CN107451377B - 一种面向航空发动机轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法 - Google Patents

一种面向航空发动机轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107451377B
CN107451377B CN201710770388.7A CN201710770388A CN107451377B CN 107451377 B CN107451377 B CN 107451377B CN 201710770388 A CN201710770388 A CN 201710770388A CN 107451377 B CN107451377 B CN 107451377B
Authority
CN
China
Prior art keywords
life
model
crystallite dimension
fatigue
wheel disc
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201710770388.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107451377A (zh
Inventor
胡殿印
王荣桥
李金俊
马琦航
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beihang University
Original Assignee
Beihang University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beihang University filed Critical Beihang University
Priority to CN201710770388.7A priority Critical patent/CN107451377B/zh
Publication of CN107451377A publication Critical patent/CN107451377A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107451377B publication Critical patent/CN107451377B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/30—Circuit design
    • G06F30/36—Circuit design at the analogue level
    • G06F30/367—Design verification, e.g. using simulation, simulation program with integrated circuit emphasis [SPICE], direct methods or relaxation methods
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Microelectronics & Electronic Packaging (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

本发明涉及一种面向航空发动机轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法，针对不同部位取样的标准试样开展金相分析，引入平均晶粒尺寸对现有的确定性寿命模型进行修正以提升预测精度；针对标准试样试验数据，建立概率寿命模型，定量描述材料性能的分散性；最后将确定性模型的损伤参数与概率模型相结合，建立晶粒尺寸修正的概率寿命模型。以疲劳寿命模型为基础，引入平均晶粒尺寸对寿命模型进行修正，明显提高了寿命模型的预测精度。进一步对确定性的晶粒尺寸修正寿命模型进行了概率化，可保证确定性寿命预测结果精度的同时，实现了对寿命数据分散性的定量描述。

