳试验陪试盘的设计
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作者 沈俊辉 沈晨 滕晓飞 《机械制造》 2025年第9期96-100,共5页
关键件寿命控制是航空发动机全生命周期管控的一项重要内容,是确保航空发动机安全使用的前提。对此,需要进行航空发动机关键件低循环疲劳试验,确定航空发动机关键件的寿命。设计了轮盘类旋转零件疲劳试验陪试盘,在初始设计的基础上进行... 关键件寿命控制是航空发动机全生命周期管控的一项重要内容,是确保航空发动机安全使用的前提。对此,需要进行航空发动机关键件低循环疲劳试验,确定航空发动机关键件的寿命。设计了轮盘类旋转零件疲劳试验陪试盘,在初始设计的基础上进行四个设计变量的影响规律分析,进而确定优化结果。 展开更多
关键词 轮盘 旋转零件 疲劳试验 陪试盘 设计
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某双级涡轮性能试验件设计及试验验证
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作者 李婵 付金辉 +2 位作者 陈睿元 冯晨 张怡超 《内燃机与配件》 2025年第6期50-52,共3页
本文以某型发动机双级涡轮为研究对象,基于相似原理开展涡轮性能试验件方案设计,试验时通过测定涡轮进出口截面和级间参数,为涡轮方案提供数据依据。经过对试验结果和数据的详细分析,表明该试验件满足气动、测试、试验等要求,安全可靠,... 本文以某型发动机双级涡轮为研究对象,基于相似原理开展涡轮性能试验件方案设计,试验时通过测定涡轮进出口截面和级间参数,为涡轮方案提供数据依据。经过对试验结果和数据的详细分析,表明该试验件满足气动、测试、试验等要求,安全可靠,为后续涡轮性能试验件的研发与改进提供了参考。 展开更多
关键词 双级涡轮试验件 方案设计 试验验证
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孔挤压强化对GH4169孔结构高温疲劳裂纹扩展行为影响研究 被引量:2
10
作者 毛建兴 咸志帆 +4 位作者 王欣 刘茜 刘海燕 王荣桥 胡殿印 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期184-193,共10页
为探究孔挤压强化对镍基高温合金GH4169孔结构疲劳裂纹扩展行为的影响规律,针对孔挤压强化后螺栓孔特征模拟件开展残余应力松弛及疲劳裂纹扩展试验。结果表明,经热松弛稳定后,孔边依旧可以保持至少400 MPa的残余压应力水平,且孔壁表面... 为探究孔挤压强化对镍基高温合金GH4169孔结构疲劳裂纹扩展行为的影响规律,针对孔挤压强化后螺栓孔特征模拟件开展残余应力松弛及疲劳裂纹扩展试验。结果表明,经热松弛稳定后,孔边依旧可以保持至少400 MPa的残余压应力水平,且孔壁表面残余应力松弛幅度高于内部;孔挤压强化后疲劳裂纹扩展速率降低一个数量级,随着相对挤压量增加,疲劳裂纹扩展速率降低幅度增大,疲劳裂纹扩展寿命增幅为4~22倍。结合有限元仿真及断口分析,孔挤压强化对疲劳裂纹扩展的影响机制可归结为松弛至稳定后的残余压应力抵消部分外载应力,导致有效应力强度因子范围减小,使得疲劳裂纹扩展速率降低。基于该机制,利用残余应力修正的Walker模型对疲劳裂纹扩展寿命进行预测,误差在1.8倍分散带以内。 展开更多
关键词 镍基高温合金 冷挤压 残余应力 疲劳裂纹扩展 应力强度因子
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基于HP滤波和Wiener过程的柱塞泵剩余使用寿命预测 被引量:1
11
作者 高文科 王状状 +2 位作者 张曦文 王圣垚 冀宏 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第7期11-20,共10页
