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密封橡胶与航空发动机油间的相容性是关系到航空发动机能否安全运行的重要因素。对丁腈橡胶与季戊四醇酯航空发动机油的相容性进行了研究,以讨论丁腈橡胶在航空发动机润滑组件中的适用性。在160℃温度下,将5080丁腈橡胶浸泡在季戊四醇酯航空发动机油中,5080丁腈橡胶的体积膨胀超过了25.0%,不能满足橡胶与季戊四醇酯航空发动机油的相容性要求(要求橡胶体积膨胀小于25.0%),因此不能用于航空发动机润滑组件中。5080丁腈橡胶体积膨胀的原因是季戊四醇酯航空发动机油渗透到了丁腈橡胶中所致。 相似文献
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研究了Fe含量(0.026%,0.18%,质量分数)对激光立体成形TC4合金组织及拉伸性能的影响。对沉积态及固溶时效处理后的组织进行了分析:2种Fe含量下,沿沉积方向组织均为由贯穿多个熔覆层的β柱状晶组成,内部为魏氏组织且晶界处有较小的α集束;固溶时效处理后,随着Fe含量增加,沿沉积方向组织由粗大的柱状晶转变为细小柱状晶,发生了明显再结晶。热处理后试样室温拉伸性能均高于锻件标准要求,沿沉积方向拉伸性能随Fe含量升高而升高,而Fe含量对垂直于沉积方向上拉伸强度影响不大。 相似文献
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采用选区激光熔化技术(SLM)制备Ti-6Al-4V合金圆棒试样,通过不同的热处理工艺改善材料的拉伸性能,并对SLM制备的Ti-6Al-4V合金试样开展了高周疲劳性能测试。通过微观组织和疲劳试样断口分析,揭示了显微组织结构与拉伸性能的关系,以及Ti-6Al-4V合金的疲劳裂纹起始源和裂纹扩展机理。结果表明,热处理工艺对SLM成型Ti-6Al-4V合金的力学性能有显著的影响,920 ℃×1 h水冷,随后800 ℃×2 h炉冷的固溶时效热处理制度可以获得较好的综合室温拉伸性能。其室温组织为晶界上分布的α相和晶粒内部片层状分布的α+β相。SLM成型Ti-6Al-4V合金显微组织中的晶界形成与扫描路径相关,热处理过程中α相会优先在扫描分区搭接处析出。与手册锻件的疲劳寿命曲线比较,在同样的最大应力水平下,增材试样的疲劳寿命比锻件的疲劳寿命低,这种降低的趋势随着应力水平的降低而逐步增大。在400 MPa的应力水平下(R=-1),锻件的疲劳寿命已经在2×107水平,增材试样的疲劳寿命依然较低,约为锻件的1%。SLM成型Ti-6Al-4V合金的应力疲劳寿命偏低,是由于试样中存在未熔合缺陷造成。扫描分区搭接处易产生未熔合缺陷,而疲劳裂纹也会沿着这些缺陷扩展。 相似文献
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为了在概念设计阶段充分考虑各学科间的耦合和平衡各指标间的冲突,以某型民用大涵道比涡扇发动机为研究对象,基于协同优化策略构建了发动机总体多学科设计优化平台,该平台集成了热力循环分析、尺寸/质量估算、轮挡燃油估算、污染物排放估算、整机噪声估算以及部件气动和结构强度分析等多个模块。采用非支配排序遗传算法进行了发动机总体方案多目标优化研究。计算结果表明:涵道比和涡轮进口温度对轮挡燃油和整机质量的影响较大,后两者在Pareto解中呈近似二次曲线式的分布规律。 相似文献
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粉末冶金FGH96镍基高温合金的蠕变-疲劳交互行为 总被引:1,自引:0,他引:1
对国产粉末冶金FGH96镍基高温合金在650℃总应变控制下进行了无保载疲劳试验以及最大拉/压应变保载蠕变-疲劳试验,研究了其失效寿命及失效模式,并与铸造GH4169镍基高温合金的失效寿命进行了对比。结果表明:保载的引入降低了FGH96高温合金的失效寿命,与最大拉应变保载相比,最大压应变保载时产生的蠕变损伤更大,失效寿命更短;FGH96高温合金的疲劳失效寿命基本上高于GH4169高温合金的,但是较高应变幅下(大于1.4%)的蠕变-疲劳失效寿命低于GH4169高温合金的,在较低应变幅下(小于1.4%)则相反;FGH96高温合金的疲劳断口和蠕变-疲劳断口均呈现出表面或近表面多裂纹源失效特征。 相似文献
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为了改善增压级流场特性、提升包括增压级在内的低压压气机部件的性能水平,本文开展了增压级末级流路和末级静叶安装角的优化设计。通过优化增压级末级动叶和静叶的进口马赫数,验证了末级流路大曲率变化特征对于叶片根部流场的影响;通过优化末级静叶的安装角,降低了内涵支板对上游流场的堵塞效应;在此基础上,实现了低压压气机部件性能水平的提升。三维数值求解结果表明,低压压气机部件设计工况的效率提升了0.30个百分点;末级静叶进口静压的最大值下降了约2 000 Pa,进口静压的周向不均匀性明显降低。本文的研究成果在大涵道比航空发动机压缩部件的气动设计中具有重要的工程应用价值。 相似文献