為了預(yù)測(cè)航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片精鍛過程中所產(chǎn)生的最大殘余應(yīng)力值,在已建立好的葉片精鍛有限元模型基礎(chǔ)上,基于simufact. forming平臺(tái)對(duì)TC4鈦合金航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片精鍛過程進(jìn)行了仿真研究,分別獲得了上模速度、坯料溫度、模具溫度和摩擦系數(shù)等不同工藝參數(shù)組合下的葉片最大精鍛殘余應(yīng)力值。以收集的仿真數(shù)據(jù)作為訓(xùn)練樣本,先后建立了響應(yīng)曲面模型、BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型和GA-BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型,并將這3種模型的預(yù)測(cè)值與仿真值進(jìn)行比較。結(jié)果表明:所建立預(yù)測(cè)模型的最大相對(duì)誤差不超過6%,其中GA-BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型預(yù)測(cè)精度最高,可對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片精鍛最大殘余應(yīng)力進(jìn)行有效的預(yù)測(cè)。 

【文章來源】：塑性工程學(xué)報(bào). 2020,27(06)北大核心CSCD

【文章頁數(shù)】：6 頁

【部分圖文】：

航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片有限元模型

圖1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片有限元模型對(duì)式(1)進(jìn)行顯著性檢驗(yàn)及方差分析，得到了航空葉片精鍛最大殘余應(yīng)力回歸模型P=0.0098<0.05及該模型的負(fù)相關(guān)系數(shù)R2=0.8664，表明所建立模型的擬合預(yù)測(cè)結(jié)果較為準(zhǔn)確，具有一定的統(tǒng)計(jì)學(xué)意義。圖3a為模具溫度為250℃，摩擦系數(shù)為0.2時(shí)，上模速度和坯料溫度對(duì)航空葉片精鍛最大殘余應(yīng)力的三維響應(yīng)曲面。圖3b為上模速度為30 mm·s-1，摩擦系數(shù)為0.2時(shí)，坯料溫度和模具溫度對(duì)航空葉片精鍛最大殘余應(yīng)力的三維響應(yīng)曲面。圖3c為上模速度為30 mm·s-1，坯料溫度為910℃時(shí)，模具溫度和摩擦系數(shù)對(duì)航空葉片精鍛最大殘余應(yīng)力的三維響應(yīng)曲面。從圖3中可知，航空葉片精鍛最大殘余應(yīng)力隨著上模速度、坯料溫度和模具溫度的增大都有明顯的減小趨勢(shì)，而摩擦系數(shù)所產(chǎn)生的影響最不顯著。

對(duì)式(1)進(jìn)行顯著性檢驗(yàn)及方差分析，得到了航空葉片精鍛最大殘余應(yīng)力回歸模型P=0.0098<0.05及該模型的負(fù)相關(guān)系數(shù)R2=0.8664，表明所建立模型的擬合預(yù)測(cè)結(jié)果較為準(zhǔn)確，具有一定的統(tǒng)計(jì)學(xué)意義。圖3a為模具溫度為250℃，摩擦系數(shù)為0.2時(shí)，上模速度和坯料溫度對(duì)航空葉片精鍛最大殘余應(yīng)力的三維響應(yīng)曲面。圖3b為上模速度為30 mm·s-1，摩擦系數(shù)為0.2時(shí)，坯料溫度和模具溫度對(duì)航空葉片精鍛最大殘余應(yīng)力的三維響應(yīng)曲面。圖3c為上模速度為30 mm·s-1，坯料溫度為910℃時(shí)，模具溫度和摩擦系數(shù)對(duì)航空葉片精鍛最大殘余應(yīng)力的三維響應(yīng)曲面。從圖3中可知，航空葉片精鍛最大殘余應(yīng)力隨著上模速度、坯料溫度和模具溫度的增大都有明顯的減小趨勢(shì)，而摩擦系數(shù)所產(chǎn)生的影響最不顯著。3 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對(duì)殘余應(yīng)力的預(yù)測(cè)

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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