Description

一种面向航空发动机轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法
技术领域
本发明属于航空航天发动机技术领域，具体涉及一种面向航空发动机轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法，它是一种能够考虑晶粒尺寸对轮盘疲劳寿命影响的设计方法。
背景技术
随着航空发动机技术的不断发展和航空发动机性能的不断提升，发动机轮盘承受着越来越高的温度和机械载荷，而作为发动机中的关重件和限寿件，还要求轮盘具有较高的可靠性和经济性。例如FAA(Federal Aviation Administration)适航条款的咨询公告AC33.14-1中要求单个部件的失效风险小于10-9次/飞行循环。因此，针对轮盘开展全面精确的寿命可靠性评估，是发动机提升性能和保证安全的必要手段。
随着新结构、新工艺在轮盘结构上的不断应用，轮盘的应力水平分布和材料性能分布趋于复杂化，双性能轮盘在国外发动机上已经实现应用，国内也已经开始研制。双性能轮盘的盘缘组织被处理为粗晶以增强抗蠕变性能，盘心组织被处理为细晶以增强抗疲劳性能。轮盘不同部位材料微观组织差异明显，在相同温度、载荷条件下的疲劳寿命相差达到10倍以上。其中晶粒尺寸是影响多晶材料疲劳性能的一个重要因素。虽然国内外学者针对晶粒尺寸效应已经开展了不少的试验对比研究，但是由于材料微观结构的复杂性和晶粒尺寸效应在不同载荷、不同温度、不同材料类型中表现出来的差异性，围绕晶粒尺寸效应开展的定量研究相对较少。
随着未来双性能轮盘制备技术的进一步成熟和应用，迫切需要在轮盘结构的整体寿命评估中考虑轮盘不同部位晶粒尺寸差异，提高概率寿命模型的准确性。所以建立轮盘材料概率寿命模型，引入晶粒尺寸进行修正，以提高概率寿命模型的确定性测量精度，对航空事业发展具有重要意义。
发明内容
本发明要解决的技术问题为：克服现有概率寿命模型预测精度不高的问题，提供一种航空发动机轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法，保证确定性寿命预测结果精度。
本发明解决上述技术问题采用的技术方案为：一种针对航空发动机轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法，实现步骤如下：
步骤(1)、轮盘不同部位标准试样取样：首先对轮盘进行有限元分析，将轮盘的材料属性和确定性载荷输入，进行轮盘结构的详细三维应力、应变分析分析，得到轮盘结构的应变、应力、位移的分析结果。然后，针对轮盘结构的可能发生疲劳失效的危险部位，从轮盘盘坯上进行标准试样取样，由于轮盘在实际工作过程中周向载荷较大，因此标准试样取样方向主要为弦向。为了研究盘坯不同部位的材料性能差异，从盘心到盘缘的方向上进行取样，取样点的数量和距离按照盘坯大小和材料性能差异确定，一般不少3个。
步骤(2)、标准试件疲劳试验：利用疲劳试验机开展标准试件的循环疲劳试验。根据轮盘有限元分析结果，确定危险部位的载荷水平，然后依据材料手册数据和轮盘要求的寿命范围确定标准试样的载荷水平，以保证标准试样的寿命范围能够将轮盘危险部位的寿命范围包含在内，为寿命评估提供支持。依据材料的载荷水平和损伤特征，确定疲劳试验条件。如果试验的载荷水平相对较高，材料出现明显的塑性应变，试验寿命范围全部位于低循环疲劳寿命范围内，此时应变为主要的损伤参数，因此在开展标准试样疲劳试验时采用应变控制。反之，采用应力控制方式。由此得到各载荷水平下的疲劳寿命数据。
步骤(3)、金相分析和晶粒尺寸统计：在标准试件疲劳试验的基础上，对比相同载荷下不同取样位置试样的金相图，得到存在明显差异的不同取样位置试样的晶粒大小。将同载荷水平下试样的试验寿命和晶粒尺寸分别除以平均寿命和晶粒尺寸，获得无量纲化之后的疲劳寿命与平均晶粒尺寸之间的关系。
步骤(4)、概率寿命模型建立：依据标准试样的疲劳寿命数据，建立符合材料损伤特征的确定性疲劳寿命模型。然后通过对寿命模型中的材料参数的分布进行假设，或者假设输入载荷参数和寿命的分布类型并将试验数据作为整体进行分析，实现寿命模型的概率化，从而建立相应的概率寿命模型，然后分析寿命预测结果精度。如果概率寿命模型精度未达到要求，则重新选取疲劳寿命模型直至达到预期精度。
步骤(5)、概率寿命模型修正：基于步骤(4)所得的确定性疲劳寿命模型，根据标准试样疲劳寿命与晶粒尺寸之间的关系，引入平均晶粒尺寸等参数对模型进行修正，以反映晶粒尺寸对材料疲劳寿命的影响。然后基于晶粒尺寸修正的疲劳寿命模型，通过回归分析方法，获取寿命模型中材料参数，从而建立相应的晶粒尺寸修正的概率寿命模型。
步骤(6)、对于轮盘，基于晶粒尺寸修正的概率寿命模型，取试样平均晶粒尺寸的最大值，和设定轮盘从盘心到盘缘存在晶粒尺寸从小到大的微观组织梯度，获得轮盘结构不同部位材料组织性能差异对轮盘寿命可靠性分析结果的影响。
所述的修正疲劳寿命模型，引入平均晶粒尺寸对寿命进行修正，与原始疲劳寿命模型相比，预测精度得到明显提升。其修正项为：其中，dg为平均晶粒尺寸，α为材料系数。
所述的基于晶粒尺寸修正的概率寿命模型，基于步骤(5)的回归分析方法，获取寿命模型中材料参数，再通过步骤(4)所得的晶粒尺寸修正的寿命模型式确定寿命模型中晶粒尺寸的修正系数，建立概率寿命模型。
本发明与现有技术相比的优点在于：
以疲劳寿命模型为基础，引入平均晶粒尺寸对寿命模型进行修正，寿命模型的预测结果分散带由60.46倍降低到5.49倍，明显提高了寿命模型的预测精度。
