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金博宝
体积22,2021
货号 4
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内政部 https://doi.org/10.1051/meca/2021001
网上发布 2021年3月8日

©Y. Dong等,EDP Sciences主办,2021

许可创造性公共这是一篇基于知识共享署名许可协议(https://creativecommons.org/licenses/by/4.0.),允许在任何媒介上无限制地使用、分发和复制,但必须正确引用原作。

1介绍

作为航空发动机的关键部件,高压涡轮盘必须长期在恶劣的高温和高转速环境下工作。这种复杂的热机械机械的可靠性直接关系到飞行安全。涡轮盘的极端和不寻常的运行条件和运行要求对材料和制造技术的创新提出了巨大的挑战。复合材料、多相材料、功能梯度材料等各种新材料的出现,以及增材制造技术的发展和进步,使材料在强度、刚度和使用可靠性方面具有可设计性。

Aero-Engine涡轮盘的工作条件非常苛刻。在450-840°C的操作温度下暴露在高温气体中,光盘的边缘必须具有优异的耐用性和抗蠕变和疲劳裂缝的耐受性。相反,光盘的中心在相对较低的温度下运行,但受到大的离心应力的影响,因此中心必须具有高屈服强度和良好的低循环疲劳性能[1].这些特性不是单靠一种材料就能满足的[2- - - - - -5].功能梯度材料(功能梯度材料),在另一方面,具有明显的优点,即它们的属性可以与零件上的梯度和位置而变化[6],从而能够承受复杂的操作环境,满足涡轮盘的要求。对于双金属功能梯度涡轮盘,可以充分优化结构设计,在不增加结构厚度和重量的情况下保证结构的稳定性。

建立功能梯度材料的热物理模型的最终目的是确定最佳材料体积分数公式,使得材料可以在服务过程中表现出最佳的热性性能。也就是说,模糊组件材料的界面,并且浓缩的热应力被释放。图1a为金属材料a和B组成的功能梯度材料示意图。随着半径r的增大,材料a的体积分数逐渐减小,材料B的体积分数逐渐增大。忽略材料的形状和接触问题,功能梯度材料的成分分布可以简化为理想的功能梯度材料[7],如图所示图1b.随着体积分数梯度的变化,材料的弹性模量、泊松比、线膨胀系数、导热系数等热力学性能也会发生梯度变化。

有限元法在功能梯度材料热应力分析中得到了广泛的应用。功能梯度材料在不同条件下的热响应深入研究[8,9]已经由一些调查人员进行。在功能分级材料的数值模拟中,一些研究人员[10,11使用ANSYS有限元软件用于FGM的数值模拟,有效地证明了FGM显着改善了热应力的减轻和界面裂纹生长的抑制。它们还验证了FGMS辅助设计中有限元软件的可靠性,但是一些缺陷仍然存在于FGM的数值模拟层之间的过渡的连续性特征中。

其他与有限元相关的研究包括Jiang推导的FGM薄板在热载荷作用下的热应力计算公式[12].借助于ABAQUS的二次开发,在古典板理论的基础上分析了一维FGM薄板的稳态热问题。pourhamid等人。[13介绍了超级元素方法(SEM)并分析了ABAQUS中的金属陶瓷FGM发动机活塞问题,并检查了材料成分分布对温度和应力场分布的影响。

在这项工作中,根据理论分析和有限元模拟的组合,我们导出和计算的功能梯度材料为不同的组成比例的热力学参数,进行针对不同的组成比例使用条件下功能梯度材料的数值模拟,并执行的优化分析基于模拟结果的组成分布参数。我们建立了旨在解决双金属涡轮盘的热力学问题,功能梯度材料的材料特性模型,并建立了一套材料性能参数为,这是适合于具有良好的热性能涡轮盘服务条件功能梯度材料。