柱塞泵的性能退化主要由关键摩擦副的泄漏加剧所致,通过理论分析关键摩擦副的泄漏量,引入等效间隙的退化率参数和工况因素建立了柱塞泵的总泄漏量计算模型.在考虑测量数据误差的情况下采用HP(Hodrick-Prescott)滤波方法滤除随机噪声,借... 柱塞泵的性能退化主要由关键摩擦副的泄漏加剧所致,通过理论分析关键摩擦副的泄漏量,引入等效间隙的退化率参数和工况因素建立了柱塞泵的总泄漏量计算模型.在考虑测量数据误差的情况下采用HP(Hodrick-Prescott)滤波方法滤除随机噪声,借助柱塞泵总泄漏量计算模型结构,应用Wiener过程构建了滤波后的柱塞泵退化模型,并依此建立了其剩余使用寿命模型.模型分析结果表明:依据HP滤波分解方法所建的退化模型,柱塞泵工作900h失效概率小于1%,而未滤波数据所得失效概率为28%,HP滤波数据更符合实际情况. 展开更多
关键词 轴向柱塞泵 HP滤波分解 WIENER过程 性能退化 剩余使用寿命预测
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基于多层感知机的航空发动机压气机盘应力和温度预测 被引量:2
12
作者 王学民 徐敬沛 何云 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期205-214,共10页
将发动机可测参数作为初始特征,利用人工神经网络技术建立航空发动机压气机盘应力和温度预测的MLP(multilayer perceptron)模型,采用BP(back propagation)神经网络算法进行训练。结果表明:该方法预测结果与传统有限元计算结果吻合较好,... 将发动机可测参数作为初始特征,利用人工神经网络技术建立航空发动机压气机盘应力和温度预测的MLP(multilayer perceptron)模型,采用BP(back propagation)神经网络算法进行训练。结果表明:该方法预测结果与传统有限元计算结果吻合较好,相对偏差均在1%以内,判定系数达到0.95以上,方均根误差均在5以内,且计算速度由小时级提升为分秒级,可为后续工程应用提供依据。 展开更多
关键词 压气机轮盘 神经网络 多层感知机 应力 温度 寿命管理
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航空发动机涡轮盘定寿及可靠性评估方法综述
13
作者 黄帅 高明 +2 位作者 黄敏 高晨竣 关雪飞 《中国民航大学学报》 CAS 2024年第4期1-16,23,共17页
针对中国航空发动机寿命管理发展的迫切需求,本文综述了5种航空发动机涡轮盘定寿方法:预定安全循环寿命定寿法、2/3功能失效定寿法、数据库定寿法、损伤容限定寿法以及因故退役定寿法。首先,从无损检测及在线监测技术、载荷及失效模式... 针对中国航空发动机寿命管理发展的迫切需求,本文综述了5种航空发动机涡轮盘定寿方法:预定安全循环寿命定寿法、2/3功能失效定寿法、数据库定寿法、损伤容限定寿法以及因故退役定寿法。首先,从无损检测及在线监测技术、载荷及失效模式分析技术和先进疲劳寿命预测方法3个方面,系统分析了涡轮盘定寿方法的发展趋势及前景。其次,结合实际工程案例,介绍了基于选定定寿方法的可靠性评估流程、参数确定及其适用条件,并探讨了试验样本数量及不同寿命分布假设对定寿结果的影响。最后,总结了现有研究工作和涡轮盘定寿方法未来的发展趋势,指出中国航空发动机涡轮盘定寿工作应以充分发挥部件的寿命潜力为目标,并基于实际工程需求,结合新型传感器、数字孪生、机器学习等相关先进技术开展,从而进一步提高航空发动机全寿命周期的可靠性和经济性。 展开更多
关键词 航空发动机 涡轮盘 定寿方法 失效率评估 可靠性
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考虑应力梯度的缺口疲劳寿命预测方法 被引量:32
14
作者 王延荣 李宏新 +2 位作者 袁善虎 魏大盛 石亮 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第6期1208-1214,共7页