进一步对确定性的晶粒尺寸修正寿命模型进行了概率化，可保证确定性寿命预测结果精度的同时，实现了对寿命数据分散性的定量描述。
考虑压气机轮盘不同部位微观组织(晶粒尺寸)分布不同导致的疲劳性能差异，引入了叶盘不同部位详细的材料组织、性能数据疲劳性能的差异，采用非局部概率寿命分析方法，全面准确地描述轮盘整体的失效风险。
附图说明
图1为本发明的轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法流程图；
图2为本发明所得的线性晶粒尺寸修正概率寿命模型确定性预测精度图。
具体实施方式
下面结合附图，对本发明轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法的技术方案做进一步说明。
考虑晶粒尺寸对轮盘结构寿命的影响，结合疲劳寿命模型，本发明提出了轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法，其流程见图1。
步骤(1)、轮盘不同部位标准试样取样：首先对轮盘进行有限元分析，将轮盘的材料属性和确定性载荷输入，进行轮盘结构的详细三维应力、应变分析分析，得到轮盘结构的应变、应力、位移的分析结果。然后，针对轮盘结构的可能发生疲劳失效的危险部位，从轮盘盘坯上进行标准试样取样，TA19光滑圆棒试样从TA19压气机盘坯上进行取样，GH4169光滑圆棒试样从GH4169压气机盘坯上进行取样。由于轮盘在实际工作过程中周向载荷较大，因此标准试样取样方向主要为弦向。为了研究盘坯不同部位的材料性能差异，从盘心到盘缘的方向上进行取样，取样点的数量和距离按照盘坯大小和材料性能差异确定，一般不少3个。
步骤(2)、标准试件疲劳试验：利用疲劳试验机开展标准试件的循环疲劳试验。高温电阻炉采取多段加热，通过上中下三只热电偶进行温度测量，由温控设备进行闭环控制，温度波动不超过±3℃。根据轮盘有限元分析结果，确定危险部位的载荷水平，然后依据材料手册数据和轮盘要求的寿命范围确定标准试样的载荷水平，以保证标准试样的寿命范围能够将轮盘危险部位的寿命范围包含在内，为寿命评估提供支持。依据材料的载荷水平和损伤特征，确定疲劳试验条件。如果试验的载荷水平相对较高，材料出现明显的塑性应变，试验寿命范围全部位于低循环疲劳寿命范围内，此时应变为主要的损伤参数，因此在开展标准试样疲劳试验时采用应变控制。反之，采用应力控制方式。由此得到各载荷水平下的疲劳寿命数据。TA19光滑圆棒试样低循环疲劳试验应变比Rε＝0.1，试验温度为180℃，载荷波形为三角波，加载速率为0.3Hz。GH4169光滑圆棒试样低循环疲劳试验应变比Rε＝0.1，试验温度为600℃，载荷波形为三角波，加载速率为0.3Hz。
步骤(3)、金相分析和晶粒尺寸统计：在标准试件疲劳试验的基础上，对比相同载荷下不同取样位置试样的金相图，统计得到存在明显差异的不同取样位置试样的晶粒大小。将同载荷水平下试样的试验寿命和晶粒尺寸分别除以平均寿命和晶粒尺寸，获得无量纲化之后的疲劳寿命与平均晶粒尺寸之间的关系。结果表明GH4169试样疲劳寿命与平均晶粒尺寸的相关系数为0.7354，相关性显著，晶粒越细的试样疲劳寿命相对较长。
步骤(4)、概率寿命模型建立：依据标准试样的疲劳寿命数据，建立符合材料损伤特征的确定性疲劳寿命模型。然后通过对寿命模型中的材料参数的分布进行假设，或者假设输入载荷参数和寿命的分布类型并将试验数据作为整体进行分析，实现寿命模型的概率化，从而建立相应的概率寿命模型，然后分析寿命预测结果精度。如果概率寿命模型精度未达到要求，则重新选取疲劳寿命模型直至达到预期精度。对于线性异方差概率SWT寿命模型，当u＝0可靠度为0.5时，概率模型给出的寿命结果为中值寿命，可以认为线性异方差概率寿命模型退化为确定性寿命模型。采用此概率寿命模型进行试验寿命预测，预测结果分散带ΔN＝10.64。对于线性同方差概率SWT寿命模型，当u＝0可靠度为0.5时，概率模型给出的寿命结果同为中值寿命，可认为建立的线性同方差概率寿命模型退化为了确定性寿命模型。采用该概率寿命模型进行试验寿命预测，预测结果分散带ΔN＝10.54。
步骤(5)、概率寿命模型修正：基于步骤(4)所得的确定性疲劳寿命模型，根据标准试样疲劳寿命与晶粒尺寸之间的关系，引入平均晶粒尺寸等参数对模型进行修正，以反映晶粒尺寸对材料疲劳寿命的影响。然后基于晶粒尺寸修正的疲劳寿命模型，通过回归分析方法，获取寿命模型中材料参数，从而建立相应的晶粒尺寸修正的概率寿命模型。本专利中，所有试验点全部落在概率寿命模型的±3σ范围内，说明建立的晶粒尺寸修正概率寿命模型较好地描述了不同载荷条件下GH4169标准试样寿命的分散性。GH4169线性晶粒尺寸修正概率寿命模型确定性寿命预测结果的分散带ΔN＝5.52。
步骤(6)、基于晶粒尺寸修正的概率寿命模型，取试样平均晶粒尺寸的最大值和设定轮盘从盘心到盘缘存在晶粒尺寸从小到大的微观组织梯度，将轮盘分成5个区块，1盘心区块晶粒尺寸取光滑圆棒试样平均晶粒尺寸的最小值，5盘缘区块晶粒尺寸取光滑圆棒试样平均晶粒尺寸的最大值，不同区块的晶粒尺寸依次为4.99，6.25，7.52，8.78，10.04μm，获得轮盘结构不同部位材料组织性能差异对轮盘寿命可靠性分析结果的影响。结果在轮盘存在多个危险部位、高应力区域较多的情况下，全面考虑轮盘不同部位的组织性能特别是晶粒尺寸的差异，可以对盘的寿命可靠性给出更为精确的评估结果，有利于高性能航空发动机轮盘的减重或者延寿。
提供以上实施例仅仅是为了描述本发明的目的，而并非要限制本发明的范围。本发明的范围由所附权利要求限定。不脱离本发明的精神和原理而做出的各种等同替换和修改，均应涵盖在本发明的范围之内。