缩略图 图。1

理想化的功能梯度材料。

2双金属功能梯度材料模型特性

2.1功能梯度材料的成分分布、功能和材料选择

有些学者在功能渐变材料的组成分布式公式的研究中取得了富有成效的结果,并且有些方法是计算密集和耗时的,并且完整的功率功能表格具有困难的数据处理问题。为了建立一种简化实用的模型,可以快速应用于实际工程问题,在本文中,我们采用简化的功率功能作为材料体积分数的表达:(1)在哪里α.表示A相材料,C0,k, 和n是控制曲线的形状可调整的系数(在下文中称为组成分布参数),和B是涡轮盘的最大半径。

航空发动机涡轮盘的工作条件极其恶劣。在450–840°C的工作温度下暴露于高温气体中的阀盘边缘必须具有优异的耐久性和抗蠕变和疲劳开裂能力。相反,阀盘中心在相对较低的温度下工作,但承受较大的离心应力,因此,阀盘中心必须具有较高的屈服强度和良好的低周疲劳性能。650以下 摄氏度时,GH4169的屈服强度在锻造高温合金中排名最高,并且具有良好的抗疲劳、抗辐射、抗氧化和抗腐蚀性能。这使其成为合适的轮毂材料。900以下 °C时,K418B合金具有很高的抗蠕变、热疲劳和抗氧化性,这使其成为一种合适的肋骨材料。由于高温合金GH4169和K418B是常用的涡轮盘材料,我们研究了基于这两种材料的双金属功能梯度材料。GH4169和K418B合金的材料参数受工作温度的影响。具体的热参数如所示表12,分别。基于这两种材料的性能,我们采用GH4169合金作为实验材料α.本文的相材料,其体积分数在径向方向上减小,以及K418b合金作为β相材料,其体积分数在径向上增大。

表格1

GH4169高温合金热力学参数的温度依赖性[14].

表2.

K418B高温合金热力学参数的温度依赖性[14].

2.2功能梯度材料的热力学参数

当体积分数fα.r)的α.相材料是已知的,与半径FGM的弹性力学参数的变化r可表示如下[15]:(2)(3)

在弹性力学知识的基础上,给出了体积模量的表达式Kr),剪切模量Gr),和拉梅常数λ.r)如下:(4)(5)(6)

当体积分数fα.r)的α.相位材料是已知的,具有半径R的FGM的热力学参数的变化可以表示如下[16]:(7)(8)

确定所述功能梯度材料的参数和的体积分数的函数关系后α.相位材料,性能参数与半径相关r涡轮盘,形成在有限元软件建立所述功能梯度材料模型和计算其服务性能提供了理论基础。

2.3涡轮盘的本构模型

鉴于在役涡轮盘承受高速气流冲击和破裂的大动态载荷,Johnson–Cook(J-C)经验模型[17]常用于模拟涡轮盘在实际工况下的力学性能。该模型被广泛用于描述金属材料在高温环境下的强度极限和破坏行为。

由于J-C模型的部分参数必须通过实验获得,包括准静态拉伸试验和动态拉伸压缩试验,而本文研究的功能梯度双金属材料仍处于理论验证阶段,没有实验数据。如果我们建立一个基于未经验证的双金属梯度功能材料的理论J-C模型,它极有可能包含很大的误差。考虑到全球对GH4169合金的J-C研究已经取得成功,我们采用GH4169合金的实验数据[18]构建构模型和最小化J-C型的误差。

J-C模型的数学表达式如下:(9)(10)(11)在哪里一个,B,n,C, 和是由材料决定的参数,σe是冯米塞斯等效流动应力,ε.e为等效塑性应变,为无量纲应变率,是等同的塑料应变率,为参考应变率,取0.001 s−1,T是无量纲的温度,和T,Tr, Tm分别为测试温度、室温(20℃)和熔点。J-C模型拟合后得到的材料参数如下图所示表3

表3

GH4169合金Johnson-Cook(J-C)模型参数。

2.4 FGM涡轮盘性能计算程序

在这项研究中,我们制定了一个计算程序对双金属功能梯度材料的热力学响应。计算的概念示于图2.该程序执行模型导入,材料设置,网格划分。界面显示在图3.

