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An investigation on adaptively machining the leading and tailing edges of an SPF/DB titanium hollow blade using free-form deformation 被引量:11
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作者 Zhengcai ZHAO Jiuhua XU +1 位作者 Yucan FU Zhiqiang LI 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2018年第1期178-186,共9页
Titanium hollow blades are characterized with lightweight and high structural strength, which are widely used in advanced aircraft engines nowadays. Superplastic forming/diffusion bonding (SPF/DB) combined with nume... Titanium hollow blades are characterized with lightweight and high structural strength, which are widely used in advanced aircraft engines nowadays. Superplastic forming/diffusion bonding (SPF/DB) combined with numerical control (NC) milling is a major solution for manufacturing titanium hollow blades. Due to the shape deviation caused by multiple heat and pressure cycles in the SPF/DB process, it is hard to manufacture the leading and tailing edges by the milling process. This paper presents a new adaptive machining approach using free-form deformation to solve this problem. The actual SPF/DB shape of a hollow blade was firstly inspected by an on-machine measurement method. The measured point data were matched to the nominal SPF/DB shape with an improved ICP algorithm afterwards, by which the point-pairs between the measurement points and their corresponding points on the nominal SPF/DB shape were established, and the maximum modification amount of the final nominal shape was constrained. Based on the displacements between the point-pairs, an accurate FFD volume was iteratively calculated. By embedding the final nominal shape in the deformation space, a new final shape of the hollow blade was built. Finally, a series of measurement and machining tests was performed, the results of which validated the feasibility of the proposed adaptive machining approach. 展开更多
关键词 Adaptive machining blade geometry Free-form deformation Reconstruction titanium
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Polishing of Titanium Alloy Blade Root with Elastic Magnetic Toolic Tool
