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1.
激光表面改性   总被引:17,自引:5,他引:12  
激光表面改性技术在改善材料表面性能,提高材料使用寿命方面具有突出的优越性.随着研究的深入,激光表面改性技术在工业中的应用逐步扩大.对工业应用中比较常见的激光熔覆、激光表面熔凝、激光相变硬化、激光冲击强化、激光表面合金化等激光表面改性技术进行了综述,并在此基础上展望了激光表面改性技术的发展前景.  相似文献
2.
航空铝合金材料的两种表面激光冲击加工技术的比较   总被引:12,自引:4,他引:8  
简要介绍了航空金属材料的激光冲击强化技术和激光冲击成形技术,并从工艺参数、力学效应以及应用效能等方面进行了比较。铝合金材料经过激光加工处理后,能显著增加航空器关键零部件的表面残余压应力,提高疲劳抗力。此技术可应用到特殊材料的小曲率弯曲成形,很好地适应宇航工业的生产要求。  相似文献
3.
45钢经激光淬火和冲击复合强化后的耐磨性能   总被引:6,自引:2,他引:4  
将激光淬火处理后的45钢强化区域再进行激光冲击强化处理,并对其表面硬度和耐磨性进行了对比和分析。结果表明,激光淬火 冲击复合强化处理后45钢的硬度比纯激光淬火处理45钢的硬度增加了15%;经激光淬火 冲击复合强化处理后的45钢表面的耐磨性分别比经渗氮和激光淬火处理区域的耐磨性提高了约3倍和0.9倍。  相似文献
4.
激光冲击加工表面涂层厚度的优选   总被引:4,自引:0,他引:4  
研究了激光冲击技术中的涂层厚度问题,激光与涂层相互作用机理和涂层本身性能之间的关系,推导出涂层的气化速度及最佳理论厚度,并对涂层厚度的影响因素进行了分析和修正,为在激光冲击中正确应用涂层厚度计算公式提供了依据。  相似文献
5.
激光冲击强化效果的无损检测   总被引:2,自引:0,他引:2  
激光冲击强化技术(又称激光喷丸)是利用强脉冲激光产生的压力冲击波在金属材料表层产生应变硬化的一种新型表面强化技术.激光冲击强化后的工件必须进行检验,在实际工程应用中,由于强化处理后的工件常常不可能再进行破坏性实验来检验强化效果,因而进行合理的激光冲击强化效果的无损检测是激光冲击技术工程应用的关键.本文提出了用残余应力、表面粗糙度、显微硬度等来检验激光冲击强化的效果,并用实例加以验证.  相似文献
6.
激光冲击工艺对钛合金疲劳寿命的影响   总被引:2,自引:0,他引:2  
研究激光加工工艺对Ti6A14V航空钛合金叶片表面粗糙度和残余应力的影响,并分析影响表面质量的激光加工工艺参数;探讨表面粗糙度和表面残余应力对叶片疲劳寿命的影响。结果表明,采用激光冲击航空叶片,叶片表面残余压应力大大增强,从而使得其抗疲劳破坏能力增强,而表面粗糙度减小;在激光脉冲功率允许的范围内,选择合适的冲击参数能有效降低叶片表面粗糙度,而表面残余压应力对疲劳寿命的影响起主导作用。  相似文献
7.
K417材料激光冲击强化残余应力松弛预测   总被引:2,自引:1,他引:1  
针对某型发动机涡轮叶片材料K417激光冲击强化后残余应力在高温下松弛的现象,分析了残余应力松弛的机理,并运用灰色理论建立了温度作用下残余应力松弛的灰色预测模型.该模型的计算结果和实验结果吻合良好,精度较高,为激光冲击强化后残余应力松弛的预测提供一种可行的方法.  相似文献
8.
搭接率对 AISI 202 焊接接头激光冲击应力分布的影响   总被引:2,自引:2,他引:0       下载免费PDF全文
目的 研究光斑搭接率对激光冲击处理后残余应力分布的影响。 方法 采用不同的光斑搭接率对 AISI202 不锈钢焊接接头进行激光冲击处理,利用 X 射线衍射法测定激光冲击强化后的残余应力。结果 随着光斑搭接率的增加, 残余应力场得到增强, 并且应力分布更加均匀。 搭接率由 50% 增加到80% ,平均横向残余压应力增加了 20% ,波动减少了 30% ;平均纵向残余压应力增加了 30% ,波动减少了13% 。 结论 提高光斑搭接率可以优化激光冲击处理后焊接接头的应力分布。  相似文献
9.
激光冲击强化渗铝法提高K417合金疲劳性能   总被引:2,自引:0,他引:2  
研究采用激光冲击强化渗铝方法提高K417合金震动疲劳性能的可行性。结果表明:该方法可以有效提高K417合金的振动疲劳强度。利用扫描电镜和透射电镜对试样进行了观察和分析,并对振动疲劳性能提高的机制进行了讨论。  相似文献
10.
激光冲击强化对紧固孔疲劳寿命的影响(英文)   总被引:2,自引:0,他引:2  
研究激光冲击对航空铝合金LY12CZ紧固孔疲劳特性的影响,孔的直径为d3 mm。利用X射线衍射法测量残余应力,对试件进行疲劳断裂实验,并用扫描电子显微镜(SEM)观察试件疲劳断口的微观特征。结果表明:激光冲击会在紧固孔端面形成残余压应力,冲击试件的疲劳寿命是未冲击的3.5倍。通过断口的观察和比较发现,冲击后试件的疲劳裂纹源于次表层,而不是源于试件表层,冲击后疲劳断口快速扩展区的疲劳条纹间距比未冲击试件疲劳断口快速扩展区的疲劳条纹间距要小。另外,在冲击试件断裂区的韧窝明显比未冲击的要大,这与冲击时材料内发生塑性变形有关。  相似文献
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