缩略图 图2

计算程序的操作过程。

缩略图 图3.

设定功能分级材料(FGM)属性的界面。

3双金属功能梯度涡轮盘的力学性能分析

3.1涡轮盘模型的建立

考虑到本研究的主要目的是探索功能梯度材料对涡轮盘使用性能的影响,选择了某型航空发动机涡轮盘的简化模型进行建模。由于航空发动机涡轮盘结构和工作条件的对称性,为了提高计算效率,采用涡轮盘的四分之一比例进行了仿真。涡轮盘模型和材料分布如所示图4

缩略图 图4.

涡轮盘模型和材料分布。

3.2涡轮盘的边界条件和负载设置

涡轮发动机中旋转的热盘一般受到离心载荷、相当于叶片产生的离心力的拉应力、迎面而来的气流冲击叶片产生的气动力、热应力、振动载荷和装配应力的组合作用。其中,离心负荷和热应力对涡轮盘性能的影响较大,而其他三种负荷的影响较小。因此,本文对涡轮盘的负荷分析主要包括离心负荷和温度负荷[19].

为了模拟真实的工作条件下的温度场,顺序耦合方法采用了有限元的热应力分析。It is assumed that the temperature field is in a steady state, the temperature of the core is 360 °C, and the temperature of the rim is 600 °C [20.].

涡轮圆盘上的离心负荷可以看作是圆盘本身的离心力和叶片离心力对圆盘的拉力的叠加。圆盘的转动载荷的谱如图所示表4.,所施加离心载荷的参数如所示表5.

表4.

750小时的涡轮盘的负载谱[21].

表5.

上叶片对应于涡轮盘的各种速度离心载荷。

3.3涡轮盘的应力 - 应变分析

涡轮盘与在最大状态下的发动机转速,空闲状态,并且巡航状态的模拟结果示于本节。的应力,应变,和不同的发动机条件下,FGM涡轮盘的变形示于表6.

所示图5.- - - - - -7,各种状态中的涡轮盘的振动误判压力分布表明,随着半径的增加,应力降低。最大应力位于盘的轮毂处,因此双金属功能级涡轮机盘的轮毂部分是具有失败风险的位置。此外,随着涡轮盘的速度增加,应力,应变和总变形的幅度均增加。

为了研究功能梯度双金属涡轮盘和GH4169合金涡轮盘之间的性能差异,我们选择了一个GH4169合金盘操作的模拟结果在发动机的最大状态,并在相同的负载和边界条件与上述FGM的下盘,如图图8.两者之间的性能比较显示在表7.

上述结果表明,具有最大Von Mises应力的位置是FGM光盘和GH4169光盘的集线器。两种材料圆盘的高风险位置是相同的,但FGM光盘的最大VON误判压力大于GH4169光盘。两种材料涡轮盘的最大主应变很少不同,并且两种不同材料的涡轮盘上的总变形的大小和分布基本相同,在轮辋上具有最大的总变形。

表6.

不同发动机条件下FGM涡轮盘的应力,应变和总变形。

缩略图 图5.

FGM涡轮盘在最大状态下的模拟结果:(a) von Mises应力分布云图,(b)应变分布云图,(c)变形分布云图。

缩略图 图6.

FGM涡轮盘的模拟结果在空闲状态下:(1)von Mises应力分布云图,(b)中的应变分布云图,和(c)的变形分布云图。

缩略图 图7.

FGM涡轮盘在巡航状态下的仿真结果:(a) von Mises应力分布云图,(b)应变分布云图,(c)变形分布云图。

缩略图 图8

GH4169合金涡轮盘在最大状态下的模拟结果:(a) von Mises应力分布云图,(b)应变分布云图,(c)变形分布云图。

表7.