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作者 Xu Chengyu Ji Dongfeng +1 位作者 Zhang Yun Zhu Yongwei 《稀有金属材料与工程》 SCIE EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期2413-2419,共7页
Removal of milling marks at the root fillet of titanium alloy blade is a tough work because of the interference between the polishing tool and the workpiece.A polishing method based on elastic magnetic tool was propos... Removal of milling marks at the root fillet of titanium alloy blade is a tough work because of the interference between the polishing tool and the workpiece.A polishing method based on elastic magnetic tool was proposed.The software ANSYS Maxwell was used to simulate the effect of different pole orientation arrangements on the magnetic field distribution.A comparison of polishing effect was made between elastic and inelastic magnetic pole carriers.The processing parameters of the elastic magnetic tool polishing for the blade root were optimized by orthogonal experiment(Taguchi)method.Results show that compared with the inelastic magnetic polishing tool,the elastic magnetic polishing tool with polyurethane as the pole carrier can effectively improve the surface quality of the polished workpiece.Under the optimal processing parameters(rotational speed=900 r/min,feeding rate=6 mm/min,machining gap=1.5 mm and abrasive size=10‒14μm),the original milling marks at the blade root are effectively removed and the average surface roughness Ra is dropped from 0.95μm to 0.12μm,which verifies the feasibility of the elastic magnetic polishing tool in the surface finishing of the titanium alloy blade root. 展开更多
关键词 titanium alloy blade root fillet elastic magnetic polishing tool processing parameters surface roughness
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基于临界距离理论的修复叶片疲劳极限评估
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作者 柯镇汭 尚一博 +4 位作者 李斌 赵振华 周留成 王晨 易敏 《航空动力学报》 北大核心 2025年第10期254-263,共10页
外物损伤是影响航空发动机风扇和压气机叶片服役安全的重要因素。对于尺寸较小的外物损伤缺口,通常采用机加或手工打磨方式进行维修。为了准确评估机加和打磨修复的缺口叶片疲劳性能,本文首先测试了机加和打磨修复叶片的高周疲劳极限,... 外物损伤是影响航空发动机风扇和压气机叶片服役安全的重要因素。对于尺寸较小的外物损伤缺口,通常采用机加或手工打磨方式进行维修。为了准确评估机加和打磨修复的缺口叶片疲劳性能,本文首先测试了机加和打磨修复叶片的高周疲劳极限,然后基于临界距离理论建立了疲劳极限评估模型,分析了不同应力选取方法对模型精度的影响,并与经典Peterson模型进行了对比。结果表明:基于临界距离理论建立的模型可以准确预测机加和手工打磨等修复工艺的缺口叶片疲劳极限;在临界距离模型中,使用主应力绝对值的最大值进行预测与使用沿叶片长度方向正应力进行预测差别很小;其模型精度(平均误差小于11%)远高于Peterson经典模型(平均误差26.03%)。 展开更多
