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更新時(shí)間：2024.12.28
鈦合金葉片疲勞抗力的分析研究

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航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的失效模式主要是高周疲勞斷裂，葉片表面完整性會(huì)直接影響葉片的疲勞抗力。表面完整性（surfaceintegrity）是葉片加工后表面幾何和表面物理性質(zhì)的總稱。

鎳基單晶合金葉片疲勞壽命預(yù)測(cè)方法研究

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研究了3種針對(duì)鎳基單晶合金各向異性低循環(huán)疲勞壽命建模的方法,分別為基于單晶合金彈性模量與晶體取向相關(guān)性的方法,與各向異性屈服函數(shù)相關(guān)的方法和傳統(tǒng)滑移系的方法。對(duì)基于屈服函數(shù)的方法進(jìn)行了修正以將其應(yīng)用于單晶合金。利用公開(kāi)文獻(xiàn)中DD3單晶合金的低循環(huán)疲勞數(shù)據(jù)對(duì)修正的模型進(jìn)行了驗(yàn)證,并對(duì)采用這3種方法得到的數(shù)據(jù)進(jìn)行了比較。結(jié)果表明:修正的疲勞壽命模型和基于取向函數(shù)的壽命模型的預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)相比基本落在3倍分散帶內(nèi),而采用基于滑移系的方法所得結(jié)果在4倍分散帶內(nèi)?；谇瘮?shù)的修正模型和另外2種模型均可以較好地與3維有限元應(yīng)力分析直接銜接,便于渦輪葉片結(jié)構(gòu)級(jí)的壽命預(yù)測(cè)。

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