Claims (3)

1.一种面向航空发动机轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法，其特征在于：该方法实现步骤如下：
步骤(1)、轮盘不同部位标准试样取样：首先对轮盘进行有限元分析，将轮盘的材料属性和确定性载荷输入，进行轮盘结构的详细三维应力、应变分析分析，得到轮盘结构的应变、应力、位移的分析结果；然后，针对轮盘结构的可能发生疲劳失效的危险部位，从轮盘盘坯上进行标准试样取样，由于轮盘在实际工作过程中周向载荷较大，因此标准试样取样方向主要为弦向；为了研究盘坯不同部位的材料性能差异，从盘心到盘缘的方向上进行取样，取样点的数量和距离按照盘坯大小和材料性能差异确定，不少3个；
步骤(2)、标准试件疲劳试验：利用疲劳试验机开展标准试件的循环疲劳试验；根据轮盘有限元分析结果，确定危险部位的载荷水平，然后依据材料手册数据和轮盘要求的寿命范围确定标准试样的载荷水平，以保证标准试样的寿命范围能够将轮盘危险部位的寿命范围包含在内，为寿命评估提供支持；依据材料的载荷水平和损伤特征，确定疲劳试验条件；如果试验的载荷水平相对较高，材料出现明显的塑性应变，试验寿命范围全部位于低循环疲劳寿命范围内，此时应变为主要的损伤参数，因此在开展标准试样疲劳试验时采用应变控制；反之，采用应力控制方式，由此得到各载荷水平下的疲劳寿命数据；
步骤(3)、金相分析和晶粒尺寸统计：在标准试件疲劳试验的基础上，对比相同载荷下不同取样位置试样的金相图，得到存在明显差异的不同取样位置试样的晶粒大小，将同载荷水平下试样的试验寿命和晶粒尺寸分别除以平均寿命和晶粒尺寸，获得无量纲化之后的疲劳寿命与平均晶粒尺寸之间的关系；
步骤(4)、概率寿命模型建立：依据标准试样的疲劳寿命数据，建立符合材料损伤特征的确定性疲劳寿命模型；然后通过对寿命模型中的材料参数的分布进行假设，或者假设输入载荷参数和寿命的分布类型并将试验数据作为整体进行分析，实现寿命模型的概率化，从而建立相应的概率寿命模型，然后分析寿命预测结果精度；如果概率寿命模型精度未达到要求，则重新选取疲劳寿命模型直至达到预期精度；
步骤(5)、概率寿命模型修正：基于步骤(4)所得的确定性疲劳寿命模型，根据标准试样疲劳寿命与晶粒尺寸之间的关系，引入平均晶粒尺寸参数对模型进行修正，以反映晶粒尺寸对材料疲劳寿命的影响；然后基于晶粒尺寸修正的疲劳寿命模型，通过回归分析方法，获取寿命模型中材料参数，从而建立相应的晶粒尺寸修正的概率寿命模型；
步骤(6)、对于轮盘，基于晶粒尺寸修正的概率寿命模型，取试样平均晶粒尺寸的最大值，和设定轮盘从盘心到盘缘存在晶粒尺寸从小到大的微观组织梯度，获得轮盘结构不同部位材料组织性能差异对轮盘寿命可靠性分析结果的影响。
2.根据权利要求1所述的面向航空发动机轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法，其特征在于：所述的修正疲劳寿命模型引入平均晶粒尺寸对寿命进行修正，与原始疲劳寿命模型相比，预测精度得到明显提升，其修正项为：，其中，dg为平均晶粒尺寸，α为材料系数。
3.根据权利要求1所述的面向航空发动机轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法，其特征在于：所述基于晶粒尺寸修正的概率寿命模型基于步骤(5)的回归分析方法，获取寿命模型中材料参数，再通过步骤(4)所得的晶粒尺寸修正的寿命模型公式确定寿命模型中晶粒尺寸的修正系数，建立概率寿命模型。
CN201710770388.7A 2017-08-31 2017-08-31 一种面向航空发动机轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法 Active CN107451377B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710770388.7A CN107451377B (zh) 2017-08-31 2017-08-31 一种面向航空发动机轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710770388.7A CN107451377B (zh) 2017-08-31 2017-08-31 一种面向航空发动机轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107451377A CN107451377A (zh) 2017-12-08
CN107451377B true CN107451377B (zh) 2018-10-09