FGM汽轮机盘与最大状态下的GH4169光盘的性能比较。

涡轮盘的3.4疲劳寿命分析

基于上述分析结果,对涡轮盘中心孔的疲劳寿命进行了研究。功能梯度材料的疲劳参数如图所示表8.,其中α是材料的伸长率。结合航空发动机涡轮盘在实际使用中的载荷条件,本研究中使用的涡轮盘载荷谱如所示表9.

根据发动机性能仿真要求,仿真的上限转速将超过最高转速,转速下限取为最高仿真转速的5% [22].选择疲劳算法时,考虑到双金属材料的延展性机械性能,我们选择在标称应力法范围内采用多轴疲劳分析方法。

本节中的疲劳分析主要考虑在发动机的最大状态下的涡轮盘的疲劳性能。在最大状态下的疲劳损伤被认为是在服务过程中最严重的疲劳损伤,和在最大状态下的疲劳寿命被认为是在服务过程中的最短疲劳寿命。

图9显示FGM涡轮盘的疲劳损坏(由此称为损坏的损坏),强度因子(FOS)的因子,以及使用初始成分分布参数的最大速度的FGM涡轮盘的疲劳寿命(因此称为生命)。所示图9一,该光盘FGM的疲劳损伤主要分布在中心孔和涡轮盘的尖角,即,在应力分析的高风险区域。最大损害是6.324×10−5,出现在盘的中心孔。

当选择在FE-SAFE软件包(达索系统,法国)抗疲劳结构设计方法,我们选择了FOS因子设计方法,把缺省的设计寿命为106h。在Fe-Safe中,在计算过程中比较了计算的寿命和设计寿命。如果计算的寿命短于设计寿命,则节点的FOS系数小于1;如果计算的寿命长于设计寿命,则节点的FOS系数大于1。图9B表明,FOS因子小于1的区域是光盘的中心孔,表明该位置的疲劳寿命小于10的设计寿命6h。女性生殖器切割椎间盘FOS因子最小值为0.5375。所示图9c,功能梯度材料盘的最短寿命为17100.15 h,约20384次循环,发生在功能梯度材料盘的中心孔处,满足低周疲劳寿命间隔10次4–105h。

对GH4169合金涡轮盘在相同工况下进行了疲劳分析,得到了最大转速下的疲劳损伤、FOS因子和对数疲劳寿命分析结果图10

结果表明,GH4169合金盘与功能梯度材料盘的疲劳损伤部位相同。疲劳寿命最短的位置出现在中心孔,与应力分析中预测的高危位置一致,且在功能梯度材料盘上寿命最短。FGM椎间盘FOS因子的径向分布与FGM椎间盘有显著差异,但最小FOS因子的位置与FGM椎间盘相同。表10.对比了两种材料的疲劳性能。

基于上述分析结果,具有初始成分分布参数的功能梯度材料圆盘在最大状态下的疲劳性能不如GH4169圆盘。圆盘中心孔高风险区的疲劳寿命缩短尤为显著,但FGM圆盘仍然符合航空发动机涡轮盘的低周疲劳规律,其疲劳寿命在低周疲劳寿命的可接受范围内。

表8.

的FGM疲劳参数的值。

表9.

涡轮盘的循环负荷谱。

缩略图 图9.

功能梯度材料盘在最大速度下的疲劳损伤、FOS因子和对数疲劳寿命结果:(a)功能梯度材料盘的疲劳损伤分布,(b)功能梯度材料盘的FOS因子分布云图,(c)功能梯度材料盘的对数疲劳寿命分布云图。

缩略图 图10.

GH4169圆盘在最大速度下的疲劳损伤、FOS因子和对数疲劳寿命结果:(a)疲劳损伤分布,(b)FOS因子分布云图,和(c)对数疲劳寿命分布云图。

表10.