关键词 钛合金叶片 修复处理 高周疲劳极限 临界距离理论 Peterson模型
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激光冲击强化TC17钛合金叶片高周疲劳强度评估模型
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作者 尚一博 伏宇 +8 位作者 张璇 周留成 何云 沈庆阳 王晨 易敏 何卫锋 张学宝 高伟思 《表面技术》 北大核心 2025年第11期184-194,共11页
目的预测和评估激光冲击强化TC17钛合金叶片的高周疲劳强度。方法测试表面激光强化后的硬度和残余应力分布,开展拉伸和振动疲劳试验,分析硬度和残余应力演化规律,基于内部疲劳极限理论和临界距离理论,建立考虑表面完整性的强化叶片疲劳... 目的预测和评估激光冲击强化TC17钛合金叶片的高周疲劳强度。方法测试表面激光强化后的硬度和残余应力分布,开展拉伸和振动疲劳试验,分析硬度和残余应力演化规律,基于内部疲劳极限理论和临界距离理论,建立考虑表面完整性的强化叶片疲劳极限预测模型,结合有限元模态数值仿真,对表面强化后的钛合金叶片高周疲劳强度进行预测。结果板状拉伸试样的疲劳试验结果表明,表面强化后钛合金材料的疲劳极限提升13.41%。模拟叶片试样的弯曲振动疲劳试验结果表明,表面强化后叶片的疲劳极限提升7.77%。基于内部疲劳极限理论,结合硬度和残余应力试验结果,确定危险点位于距表面80μm处。针对危险点处,基于临界距离理论开展叶片疲劳极限预测,模型预测精度误差不超过15%。结论表面激光强化可以有效提升TC17钛合金材料和叶片的高周疲劳极限。本文建立的表面强化叶片疲劳极限预测模型,能够精确预测具有复杂曲面结构的表面强化叶片的高周疲劳极限,可以为喷丸强化、激光强化、激光冲击+喷丸复合强化等多种强化方式的叶片疲劳性能评估提供参考。 展开更多
关键词 钛合金叶片 激光冲击强化 高周疲劳 临界距离理论 内部疲劳极限理论 强度评估
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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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钛铝合金叶片高温高速冲击损伤试验研究
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作者 安昊 辛森 +5 位作者 白春玉 张欣玥 惠旭龙 黄蓉 刘小川 郑骁挺 《振动与冲击》 北大核心 2025年第22期152-160,共9页
为研究航空发动机叶片在高温环境下受到外物冲击时的损伤机理,基于空气炮试验装置,提出了一种叶片外物高温高速冲击损伤试验方案,开展了钛铝合金低压涡轮叶片常温下钢弹珠、陶瓷弹珠的冲击试验以及高温下钢弹珠的冲击试验,得到了叶片的... 为研究航空发动机叶片在高温环境下受到外物冲击时的损伤机理,基于空气炮试验装置,提出了一种叶片外物高温高速冲击损伤试验方案,开展了钛铝合金低压涡轮叶片常温下钢弹珠、陶瓷弹珠的冲击试验以及高温下钢弹珠的冲击试验,得到了叶片的冲击损伤模式,并对损伤尺寸进行了定量分析。结果表明:提出的叶片高温高速冲击试验方案具有较好的实施性;叶片表面在冲击后产生一圆形凹坑损伤,当冲击速度达到一临界值时叶片背面会产生裂纹损伤,裂纹从撞击点扩展至叶片边缘;常温下,钢弹珠冲击叶片开裂的临界归一化冲击速度在0.52~0.55,明显小于陶瓷弹珠0.71~0.72的临界归一化冲击速度;高温下,因钛铝合金材料塑性的提高,钢弹珠冲击叶片致其开裂损伤的临界速度相较于常温提高约30%;同时,叶片的损伤模式随冲击能量的提高逐渐从仅有凹坑损伤转变为单裂纹损伤,最终逐渐演变为扩散性的多裂纹损伤。 展开更多
关键词 航空发动机 钛铝合金叶片 高温环境 冲击试验 临界速度 叶片损伤 裂纹损伤
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腐蚀与外物损伤共同作用对TC17钛合金疲劳性能的影响
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作者 贺涵春 赵振华 +1 位作者 张泰斗 陈伟 《汽轮机技术》 北大核心 2025年第5期391-396,共6页
