2) blade fatigue life
叶片振动疲劳寿命
1.
Compared with the traditional S-N relations,the developed relationship approaches as a power-function not an exponent function,which provides a new way to determine blade fatigue life and investigate material multi-axial high cyclic fatigue.
以某型航空发动机低压压气机2级转子叶片一阶弯曲振动时不同af值(叶尖振幅与叶片固有振动频率乘积)及相应的振动疲劳寿命的试验结果为出发点,建立了叶片振动疲劳寿命与af值的关系,所得关系与传统的S-N关系相比,既不是幂函数也不是指数函数。
3) vibration fatigue test of blade
叶片振动疲劳试验
4) engine blade
发动机叶片
1.
Through corresponding techniques including system optimization of probe structure and image matching of two CCD cameras and establishing error assessment rules, this system can fulfill measurement of surfaces of aircraft engine blades.
介绍了工作在三坐标测量机上的视觉形貌测头用于自由曲面非接触测量的测量原理,对系统结构参数进行了优化设计,通过立体视觉匹配技术的引入以及建立误差评定准则,实现了飞机发动机叶片的非接触测量。
2.
Because of its complex structure, high flexibility and experience dependence, especially in the design of engine blade moulds, it is hard to achieve satisfactory design automation merely by the existing numerical mould parting design methods .
针对发动机叶片模具的分模设计约束复杂、方法灵活和经验依赖性强的特点 ,提出了基于规则的自动分模设计方法。
3.
The Computer Method Applied to Engine Blade Vibration Experiment on Frequency Testing;
准确的进行叶片固有频率测量是流体机械设计的一项基本而重要的内容,本文运用计算机测试技术,针对发动机叶片的振动参数测试进行了基于PCI总线的硬件搭配与软件开发,完成了一套叶片振动的多阶固有频率测试系统,并实现了自动化。
5) Turbine blade
发动机叶片
1.
Optimization and experimental investigation on electrolyte flow mode in ECM of turbine blades;
发动机叶片电解加工电解液流动方式优化及试验
2.
This paper presented a new flexible 3-electrode feeding method in ECM to machine the profile and platform of turbine blade.
以某型发动机叶片为研究对象,设计了新的三头柔性进给的电解加工方式,对毛坯装夹角度和阴极进给方向进行优化选择,提出了叶盆、叶背采用不同进给角度进行加工的方式来提高叶片的加工精度,以实现全方位叶片电解加工。
3.
As a result, the goal of repairing and strengthening turbine blades is reached.
研究了不同激光熔覆工艺参数和添加不同稀土含量对航空发动机叶片铸造缺陷激光熔覆开裂敏感性的影响。
6) airplane engine blades
飞机发动机叶片
1.
In order to study the impacts of sand on the airplane engine blades, a theoretic model of permanent notch and rebound coefficient is established by simulating engine blades with transversely isotropic material.
研究沙粒与飞机发动机叶片的冲击碰撞,并将飞机发动机叶片模拟为横观各向同性材料,建立了横观各向同性叶片受沙粒垂直冲击碰撞时产生的永久性凹坑深度和反弹系数的解析表达式。
补充资料：叶片疲劳
叶片疲劳
blade fatigue
yeP旧nP，1 00叶片疲劳(blade fatigue)叶片材料在交变应力或交变应变作用下，某些部位的微观结构产生了逐渐的不可逆变化，导致在一定的循环次数以后形成宏观裂纹或发生断裂的过程。叶片故障的原因大多为疲劳损伤。汽轮机服役过程中，叶片要承受稳定载荷和交变载荷，在叶片中产生稳定应力(离心应力、稳定气流应力、稳定热应力)和交变应力(振动动应力、起停引起的离心应力循环、热应力循环、自激振动引起的交变应力等)。叶片的疲劳损伤和疲劳寿命由交变应力、平均应力(稳定应力)、材料的强度和循环特性、叶片表面状况、腐蚀介质、运行历史和运行条件等因素所决定。 疲劳破坏的特征疲劳破坏与静力破坏有着本质不同的特征:①在交变载荷作用下，交变应力在远小于材料强度极限的情况下，破坏就可能发生;②不管是塑性材料或弹性材料，疲劳断裂在宏观上均表现为无明显塑性变形的突然断裂，即疲劳断裂常表现为低应力脆性断裂，这一特征使其具有更大的危险性;③疲劳破坏常具有局部性质而不牵涉到整个结构的所有材料，局部改变的细节设计或工艺措施，即可较明显地增加疲劳寿命;④疲劳破坏是一个尽积损伤过程，需经历一定的时间历程，甚至很长的时间历程。金属材料的疲劳破坏可分为疲劳裂纹萌生、疲劳裂纹扩展和失稳断裂三个阶段;⑤疲劳破坏断口在宏观上和微观上均有其特征，有助于分析是否属于疲劳破坏及疲劳破坏的类型;⑥叶片表面上金属材料所受约束较少，与工作介质直接接触，及表面上往往留有加工及服役过程造成的痕迹，因此疲劳裂纹常在叶片表面萌生。实际叶片疲劳裂纹的萌生总是局限在一定的部位，如进、出汽边，叶根、圈带、拉筋孔及截面突变过渡等区城的应力集中处，锻、铸、焊、热处理造成的表面裂纹或其他缺陷.表面机械划伤或冲蚀缺口，局部腐蚀坑，表面残余拉应力，最大振动交变应力的部位等。 叶片高周疲劳运行时叶片的振动动应力是对叶片的高周疲劳载荷。由于叶片动应力取决于激振颇率及其谐波分量、叶片固有频率、振动模态、模态刚度及阻尼，因此叶片高周疲劳寿命与上述参数紧密相关。振动载荷的循环次数较多而幅值变化较小，对叶片造成高周疲劳。 叶片低周疲劳机组起动一运行一停机循环对叶片产生低周疲劳载荷，包括离心应力循环载荷及热应力循环载荷等。这些载荷在一次起停中仅循环一次，对叶片造成次数较少而幅值变化较大的低周疲劳。叶片低周疲劳损伤多发生在叶根等交变应力较大及应力集中较大的部位。 叶片腐蚀疲劳汽轮机叶片在蒸汽环境中工作，燕汽本身就含有腐蚀介质，在湿燕汽区，尤其是在过渡区(干、湿燕汽分界威尔逊线附近)介质的腐蚀性更为强烈。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条