的涡轮盘的疲劳特性的比较两种材料在最大状态。

4梯度功能材料成分分布参数对涡轮盘性能的影响

4.1应力,应变和疲劳性能参数n的影响

We assumed that the engine operated at the maximum state conditions, i.e., at a turbine rotational speed of 17 650 rpm, C0 = 1.0, K = 1.0, and n = 0.5, 1, 1.5, 2.0, 2.5, 3.0, 3.5, and 4.0. Stress analysis calculations were performed for the turbine disc, and the turbine disc stress distribution under different parameter combinations is shown in图11.冯米塞斯应力在涡轮盘为n个不同的值上的特性节点被示出表11.

的结果图11表11.结果表明,随着n值的增加,最大von Mises应力的位置仍然在孔中心位置。最大von Mises应力幅值变化相对较小,涡轮盘的高危区保持不变。

然后我们研究了改变在涡轮盘的疲劳性能n的值的效果。对数疲劳寿命为1.0 n个值,2.0,3.0和4.0的分布图示于图12涡轮盘的最短疲劳寿命列于表12..当n增加时,最短疲劳寿命的小时数逐渐同时保持在低循环疲劳寿命的范围增加。发生这种情况是因为,随着n的值升高,涡轮盘的材料特性朝向该GH4169合金的偏移。

基于上述压力和疲劳寿命的分析结果,价值越大n在(0,4)区间,梯度功能材料涡轮盘的热力学性能越好,低周疲劳性能越好。

缩略图 图11.

不同参数值下的涡轮盘应力分布图n(一)n= 0.5,(b)n= 1.5 (c)n= 2.5, and (d)n= 3.5。

表11.

涡轮盘各特征节点的Von Mises应力n价值观。

缩略图 图12.

FGM涡轮盘的模拟结果在巡航状态:(a)中n= 1.0,(b)中n= 2.0 (c)n= 3.0,和(d)n= 4.0。

表12.

对数疲劳寿命涡轮盘的用于不同n价值观。

4.2 C0参数对应力、应变和疲劳性能的影响

对涡轮盘在其最大状态条件下进行了应力分析计算,即转速为17650 rpm, n = 2.0, k = 1.0, C0 = 0.1, 0.3, 0.5, 0.7和1.0。不同参数组的涡轮盘的von Mises应力分布如图所示图13.列出了涡轮盘的特征节点的von误判,用于C0的不同值的涡轮盘的特征节点表13..随着C0的值减少,最大von误判压力发生在同一位置。最大von误误误差的值略微增加,但涡轮机盘的高风险区域仍然在中心孔处。

然后,我们研究了改变C0值对涡轮盘疲劳性能的影响。不同C0值的对数疲劳寿命分布图如所示图14和涡轮盘的最短疲劳寿命被列在表14..作为C0的值下降,最短疲劳寿命的小时数,而在低循环疲劳寿命的范围仍剩余的逐渐降低。发生这种情况是因为,作为C0的值下降,涡轮盘的材料性质朝向与下疲劳strength.Combining的应力和疲劳寿命的上述分析结果的K418B合金的移位,我们了解到,越大的值C0是(0,1)的范围内,更好的FGM涡轮盘的热力学性能和更好的低循环疲劳性能变得。

缩略图 图13.

具有不同参数值的涡轮机圆盘的对数疲劳寿命图n: (a) C0 = 0.1, (b) C0 = 0.5, (c) C0 = 0.7, (d) C0 = 1.0。

表13.

von Mises应力对于不同C0值涡轮盘的特性的节点。

缩略图 图14.

涡轮盘与参数C0的不同值的对数疲劳寿命的分布图:(1)C 0 = 0.1,(b)中C0 = 0.5,(C)C0 = 0.7,和(d)C0 = 1.0。

表14.

对数疲劳寿命涡轮盘的不同的C0值。

4.3参数k对应力、应变和疲劳性能的影响

在示出的von Mises应力分布图15得到了不同参数组涡轮盘在最大状态下运行的结果,即在转速为17 650 rpm时,nC0 = 1.0 = 2.0, k = 0.1, 0.2, 0.4, 0.6, 0.8和1.0。涡轮盘在不同参数组合下的von Mises应力分布如图所示图15.在涡轮盘上的特征节点的von Mises应力值列于表15.