Family

ID=60494658

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710770388.7A Active CN107451377B (zh) 2017-08-31 2017-08-31 一种面向航空发动机轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107451377B (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108535105B (zh) * 2018-03-22 2020-12-15 中国科学院金属研究所 一种蠕墨铸铁疲劳强度的预测方法
CN112712860B (zh) * 2021-01-07 2022-07-19 昆明理工大学 一种基于真实金相图结构的晶粒有限元模型建模方法
CN114062166A (zh) * 2021-11-15 2022-02-18 无锡威孚力达催化净化器有限责任公司 一种金属材料热疲劳性能的快速评估方法
CN115329555B (zh) * 2022-07-29 2023-04-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种整体铸造的涡轮后机匣静力试验材料修正方法

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009084699A (ja) * 2008-12-08 2009-04-23 Nsk Ltd 転がり軸受
CN105445127A (zh) * 2015-11-27 2016-03-30 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 基于增材制造的钛合金晶粒尺寸与疲劳强度关系分析方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN107451377A (zh) 2017-12-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107451377B (zh) 一种面向航空发动机轮盘结构寿命分析的晶粒尺寸修正方法
CN105404756B (zh) 一种涡轮叶盘结构寿命可靠性设计方法
CN106644784B (zh) 一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法
CN103970965B (zh) 燃气涡轮发动机加速寿命试验试车方法
CN107563054B (zh) 一种基于SWT参数的Weakest-Link方法的涡轮盘概率寿命分析方法
CN110532723A (zh) 一种基于egra的涡轮盘多失效模式可靠性优化方法
CN108268905A (zh) 一种基于支持向量机的变压器故障诊断方法及系统
CN107895088A (zh) 一种航空发动机燃烧室寿命预测方法
CN105205264B (zh) 预测抽水蓄能发电电动机转子构件使用寿命的试验方法
CN107563053B (zh) 一种航空发动机轮盘疲劳寿命非局部概率设计方法
CN108629092A (zh) 一种基于尺寸效应修正的涡轮盘分区可靠性分析方法
CN105302987A (zh) 一种等效的预测热机械疲劳寿命的方法
CN111795901B (zh) 一种模拟涡轮叶片材料服役损伤的试验方法
CN108426717B (zh) 发动机试验参数异常状况自动判断方法及存储介质
CN105447271A (zh) 一种涡轮叶盘结构强度可靠性设计方法
CN114547928A (zh) 一种基于主成分分析的缺陷形貌等效与寿命评估方法
CN110532726A (zh) 一种基于贝叶斯校准的涡轮盘最弱环非局部概率寿命评估方法
CN113008694A (zh) 基于错配度的镍基高温合金涡轮叶片服役损伤评价方法
Ling et al. [Retracted] Fault Diagnosis of Automobile Engine Based on Improved BP Neutral Network
CN114139345B (zh) 一种基于试验数据相关性的涡轴发动机输出轴功率预测方法
CN109193791A (zh) 一种基于改进shapley值的风电汇聚趋势性分状态量化方法
CN115329620A (zh) 一种船用燃机涡轮高温部件的持久寿命计算评估方法
CN111639145A (zh) 一种燃气轮机热端动叶片寿命评估方法
Yue The recent progress in the design of structural strength and life assessment for aero-engine single crystal turbine blades
Zhang et al. Research on general aircraft cluster health assessment method

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant