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目的 研究航空发动机钛合金叶片残余应力场,掌握叶片喷丸后和使用后的残余应力分布规律,为评估叶片的安全性和可靠性提供依据,为预测叶片剩余寿命提供数据支持.方法 利用X射线衍射技术测试并研究航空发动机钛合金风扇叶片和压气机叶片喷丸后表面残余应力场、喷丸后残余应力沿层深的分布规律和使用后的残余应力衰减规律.结果 喷丸后风扇叶片残余应力的90%分布在-600~-800 MPa,其残余应力均值为-682 MPa;压气机叶片残余应力的90%分布在-500~-700 MPa,其残余应力均值为-603 MPa.喷丸后风扇叶片和压气机叶片的表面残余应力约为-610 MPa,在次表面层11μm和13μm处存在一个最大残余压应力,分别为-739 MPa和-683 MPa,随后残余压应力随着深度的增加而逐渐减小.风扇叶片使用300 h后应力分布在-460~-720 MPa,使用600 h后应力分布在-430~-700 MPa;压气机叶片使用300 h后应力分布在-470~-670 MPa,使用600 h后应力分布在-360~-620 MPa.结论 喷丸后钛合金叶片表面存在较大的残余压应力且分布较为均匀;喷丸后钛合金叶片残余压应力随层深的增加先增大后减小,残余应力场深度约为50μm;使用后的钛合金叶片残余应力有衰减趋势,而且随着使用时间的增加,残余压应力衰减量逐渐增加. 相似文献
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在立卧加工的转换中,存在加工误差,因此需进行立卧转换偏差补偿.对此应建立相关补偿参数,测量对应值进行补偿,使立卧加工中心能充分地扩大其加工范围,并保证加工精度. 相似文献
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不确定度A类分量的计算,是气象仪器定型试验和检定中重要的程序,本文指出了某些标准和书籍中在不确定度A类分量测试和计算中的问题,提出了改变计算和评定方法的建议。 相似文献
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对某发动机涡轮盘的榫齿裂纹断口、材质和受力进行综合分析,结果表明,榫齿裂纹为起始应力较大的疲劳裂纹,盘片材料热膨胀不协调以及存在叶片共振是导致涡轮盘榫齿裂纹的主要原因。另外,GH2036材料在高温燃气环境易发生沿晶腐蚀,是导致涡轮盘提前失效的诱发因素。 相似文献
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传统静态故障树方法对数字化仪控系统(DCS)的可靠性评价存在较大局限性,尤其是对包含动态特性和反馈信号的控制系统。作为新型概率安全分析方法的动态流程图法(DFM)具有动态特性,可表征系统变量和时间的关系、模拟逻辑信号控制,能够综合分析评价软件失效、硬件失效以及外部环境对系统可靠性的影响。本文选取CNP1000稳压器压力控制系统作为分析对象,假设发生稳压器高压信号缓解失效事件;分别应用DFM机制和故障树机制对其进行PSA建模分析,计算得到各自顶事件的发生概率、质蕴含与最小割集。最后通过两种模型结果的对比,总结分析出DFM方法较传统故障树方法的优势之处。 相似文献
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