表格展示,随着k的值减小,在涡轮盘上保持最大von误声应力的位置保持不变。最大von误判压力的变化的大小相对较小,并且磁盘的中心仍然处于磁盘故障的危险区域。然后,我们研究了改变k值对涡轮盘疲劳性能的影响。k值为0.2,0.4,0.6和0.8的对数疲劳寿命分布如图3所示图16和涡轮盘的最短疲劳寿命被列在表16..随着k的增加,疲劳寿命最短小时数逐渐增加,但仍保持在低周疲劳寿命范围内。

基于应力和疲劳寿命的上面的分析结果,我们确定k的值越小是在区间(0,1),更好的FGM涡轮盘的热力学性能和更好的低循环疲劳性能成了。

缩略图 图15.

不同参数k值下的涡轮盘应力分布图:(a) k = 0.1, (b) k = 0.4, (c) k = 0.8, (d) k = 1.0。

表15.

von Mises应力对于不同的k值涡轮盘的特性的节点。

缩略图 图16

具有不同值的涡轮盘对数疲劳寿命的分布图:(a)k = 0.2,(b)k = 0.4,(c)k = 0.6,(d)k = 0.8。

表16.

不同k值下涡轮盘的对数疲劳寿命。

5结论

在这项工作中,我们通过组合理论分析和有限元数值模拟来研究一种双金属功能梯质材料涡轮机盘并成功建模了FGM涡轮盘。基于有限元模拟获得了FGM涡轮机圆盘的热力学响应。然后进行涡轮机盘的低循环疲劳计算。最后,通过反复计算调整FGM成分分布参数的热力学响应和低循环疲劳结果,获得了组成分布参数与FGM涡轮机的服务性能之间的相关性。主要结论如下:

  • 通过组合功能梯度材料和机械计算方法的现有理论模型中,我们提出了一个体积分数的表达和调节的组成分布参数来模拟适用于航空发动机的涡轮盘的组成分布。基于有限元方法的热力学响应溶液被发现的FGM涡轮盘。

  • 得到的应力,应变,以及各种工作条件下的FGM涡轮盘的总变形的分布。结果表明,对于离心负荷和热负荷下的FGM涡轮盘的应力逐渐从中心孔减小到轮辋,出现在盘的中心孔的最大应力,并且出现在边缘的总变形。研究结果验证了FGM盘的高风险头寸和服务过程中GH4169合金盘在涡轮盘的中心孔均。

  • 计算了在最大状态下操作的FGM涡轮盘的疲劳损坏,FOS因子和疲劳寿命的分布。基于仿真结果,FGM盘的最大损坏,最小FOS因子和最短疲劳寿命出现在光盘上的高风险位置,疲劳生活符合低周期疲劳寿命范围的标准。

  • 基于模拟功能梯度材料成分分布的体积分数表达式,研究了功能梯度材料圆盘表达式中成分分布参数的可调值对其使用性能的影响。结果表明,参数n在(0,4)范围内的值越大,C0在(0,1)范围内的值越大。k值在(0,1)范围内越小,功能梯度材料涡轮盘的热力学性能越好,低周疲劳性能越好。

致谢

本研究在中国国家自然科学基金(Grant编号51705440),中央大学的基础研究资金(Grant Numpers 20720180072),中国航空科学基金(20170368001),深圳至关重要研究课程(授予JCYJ20170818141303656),中国福建省自然科学基金(Grant Number 201901044)。

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引用本文:Y. Dong,W. Yan,T. Liao,Q. Ye,Y。您,模型表征和模型表征和对双金属功能分级涡轮机,力学和工业的力学性能分析金博宝224 (2021)

所有的表

表格1

GH4169高温合金热力学参数的温度依赖性[14].

表2.

