喷丸强化DD6单晶合金低周疲劳寿命预测

目的 实现喷丸强化后DD6单晶合金低周疲劳寿命的准确预测。方法 开展了喷丸强化后DD6圆棒件低周疲劳试验,分析了喷丸强化对单晶合金疲劳寿命的影响机理。在此基础上,建立了各向异性材料喷丸强化工艺有限元模型,获取了喷丸强化所致残余应力分布与粗糙度。基于连续介质损伤力学,考虑残余应力与粗糙度对低周疲劳寿命的影响,建立了喷丸强化DD6单晶合金低周疲劳寿命预测模型。结果 喷丸强化后不同载荷下DD6单晶合金的低周疲劳寿命均得到提高,最大可提高108%;高温环境下残余应力松弛导致强化效果与试验温度成反比。喷丸强化工艺有限元模拟得到残余应力分布在试件表面深约130 μm的区域,表层残余应力为–380.16 MPa,应力集中系数为1.193,残余应力影响下的八面体Schmid应力幅值降低了10%左右。DD6低周疲劳试验结果在预测结果的2倍分散带以内。结论 喷丸强化可以有效提高DD6低周疲劳寿命,对低周疲劳寿命的影响机制为残余应力的引入与粗糙度的改变。所建立的喷丸强化单晶合金DD6低周疲劳寿命预测模型具有较好的准确性。     

GH720Li镍基高温合金蠕变-疲劳试验研究

对先进航空发动机涡轮盘的典型材料镍基高温合金GH720Li的蠕变-疲劳特性进行了试验研究。通过对真实涡轮盘上取样的圆棒试验件,开展了650℃不同保持时间下的GH720Li合金蠕变-疲劳试验。结果表明,650℃下保持时间对GH720Li合金的蠕变-疲劳特性影响较大,即,在较长的保持时间(30 min)下,蠕变损伤占主导地位,降低了材料的蠕变-疲劳寿命。SEM断口分析表明:随着保持时间的增加,裂纹形成区由穿晶和沿晶混合断裂向沿晶断裂转化;裂纹扩展区由穿晶断裂向穿晶、沿晶的混合模式转化。最后,基于GH720Li合金的蠕变-疲劳试验数据,分别选取载荷谱转换法和机械功密度法进行GH720Li合金的蠕变-疲劳寿命预测,并研究了2种模型的工程适用性。     

可装配性设计环境与航空发动机转子的装配仿真

一、前言据统计，在工业化国家产品生产的过程中，大约1/3左右的人力在从事有关产品装配的活动，超过40%以上的生产费用用于产品装配。产品装配所需工时占产品生产制造总工时的40%～60%。因此，装配是产品生命周期的重要环节，是产品功能实现的主要过程。随着计算机集成制造（CIMS）和并行工程（CE）技术的发展和应用，对装配设计提出了更高的要求。并行工程认为产品设计对制造、装配等各环节具有决定性的影响作用。可装配性设计(DFA)是实施CE的支撑技术，对缩短产品的开发周期、提高设计质量、降低装配成本有显著作用。从根本上讲，这…     

复合材料高周弯曲疲劳试验与寿命预测

利用一阶弯曲共振现象,开展了复合材料悬臂梁高周弯曲疲劳试验。为了取代传统的金属疲劳理论,根据复合材料疲劳损伤渐进扩展的特点,发展了新的数值方法应用于复合材料的疲劳分析。研究局部疲劳损伤模型和周期跳跃技术,开发了复合材料悬臂梁高周弯曲疲劳的半解析法Matlab疲劳损伤分析程序;另一方面,通过开发UMAT子程序,实现了疲劳损伤模型和周期跳跃技术在商业有限元软件ABAQUS中的应用。分别使用半解析法和有限元法分析复合材料悬臂梁高周弯曲疲劳的损伤累积破坏过程,预测了其高周弯曲疲劳寿命,数值预测结果与试验结果较好吻合。     

面向组件的分布式零件优化设计和数据管理系统

采用分布式三层网络模型,构建了分布式的基于UG外部开发的零件参数化设计组件及基于Fortran语言的优化设计组件．利用VC 6．0和UG二次开发接口,以面向组件的系统开发方法和COM／DCOM编程方式进行了组件拼装,开发了一套集零件数据管理、参数化设计、优化设计和有限元分析等功能于一体的分布式零件优化设计与数据管理系统(D3MS)．     

叶片设计中用户自定义特征的分析与实现

这里对航空发动机叶片实际造型中的用户自定义特征的应用进行了研究和探索，在对叶片结构特点进行分析的基础上，提出了叶片参数化建模的特征分类形式，并按照ATEP（AP203/AP214)标准，对叶片用户自定义特征的模型结构进行了分析。     

低周载荷下NiTi微动疲劳寿命预测模型研究

微动磨损加速材料疲劳失效,微动疲劳是微动磨损和普通疲劳共同作用的结果;NiTi形状记忆合金具有良好的耐磨性和抗疲劳特性,可以延缓损伤的发生和扩展;改进原有的微动疲劳寿命预测模型,将微动磨损作为影响微动疲劳寿命的重要因素,引入NiTi微动疲劳寿命预测模型中;给出合理有效的NiTi微动疲劳寿命预测模型.     

基于耦合损伤的镍基单晶高温合金同相热机械疲劳寿命预测

在应力控制的同相热机械疲劳试验基础上,研究了DD6高温合金同相热机械疲劳损伤机理。基于连续介质损伤力学,建立了反映蠕变损伤和疲劳损伤耦合作用的寿命预测模型,并利用纯蠕变、疲劳的试验数据获取了模型中的损伤参数。进一步,本文开展了带保载时间的DD6高温合金同相热机械疲劳试验,试验寿命在基于耦合损伤的预测寿命的2.3倍分散带内,这表明本文发展的基于耦合损伤的寿命预测模型能够较为准确地预测DD6高温合金同相热机械疲劳寿命,可以为工程应用中DD6高温合金结构的寿命预测提供基础。     

涡轮叶盘主模型研究及应用

以航空发动机涡轮叶盘结构为研究对象,构建了涡轮叶盘自上而下的主模型控制结构。通过实施几何约束、拓扑约束和关联表达式,实现了部件模型的参数化,并进行了基于多学科优化设计的语境模型分析。研究了多学科优化设计中涡轮叶盘主模型的实现方法,以及优化中模型数据的集成控制。