为研究发动机服役过程中外物损伤与腐蚀损伤对TC17钛合金风扇叶片疲劳性能的影响,根据某发动机叶片设计模拟叶片,采用加速循环腐蚀法预制不同时长的模拟叶片腐蚀损伤,并采用空气炮法在预制了腐蚀损伤的模拟叶片前缘预制不同冲击工况的... 为研究发动机服役过程中外物损伤与腐蚀损伤对TC17钛合金风扇叶片疲劳性能的影响,根据某发动机叶片设计模拟叶片,采用加速循环腐蚀法预制不同时长的模拟叶片腐蚀损伤,并采用空气炮法在预制了腐蚀损伤的模拟叶片前缘预制不同冲击工况的外物损伤,并采用步进法对损伤模拟叶片开展高周疲劳试验,测量其疲劳极限。结果表明,外物冲击所造成缺口深度随冲击速度与外物直径的增加而增加;缺口深度与模拟叶片的疲劳极限呈负相关,疲劳极限随缺口深度的增加而减小;在模拟现实海洋大气环境服役0.5年以内,腐蚀损伤仅轻微降低了TC17钛合金的抗外物冲击性能与抗疲劳性能,且损伤规律并不明显,在腐蚀损伤与外物损伤的共同作用中,外物损伤占主导地位。 展开更多
关键词 涡轮发动机 外物损伤 腐蚀损伤 叶片 TC4钛合金 疲劳极限
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TC6钛合金叶片外物损伤规律的试验与仿真研究
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作者 张林嘉 郭利云 +2 位作者 黄宇 张泰斗 赵振华 《兵器材料科学与工程》 北大核心 2025年第4期152-160,共9页
为研究不同试验参数对钛合金叶片外物损伤的影响规律,以TC6钛合金叶片为研究对象,通过数值仿真模拟了叶片的外物损伤,并验证了仿真与试验的吻合度,进行了应力集中系数计算。结果表明:外物损伤数值仿真与试验结果的误差较小,深度误差小于... 为研究不同试验参数对钛合金叶片外物损伤的影响规律,以TC6钛合金叶片为研究对象,通过数值仿真模拟了叶片的外物损伤,并验证了仿真与试验的吻合度,进行了应力集中系数计算。结果表明:外物损伤数值仿真与试验结果的误差较小,深度误差小于15%,宽度误差也较小,除1组误差为21%外,其余误差均小于10%;钢珠直径、偏移量、冲击速度对冲击损伤缺口尺寸影响较大,钢珠直径增加、冲击速度增大,损伤增强;0°冲击时模拟叶片的损伤尺寸最大,但冲击角度对损伤尺寸的影响规律不明显;在不同工况下模拟叶片的损伤宽度均小于钢珠直径;随着偏移量增大,损伤宽度逐渐变小,损伤深度也变小,应力集中系数随之变小。 展开更多
关键词 压气机 钛合金 外物损伤 有限元 数值仿真
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航空发动机叶片抗近真实鸟体撞击动态损伤研究
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作者 张昕喆 刘思凡 +3 位作者 火盈飞 王仁涛 王晓璐 李国举 《科学技术与工程》 北大核心 2025年第18期7843-7851,共9页
风扇叶片作为航空发动机遭遇鸟撞后的首要响应部件,其应力变化导致的动态损伤会直接影响飞机的飞行安全。根据“斑头雁”外形的结构特点建立了近真实鸟体三维模型,针对飞机在起飞-爬升、进近-着陆两个最易发生鸟撞事故阶段的飞行工况,... 风扇叶片作为航空发动机遭遇鸟撞后的首要响应部件,其应力变化导致的动态损伤会直接影响飞机的飞行安全。根据“斑头雁”外形的结构特点建立了近真实鸟体三维模型,针对飞机在起飞-爬升、进近-着陆两个最易发生鸟撞事故阶段的飞行工况,进行了不同撞击速度、不同风扇叶片转速以及不同鸟体撞击姿态对叶片动态损伤影响规律的研究。研究结果表明:当航空发动机转速和鸟体撞击叶片的相对速度增大时,风扇叶片的轴向损伤变形程度呈现出单调增加趋势;随着风扇叶片转速的增加,鸟撞后叶片的应力峰值呈V字形趋势,在航空发动机叶片转速为2 005 r/min时,应力峰值最小;当鸟体以不同姿态与风扇叶片碰撞的初始时刻接触面积增大时,叶片受到的应力大小和损伤程度也逐步增大,当鸟体呈现90°撞击姿态时,叶片在轴向上的损伤变形达到60.887 mm。研究结果对航空发动机风扇叶片抗鸟撞设计具有一定参考价值。 展开更多
关键词 数值模拟 鸟撞 航空发动机叶片 TC4钛合金
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压气机钛合金叶片外物损伤试验 被引量:1
10
作者 孙震 陈少俊 +3 位作者 赵振华 李文凯 金洪江 姚婷 《航空发动机》 北大核心 2025年第3期154-159,共6页
为研究压气机钛合金叶片受外物碰撞的影响,采用空气炮试验系统开展了轴流压气机钛合金叶轮叶片和模拟前缘叶片的外物损伤试验,分析了外物类型、外物尺寸、冲击速度和冲击角度等不同试验参数对叶片前缘损伤宽度与深度的影响。结果表明:... 为研究压气机钛合金叶片受外物碰撞的影响,采用空气炮试验系统开展了轴流压气机钛合金叶轮叶片和模拟前缘叶片的外物损伤试验,分析了外物类型、外物尺寸、冲击速度和冲击角度等不同试验参数对叶片前缘损伤宽度与深度的影响。结果表明:依据真实钛合金叶片前缘特征设计的模拟前缘叶片的外物损伤特征与真实叶片误差在3%以内,模拟叶片设计方法合理;硬度大的轴承钢对叶片前缘造成的损伤最大,相同硬度但形状尖锐的钢对叶片损伤深度最大;叶片前缘损伤尺寸随外物尺寸的增大而增大,最大损伤尺寸均在外物尺寸为4 mm时呈现,但硬度较低的玻璃对叶片产生的的损伤深度有上限;叶片前缘损伤尺寸随外物冲击速度的加快而增大,冲击速度为350 m/s时损伤深度可达1.82 mm,但损伤尺寸受限于外物尺寸的大小;在冲击角度为90°时,叶片前缘达到最大损伤宽度为1.98 mm,在冲击角度为30°时损伤宽度和深度均为最小。 展开更多
