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开展15?5PH焊接件在3种应力比分别为0.5、0.1、?1.0时条件下的高周疲劳试验,通过数据处理获得15-5PH焊接件在不同应力比下S-N曲线及疲劳强度。结果表明:15-5PH焊接件疲劳寿命随应力水平的增加而线性降低,该焊接件在应力比为0.5时疲劳强度最大,应力比0.1时次之,应力比为?1.0时疲劳强度最小。对断口进行分析表明,试样裂纹属疲劳裂纹,疲劳裂纹均起源于焊缝背面余高与母材的转角处,呈线源,线源上存在台阶;断口呈现解理特征和疲劳条带特征;焊缝余高表面可见鱼鳞纹,鱼鳞纹凝固形成深浅不一的表面形貌,裂纹由沟痕处起源,转角的大小和焊缝余高影响焊接件的疲劳寿命。 相似文献
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航空发动机转子气体轴向力技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
滚珠轴承是航空发动机的重要部件,其可靠性至关重要,轴向力过大或轻载打滑是引起轴承损坏的重要因素。在航空发动机设计过程中,需要对转子轴向力进行准确计算,并设置必要的调节手段,保证发动机滚珠轴承承受合适的轴向力。本文主要阐述了航空发动机转子气体轴向力技术,主要包括计算方法、调节手段和测试技术。 相似文献
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采用基于密度泛函理论的第一性原理平面波赝势计算方法,计算了Ni-M(B、Si、Zr和Hf)二元共晶沉淀相(Ni2B、Ni3B、Ni3B2、Ni23B6、Ni3Si、Ni5Zr和Ni5Hf)的相稳定性、弹性常数、硬度及相应的电子结构.相稳定性计算结果表明,二元共晶沉淀相结构稳定性变化趋势由高到低的顺序为Ni3Si、Ni5... 相似文献
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舱内噪声影响乘客乘坐飞机的舒适性,同时噪声是影响民用飞机获得适航证和市场认可的重要因素之一。在飞机低噪声设计开发中,机体表面高频声载荷的数值预测方法起着至关重要的作用。使用区域投影声束追踪法进行飞机表面的声载荷预测可以解决经典几何声学方法在大空间下计算的不适应性。经典声线追踪法对不同空间下的声线接收域有着严格的要求,文章将飞机模型的单元网格作为模型的单个接收域,将接收域向声源包络面上投影确定接收域应该接收的声能量密度,通过与经典算法在标准模型下的计算结果对比,定量分析了改进方法与经典方法在计算结果与计算效率上的优劣;通过对比商业软件的声线法模块在飞机模型下的计算结果,验证了改进计算方法计算结果的准确性。 相似文献
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某发动机高压涡轮叶片为镍基单晶合金叶片,在室温下进行振动疲劳试验后发现叶片开裂,通过宏观观察、金相检验和扫描电镜分析等方法对叶片开裂的原因进行了分析.结果表明:进气边叶根和榫头伸根的开裂形式均为疲劳开裂;进气边叶根气膜孔内壁存在多处小缺口及榫头伸根亚表面存在疏松缺陷,这些缺陷部位容易形成裂纹源,促进了裂纹的萌生,裂纹扩... 相似文献
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为评价选区激光熔化成形GH3536航空发动机零件的高温服役性能,采用既定工艺制备了拉伸试棒,并对其进行了去应力退火和热等静压(HT+HIP)处理,然后测试了其在20~815℃的拉伸性能,并分析了合金的显微组织、断口形貌和断裂机制。结果表明:HT+HIP处理后,晶界析出(Cr,Mo)23C6,晶粒发生部分等轴化转变,但仍保留了定向凝固特性,垂直于成形方向的截面组织中的晶粒更细、晶界更多,沿晶界析出的链状碳化物使得晶界弱化,断裂机制以沿晶断裂为主;晶粒尺寸的各向异性是不同成形方向试棒力学性能和断口形貌存在差异的主要原因;随着测试温度升高,抗拉强度下降,延伸率先升后降;断裂机制随温度升高发生转变,高温下的沿晶断裂机制比室温下的更明显,塑性变形程度更小,裂纹更长。 相似文献
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