基于试样缺口根部区域应力分布规律,综合考虑了平均应力、应力梯度及尺寸效应的影响,发展了一种考虑梯度影响的缺口疲劳寿命预测方法.以TC4合金材料含两种形式缺口的试样为例,计算得到了缺口应力梯度影响因子和尺寸效应影响因子,并进行... 基于试样缺口根部区域应力分布规律,综合考虑了平均应力、应力梯度及尺寸效应的影响,发展了一种考虑梯度影响的缺口疲劳寿命预测方法.以TC4合金材料含两种形式缺口的试样为例,计算得到了缺口应力梯度影响因子和尺寸效应影响因子,并进行了疲劳寿命预测.寿命预测结果表明:引入缺口局部平均应力、应力梯度影响因子和尺寸效应影响因子可以较为全面地考虑缺口对试样疲劳寿命的影响,基于所发展的缺口疲劳寿命预测方法给出的TC4合金缺口试样疲劳寿命预测结果在2倍分散带以内. 展开更多
关键词 缺口疲劳 平均应力 应力梯度 尺寸效应 寿命预测
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整体叶盘柔性磨头自适应抛光实现方法 被引量:24
15
作者 段继豪 史耀耀 +1 位作者 李小彪 张军锋 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第5期934-940,共7页
基于整体叶盘使用性能和寿命影响因素分析,以整体叶盘结构与材料特性为依据,结合整体叶盘人工抛光工艺方法,提出了适合整体叶盘表面抛光的自适应柔性磨头实现方案。对实现柔性磨头工作原理和自适应区域进行了分析计算,并对其控制技术进... 基于整体叶盘使用性能和寿命影响因素分析,以整体叶盘结构与材料特性为依据,结合整体叶盘人工抛光工艺方法,提出了适合整体叶盘表面抛光的自适应柔性磨头实现方案。对实现柔性磨头工作原理和自适应区域进行了分析计算,并对其控制技术进行了研究,对柔性抛光方法可行性进行验证,最终实现了整体叶盘自适应柔性抛光。初步抛光实验表明,较之人工抛光方法,柔性磨头自动抛光效率提高50%以上,显著缩短了整体叶盘生产周期,抛光后表面粗糙度达到Ra0.4以内,满足表面一致性、稳定性、型面质量等要求,并且可以减小劳动强度,降低生产成本。 展开更多
关键词 整体叶盘 抛光 自适应 柔性磨头 航空发动机
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整体叶盘制造工艺技术综述 被引量:56
16
作者 史耀耀 段继豪 +1 位作者 张军锋 董婷 《航空制造技术》 北大核心 2012年第3期26-31,共6页
随着整体叶盘在航空发动机上的广泛应用,未来高推重比、涵道比发动机使整体叶盘结构更加复杂,优异的SiC或C/C复合材料等在整体叶盘上的应用,对整体叶盘制造技术提出了更高的挑战,各国都投入大量的人力、物力对整体叶盘制造技术进行研究... 随着整体叶盘在航空发动机上的广泛应用,未来高推重比、涵道比发动机使整体叶盘结构更加复杂,优异的SiC或C/C复合材料等在整体叶盘上的应用,对整体叶盘制造技术提出了更高的挑战,各国都投入大量的人力、物力对整体叶盘制造技术进行研究,寻求低成本、低污染、高效率、高质量的复合制造技术,以满足航空发动机对整体叶盘的需求.整体叶盘是为了满足高性能航空发动机而设计的新型结构件,结构模型如图1所示,其将发动机转子叶片和轮盘形成一体,省去了传统连接中的榫头、榫槽及锁紧装置等,减少结构重量及零件数量,避免榫头气流损失,提高气动效率,使发动机结构大为简化,现已在各国军用和民用航空发动机上得到广泛应用,如EJ200、F119、F414等军用发动机,法国SNECMA公司生产的P.A.T验证核心机以及美国P&W公司生产的基准发动机等民用大流量比发动机. 展开更多
关键词 整体叶盘 发动机 精密锻造 电火花加工 数控铣削 数控电解加工 电脉冲加工 钛合金盘 电子束焊接技术 制造工艺
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基于代理模型优化的转接盘多约束参数化设计
17
作者 任晨辉 张永强 +1 位作者 罗金汉 邢博 《动力学与控制学报》 2024年第8期83-89,共7页