关键词 压气机 钛合金 模拟前缘叶片 外物损伤试验 冲击速度 航空发动机
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某压气机叶片疲劳失效分析 被引量:1
11
作者 谢郭湘林 周麒 王晓晓 《金属加工(热加工)》 2025年第5期153-160,共8页
某叶片从榫头断裂,对叶片及其对应榫槽分别进行宏观、微观检查,以及金相组织与硬度检测。结果表明:叶片材质及金相组织均未见异常,硬度符合要求,叶片断裂性质为高周疲劳,有多个疲劳区,源区为短线源,裂纹的萌生与榫头侧面微动损伤有关;... 某叶片从榫头断裂,对叶片及其对应榫槽分别进行宏观、微观检查,以及金相组织与硬度检测。结果表明:叶片材质及金相组织均未见异常,硬度符合要求,叶片断裂性质为高周疲劳,有多个疲劳区,源区为短线源,裂纹的萌生与榫头侧面微动损伤有关;叶片榫头与榫槽配合面上边缘附近镀银层不完整,金属基体表面有砂粒残留,榫头与榫槽紧配合,这些因素都会恶化表面接触状态,造成局部微动损伤。 展开更多
关键词 叶片 钛合金 疲劳断裂 痕迹分析 微动磨损
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航空发动机钛铝合金低压涡轮叶片失效分析
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作者 郭俊 周品旭 《长沙航空职业技术学院学报》 2025年第3期10-14,共5页
研究针对航空发动机钛铝合金材料低压涡轮叶片的失效问题进行了深入研究。通过分析钛铝合金材料的特性及其在航空发动机中的应用,探讨了低压涡轮叶片的主要失效模式,包括高温氧化与腐蚀、蠕变失效、疲劳失效等。研究采用宏观观察、化学... 研究针对航空发动机钛铝合金材料低压涡轮叶片的失效问题进行了深入研究。通过分析钛铝合金材料的特性及其在航空发动机中的应用,探讨了低压涡轮叶片的主要失效模式,包括高温氧化与腐蚀、蠕变失效、疲劳失效等。研究采用宏观观察、化学成分分析和金相试验等方法,结合叶片振动模态分析,对断裂叶片进行了详细分析。结果表明,钛铝合金材料叶片的失效通常由多种因素共同作用引起,尤其是低温脆性。为提高叶片的使用寿命,提出了从材料、设计、制造和维护等多方面入手的综合改进措施。 展开更多
关键词 航空发动机 钛铝合金 低压涡轮叶片 失效分析
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TC8热强钛合金叶片模锻件标准及实物的宏观与显微组织分析
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作者 谢志龙 李亚非 +1 位作者 高军 向顺成 《锻压装备与制造技术》 2025年第5期118-125,共8页
为整理、分析热强钛合金TC8合金制叶片模锻件标准对低倍、高倍组织的技术要求,并评估叶片实物的宏观与显微组织。以TC8合金与TC11合金的热轧棒材标准、叶片模锻件标准为对象,研究、对比标准关于低倍组织、显微组织的要求,并解剖TC8与BT... 为整理、分析热强钛合金TC8合金制叶片模锻件标准对低倍、高倍组织的技术要求,并评估叶片实物的宏观与显微组织。以TC8合金与TC11合金的热轧棒材标准、叶片模锻件标准为对象,研究、对比标准关于低倍组织、显微组织的要求,并解剖TC8与BT8合金叶片检测显微组织。结果表明:TC8合金较TC11合金的W含量,Si含量略有调整;TC11合金棒材标准对低倍组织等级、显微组织类型、初生α相含量、条状与块状α相形貌提出全面质量要求;TC11合金叶片模锻件标准较棒材标准适当降低对α相形貌的要求;而TC8合金棒材与叶片模锻件仅对低倍、显微组织等级提出要求,对初生α相含量、形貌均未做要求。TC8合金叶片模锻件较之BT8合金叶片组织晶粒度更细小。 展开更多
关键词 钛合金 压气机叶片 显微组织 相结构
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激光冲击强化提高TC4叶片振动疲劳性能 被引量:7
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作者 王学德 李启鹏 +2 位作者 周鑫 仝崇楼 胡雅骥 《中国表面工程》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期75-80,共6页
针对典型钛合金TC4进行激光冲击强化(LSP)参数设计,对强化后残余应力分布规律进行测量,应用透射电子显微镜对强化后表层微观组织进行观察,对有无LSP钛合金叶片进行不同应力水平下的振动疲劳对比试验。研究表明,TC4钛合金LSP最佳功率密度... 针对典型钛合金TC4进行激光冲击强化(LSP)参数设计,对强化后残余应力分布规律进行测量,应用透射电子显微镜对强化后表层微观组织进行观察,对有无LSP钛合金叶片进行不同应力水平下的振动疲劳对比试验。研究表明,TC4钛合金LSP最佳功率密度为3.5GW/cm2,LSP在材料表层产生高数值的残余压应力场,表面残余应力可达-610MPa,最大值约-650MPa位于距离表面100μm处。LSP在钛合金表层产生纳米晶,纳米晶尺寸在几个至几十纳米。钛合金叶片LSP后疲劳极限由430 MPa提高至560 MPa,升高30%;在560MPa应力水平下,中值疲劳寿命提高为原来的200%以上;LSP在钛合金表层产生的残余压应力场和纳米晶共同作用显著提高了钛合金叶片的抗疲劳性能。 展开更多
关键词 钛合金 叶片 激光冲击强化 残余压应力 纳米晶 疲劳
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钛合金薄壁叶片喷丸变形的研究 被引量:11
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作者 徐鲲濠 张超 +2 位作者 高玉魁 黄小波 王瑞 《表面技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期69-74,共6页
目的研究喷丸工艺对钛合金薄壁叶片变形的影响,找到解决喷丸变形的方法。方法对钛合金薄壁叶片进行喷丸强化,采用三坐标测定喷丸前后叶片的尺寸变化情况。结果在喷丸强度和覆盖率一致的前提下,采用不同的路径对叶片进行喷丸后,叶片的变... 目的研究喷丸工艺对钛合金薄壁叶片变形的影响,找到解决喷丸变形的方法。方法对钛合金薄壁叶片进行喷丸强化,采用三坐标测定喷丸前后叶片的尺寸变化情况。结果在喷丸强度和覆盖率一致的前提下,采用不同的路径对叶片进行喷丸后,叶片的变形趋势和变形量没有很大差异。叶片进行喷丸后,采用相同的喷丸强度对叶片进行二次喷丸,叶片几乎不发生变形,需要采用更高的喷丸强度进行二次喷丸才可以使叶片发生变形。在喷丸之前对叶片进行真空去应力,虽然叶片表面的残余应力有相应减少,但与不进行真空去应力的叶片相比,喷丸变形情况没有发生太大的改变。结论可采用喷丸前预变形和喷丸校正的方法解决喷丸变形的问题,使得叶片喷丸后的尺寸达到图纸的要求。 展开更多
关键词 喷丸 变形 残余应力 薄壁 钛合金叶片
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基于单颗粒模型的航发叶片砂带磨削微观仿生锯齿状表面形成及实验 被引量:15
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作者 肖贵坚 贺毅 +2 位作者 黄云 李伟 李泉 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第7期27-36,共10页
基于鲨鱼皮衍生出来的微观仿生表面被广泛应用于机翼等航空零部件的设计中,对于提高航空零部件的疲劳寿命、气流动力性等服役性能具有重要作用。砂带磨削能实现零部件表面的高完整性要求的加工,故常用于叶片、整体叶盘等复杂曲面的精密... 基于鲨鱼皮衍生出来的微观仿生表面被广泛应用于机翼等航空零部件的设计中,对于提高航空零部件的疲劳寿命、气流动力性等服役性能具有重要作用。砂带磨削能实现零部件表面的高完整性要求的加工,故常用于叶片、整体叶盘等复杂曲面的精密磨削,且能实现微观表面形状,但目前缺乏砂带磨削微观表面的系统研究从而难以实现其精确控制。首先,分析了微观仿生锯齿状表面的典型结构特征,基于单颗粒砂带磨削模型,研究了单颗粒砂带磨削去除机理;然后,建立了砂带磨削多颗粒参数化数学模型,提出了微观仿生锯齿状表面砂带磨削方法;最后,以钛合金叶片型面为对象,搭建以钛合金为典型材料的微观仿生锯齿状表面砂带磨削基础实验平台,进行仿生表面的实验验证。通过对磨削后叶片的表面微观形状参数进行检测,结果表明通过砂带磨削方法实现的微观仿生锯齿状表面以锯齿形沟槽为主,其中沟槽的宽度在2.5~8μm之间、平均值为4.91μm,沟槽的高度在3.5~9μm之间、平均值为5.91μm,沟槽的夹角在28°~68°之间、平均值为42.3°,验证了微观仿生锯齿状表面砂带磨削的可行性。 展开更多
关键词 单颗粒模型 仿生表面 砂带磨削 钛合金叶片 锯齿状表面 鲨鱼皮
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基于电涡流位移传感器的钛合金叶片振动疲劳试验研究 被引量:4
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作者 张龙 邱荣凯 +3 位作者 刘春辉 程俊 刘秉斌 廖文林 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第2期349-355,共7页
为了研究钛合金叶片振动疲劳特性,基于电磁振动测试平台和非接触式电涡流位移传感器,开展了试验工装和试验程序设计。通过本文的传感器标定和振动应力标定方法研究,发展了基于电涡流位移传感器的非接触测量式钛合金叶片振动疲劳试验手段... 为了研究钛合金叶片振动疲劳特性,基于电磁振动测试平台和非接触式电涡流位移传感器,开展了试验工装和试验程序设计。通过本文的传感器标定和振动应力标定方法研究,发展了基于电涡流位移传感器的非接触测量式钛合金叶片振动疲劳试验手段,进而完成了疲劳考核试验和裂纹扩展试验,研究了裂纹长度和固有频率随疲劳循环数累积的变化规律。试验结果表明,钛合金叶片具有较好的抗疲劳特性,疲劳裂纹萌生寿命较长,但裂纹扩展寿命较短。 展开更多