K418B高温合金热力学参数的温度依赖性[14].

表3

GH4169合金Johnson-Cook(J-C)模型参数。

表4.

750小时的涡轮盘的负载谱[21].

表5.

上叶片对应于涡轮盘的各种速度离心载荷。

表6.

不同发动机条件下FGM涡轮盘的应力,应变和总变形。

表7.

FGM汽轮机盘与最大状态下的GH4169光盘的性能比较。

表8.

的FGM疲劳参数的值。

表9.

涡轮盘的循环负荷谱。

表10.

的涡轮盘的疲劳特性的比较两种材料在最大状态。

表11.

涡轮盘各特征节点的Von Mises应力n价值观。

表12.

对数疲劳寿命涡轮盘的用于不同n价值观。

表13.

von Mises应力对于不同C0值涡轮盘的特性的节点。

表14.

对数疲劳寿命涡轮盘的不同的C0值。

表15.

von Mises应力对于不同的k值涡轮盘的特性的节点。

表16.

不同k值下涡轮盘的对数疲劳寿命。

所有的数据

缩略图 图。1

理想化的功能梯度材料。

在文本中
缩略图 图2

计算程序的操作过程。

在文本中
缩略图 图3.

设定功能分级材料(FGM)属性的界面。

在文本中
缩略图 图4.

涡轮盘模型和材料分布。

在文本中
缩略图 图5.

FGM涡轮盘在最大状态下的模拟结果:(a) von Mises应力分布云图,(b)应变分布云图,(c)变形分布云图。

在文本中
缩略图 图6.

FGM涡轮盘的模拟结果在空闲状态下:(1)von Mises应力分布云图,(b)中的应变分布云图,和(c)的变形分布云图。

在文本中
缩略图 图7.

FGM涡轮盘在巡航状态下的仿真结果:(a) von Mises应力分布云图,(b)应变分布云图,(c)变形分布云图。

在文本中
缩略图 图8

GH4169合金涡轮盘在最大状态下的模拟结果:(a) von Mises应力分布云图,(b)应变分布云图,(c)变形分布云图。

在文本中
缩略图 图9.

功能梯度材料盘在最大速度下的疲劳损伤、FOS因子和对数疲劳寿命结果:(a)功能梯度材料盘的疲劳损伤分布,(b)功能梯度材料盘的FOS因子分布云图,(c)功能梯度材料盘的对数疲劳寿命分布云图。

在文本中
缩略图 图10.

GH4169圆盘在最大速度下的疲劳损伤、FOS因子和对数疲劳寿命结果:(a)疲劳损伤分布,(b)FOS因子分布云图,和(c)对数疲劳寿命分布云图。

在文本中
缩略图 图11.

不同参数值下的涡轮盘应力分布图n(一)n= 0.5,(b)n= 1.5 (c)n= 2.5, and (d)n= 3.5。

在文本中
缩略图 图12.

FGM涡轮盘的模拟结果在巡航状态:(a)中n= 1.0,(b)中n= 2.0 (c)n= 3.0,和(d)n= 4.0。

在文本中
缩略图 图13.

具有不同参数值的涡轮机圆盘的对数疲劳寿命图n: (a) C0 = 0.1, (b) C0 = 0.5, (c) C0 = 0.7, (d) C0 = 1.0。

在文本中
缩略图 图14.

涡轮盘与参数C0的不同值的对数疲劳寿命的分布图:(1)C 0 = 0.1,(b)中C0 = 0.5,(C)C0 = 0.7,和(d)C0 = 1.0。

在文本中
缩略图 图15.

不同参数k值下的涡轮盘应力分布图:(a) k = 0.1, (b) k = 0.4, (c) k = 0.8, (d) k = 1.0。

在文本中
缩略图 图16

具有不同值的涡轮盘对数疲劳寿命的分布图:(a)k = 0.2,(b)k = 0.4,(c)k = 0.6,(d)k = 0.8。

在文本中

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