通过截面尺寸参数化建立旋转转接盘有限元分析模型,以其固有频率与局部最大应力为约束条件,对转接盘进行轻量优化设计.针对优化模型设计变量多、计算成本高等特点,采用考虑空间约束条件的径向基函数代理模型拟合与全局随机优化算法相结... 通过截面尺寸参数化建立旋转转接盘有限元分析模型,以其固有频率与局部最大应力为约束条件,对转接盘进行轻量优化设计.针对优化模型设计变量多、计算成本高等特点,采用考虑空间约束条件的径向基函数代理模型拟合与全局随机优化算法相结合,获取优化设计结果.计算表明,转接盘一阶固有频率、局部最大应力拟合误差满足许用值要求,拟合模型R 2值分别为0.979与0.938.不同转速下优化解的频率与应力预报值与真实值相对偏差小于10%,绝对偏差值最大分别为35.2Hz与16.2MPa,证明所采用的优化流程可有效用于转接盘设计. 展开更多
关键词 转接盘 参数化设计 代理模型优化 径向基函数
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确定总应变寿命方程参数的一种方法 被引量:9
18
作者 王延荣 李宏新 +2 位作者 袁善虎 魏大盛 石亮 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第4期881-886,共6页
为了使总应变寿命方程能够在较大寿命范围内具有理想的预测精度且其参数物理意义明确,基于总应变寿命方程中疲劳强度系数与疲劳延性系数的物理意义,建立了总应变寿命方程参数与单调拉伸强度极限和断面收缩率之间的关系,并结合TC4,GH4169... 为了使总应变寿命方程能够在较大寿命范围内具有理想的预测精度且其参数物理意义明确,基于总应变寿命方程中疲劳强度系数与疲劳延性系数的物理意义,建立了总应变寿命方程参数与单调拉伸强度极限和断面收缩率之间的关系,并结合TC4,GH4169及GH901合金的单调拉伸及疲劳试验数据,对其各自的总应变寿命方程参数进行了拟合,进而开展了疲劳寿命预测.结果表明:采用该方法确定的总应变寿命方程参数具有明确的物理意义,且对TC4,GH4169及GH901合金的疲劳寿命预测结果较为理想,其分散带基本在2倍以内. 展开更多
关键词 总应变寿命方程 寿命预测 疲劳强度系数 疲劳延性系数 参数拟合
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中心进气旋转盘流动与换热的数值研究 被引量:15
19
作者 徐国强 陶智 +1 位作者 丁水汀 罗翔 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第2期169-173,共5页
本文采用混合长度模型及共轭计算的方法对中心进气转静系旋转盘、腔内的流动与换热进行了数值计算 ,并与实验结果进行了比较 ,证明混合长度模型对转静系旋转盘、腔的流动与换热的计算是可行的。计算结果显示 :冲击区努赛尔特数最大值不... 本文采用混合长度模型及共轭计算的方法对中心进气转静系旋转盘、腔内的流动与换热进行了数值计算 ,并与实验结果进行了比较 ,证明混合长度模型对转静系旋转盘、腔的流动与换热的计算是可行的。计算结果显示 :冲击区努赛尔特数最大值不在驻点 ,而是偏离驻点一段距离 ;随着转速和冷气流量的增加 ,盘面换热总体加强。 展开更多
关键词 中心进气旋转盘 换热 流动 数值计算
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高位垂直进气旋转盘流动与换热的实验研究 被引量:13
20
作者 徐国强 陶智 +1 位作者 丁水汀 朱谷君 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第2期164-168,共5页
本文用实验的方法对高位垂直进气转静系旋转盘附近冷气流动与换热特性进行了实验研究 ,得到了静盘表面压力、转盘表面温度、局部努赛尔特数的分布及平均努赛尔特数 ,并对结果进行了相应的分析。
关键词 高位垂直进气旋转盘 冷气流动 换热特性 实验
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