关键词 钛合金叶片 振动疲劳 标定方法 振动应力 裂纹扩展
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钛合金空心风扇叶片成形三维有限元分析(英文) 被引量:24
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作者 赵冰 李志强 +2 位作者 侯红亮 廖金华 白秉哲 《稀有金属材料与工程》 SCIE EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期963-968,共6页
随着高旁路涡扇发动机在军用、民用飞机上的应用,采用超塑成形/扩散连接(SPF/DB)技术制造大尺寸钛合金宽弦风扇叶片已经成为涡扇发动机的一项关键制造技术。钛合金空心风扇叶片的成形过程包括3个阶段:扭转成形、热成形、超塑成形。在本... 随着高旁路涡扇发动机在军用、民用飞机上的应用,采用超塑成形/扩散连接(SPF/DB)技术制造大尺寸钛合金宽弦风扇叶片已经成为涡扇发动机的一项关键制造技术。钛合金空心风扇叶片的成形过程包括3个阶段:扭转成形、热成形、超塑成形。在本研究中,为了分析空心风扇叶片的成形过程,建立了一个三维有限元模型,钛合金的变形行为符合Backofen方程。通过三维有限元模型,分析扭转速率、热成形模具下落速度、超塑成形目标应变速率、板材与模具之间的摩擦系数、芯板和面板的厚度比等参数对成形力的影响规律。研究表明,随着扭转速度、热成形模具的下落速度、目标应变速率、板材厚度比的提高,成形力将提高,而摩擦系数对成形力的影响很小。 展开更多
关键词 钛合金 空心风扇叶片 有限元方法 超塑成形
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置氢TC4钛合金等温锻造叶片组织演变规律 被引量:3
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作者 宗影影 黄树晖 +2 位作者 罗永胜 单德彬 郭斌 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第7期1086-1089,共4页
为了降低钛合金叶片的锻造温度和改善其组织性能,基于氢致钛合金高温增塑机理,将热氢处理技术应用于钛合金叶片的等温锻造成形工艺中.观察和对比分析了未置氢TC4钛合金和置氢TC4钛合金叶片等温锻造后的组织以及真空除氢热处理和普通热... 为了降低钛合金叶片的锻造温度和改善其组织性能,基于氢致钛合金高温增塑机理,将热氢处理技术应用于钛合金叶片的等温锻造成形工艺中.观察和对比分析了未置氢TC4钛合金和置氢TC4钛合金叶片等温锻造后的组织以及真空除氢热处理和普通热处理工艺下的组织演变.实验结果表明:置氢降低了TC4钛合金叶片的等温锻造载荷,除氢热处理后组织得到改善,获得了含有细小、等轴α晶粒的双态组织.确定了置氢量为0.25%(质量分数)的TC4钛合金适宜的热处理工艺为:锻后在750℃真空脱氢保温5h,900℃退火1h后再450℃时效4h. 展开更多
关键词 钛合金叶片 置氢 等温锻造 组织演变
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TC4钛合金风扇转子叶片模锻工艺和性能研究 被引量:11
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作者 余小鲁 李付国 《锻压技术》 CAS CSCD 北大核心 2010年第3期19-21,共3页
研究了TC4钛合金风扇转子叶片的锻造加热工艺、模锻成形及热处理工艺。在叶片的各部位进行了室温和400℃拉伸试验、冲击试验、400℃持久试验,综合评价了模锻叶片的加工性能和叶片各部位的性能。结果表明,叶片各部位的力学性能分布较均匀... 研究了TC4钛合金风扇转子叶片的锻造加热工艺、模锻成形及热处理工艺。在叶片的各部位进行了室温和400℃拉伸试验、冲击试验、400℃持久试验,综合评价了模锻叶片的加工性能和叶片各部位的性能。结果表明,叶片各部位的力学性能分布较均匀,叶身的强度比叶顶和榫头的略高,塑性水平基本相同,即室温下三者的σb均值分别为966,962和963 MPa,σ0.2分别为916,905和912 MPa,δ5约为15%,ψ约为47%;400℃下σb均值分别为669和643 MPa,δ5约为16%,ψ约为67%。整体叶片具有均匀、良好的冲击性能,αkv,HB(d)均值分别为0.46 MJ.m-2,3.47 mm。同时,叶片在大载荷(σ为560 MPa)下具有良好的持久寿命(τ大于101 h)。 展开更多
关键词 钛合金 叶片 锻造工艺 力学性能
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