風扇葉片的案例
航空發動機寬弦空心風扇葉片制造研究綜述
而近幾十年來復合材料行業蓬勃發展，自 1995 年來，美國通用電氣(GE) 公司、英國羅-羅公司與法國斯奈克瑪公司的復合材料風扇葉片相繼問世，復合材料風扇葉片的應用可以進一步提高發動機的減重率，改善葉片疲勞強度、損傷容限等，目前歐盟正在開發未來發動機可使用的混合材料-鈦合金/復合材料智能風扇葉片。而國內針對復合材料風扇葉片的制造研究尚處在摸索階段，主要對于制造過程中的鋪疊參數或是纖維預制體的參數、固化參數等的各項參數邊界控制的認知。
鈦合金風扇葉片制造技術與復合材料風扇葉片制造技術的發展將相互促進。鈦合金風扇葉片在一定條件下會因為強度不足造成葉片疲勞斷裂，復合材料風扇葉片耐沖擊性能、耐摩擦性能薄弱，容易受到意外外來物體的影響和損壞，裂紋擴展迅速從而影響整個發動機的服役性能，金 屬材料裂紋擴展的延緩性相較于復合材料仍是一大優勢。此外，復合材料仍存在著腐蝕問題，其環保回收仍然是一個挑戰，還應當針對復合材料風扇葉片開展大量工藝、材料試驗。未來鈦合金風扇葉片仍是軍用航空領域風扇葉片的主流方案。
鈦合金寬弦空心風扇葉片是典型的空心加強結構零件，要求具備完整的空心減重結構及準確的外部氣動掠形結構，成形工藝復雜，其制造 綜合運用了擴散連接/熱成形以及數控加工、無損檢測等組合工藝技術，此種組合成形工藝技術可以充分發揮鈦合金成形復雜構件控形、控性的優勢。高強度高疲勞性能的結構及其穩定可控的制造等是新一代鈦合金寬弦空心風扇葉片的迫切需求。但是超塑成形/擴散連接（SPF/DB）工藝仍存在葉片內部變形不可控、超塑過程變形量過大、設計不確定性因素多等缺點，尋找一種新型結構鈦合金寬弦空心風扇葉片及其成形技術成為了所有航空企業主要探索的領域之一。
展開 羅·羅在遄達1000上開展復材風扇葉片和機匣集成測試
使用碳/鈦（CTi）材料制成的風扇是目前復合材料風扇的基準型，其性能于2014年在羅·羅公司位于亞利桑那州圖森市的飛行試驗平臺上進行了評估，使用的是供體發動機正是配有傳統鈦合金風扇機匣的“遄達1000”。
此次風扇葉片和機匣的集成驗證測試預計需要大約一個月的時間，在所有的測試內容中，還將包括測試已經受到模擬鳥撞影響而受損的單個葉片的運行情況。“我們不會進行全面的鳥撞試驗，而是采取將部分受損的葉片插入并運轉發動機，查看它們在風扇組中的性能情況。”庫爾諾克表示。“鳥撞葉片帶來的最困難的事情之一就是它只造成了一部分葉片的損壞，其余的葉片并未受到影響。這帶來的后果就是，進入發動機的進氣流量不統一，產生嚴重的失衡。所以我們需要深入了解系統的工作原理。通常情況下，鳥撞帶來的最具挑戰性的方面并不是撞擊本身帶來的影響，而是撞擊將風扇葉片的角度改變導致后續發動機運轉出現問題。”他補充道。
利用攝影測量技術，包括跟蹤復合材料-鈦合金葉片上的標記點，可以測量得到風扇葉片形變情況。
三、采用先進低壓系統（ALPS）與低速風扇試驗相結合的方法輔助超扇發動機驗證機的設計
先進低壓系統（ALPS）收集到的數據結果，將直接反饋到超扇發動機的演示驗證風扇設計中，設計過程中將使用在德國維爾道的Anecom飛機試驗工廠進行的一系列小尺寸轉子低速運轉測試中收集到空氣動力學數據進行輔助。
“我們希望能夠保證風扇葉片葉尖速度相同，這意味著發動機裝機后仍能保證音速/跨音速的飛行。因此，如果增加風扇的直徑卻又需要相同的葉尖速度，則風扇的轉速就會下降。”庫爾諾克表示。“較慢的風扇轉速意味著在空氣動力學上會產生不同。
展開 羅羅對遄達1000發動機開展復材風扇葉片和機匣集成測試
近日，羅羅公司已開始對經過改進的遄達1000航空發動機進行地面測試，其中風扇葉片和機匣均采用復合材料制成。這意味著羅羅公司下一代齒輪傳動“超扇”（Ultran）發動機系列已經發展到了關鍵一步。
齒輪傳動“超扇”（Ultran）發動機
上述部件完全集成后完成測試， 標志著先進低壓系統（ALPS）技術驗證項目接近尾聲。該項目迄今為止已經單獨驗證了碳/鈦（CTi）風扇葉片和復合材料風扇機匣等部件。采用更加輕質的復合材料，對于尺寸更大的“超扇”發動機系列改型來說勢在必行，這些改型產品在相同的相對推力情況下，具有比目前發動機更大直徑的風扇葉片尺寸，以及高達15：1或更高的涵道比。
2019年2月，羅羅公司工程師已經成功測試了“超扇”發動機的關鍵部件。先進低壓系統（ALPS）中所需要的全部復合材料零部件——包括風扇葉片、葉片機匣和環形填充塊——首次在供體發動機上進行了測試。發動機的零部件由羅羅公司復合材料技術工廠制造。每片風扇葉片使用了約500層碳纖維復合材料，且全部由機器人完成制造。先進低壓系統的出現印證了羅羅公司“智能發動機”的發展愿景。發動機的每片葉片都擁有數字孿生模型——即與葉片實體完全一致的虛擬數據副本。在測試期間，產生的相關實驗數據將會被集中收集，并傳送到數字孿生模型中，這使得工程師可實時預測和監控每片葉片在發動機工作時發揮的性能水平。
“超扇”發動機演示驗證機將于2021年進行地面試車，最終的裝機測試可能在2023年進行。
展開 風扇葉片 Solidworks格式，igs，stl，Fan Blades.SLDPRT
風扇葉片 Solidworks格式，igs，stl，Fan Blades.SLDPRT
風扇葉片 Solidworks.zip
SimufactForming系列教程（五）---熱鍛實例-風扇葉片
熱鍛實例-風扇葉片
本篇教程介紹了如何SimufactForming中完成一個風扇葉片的熱鍛造，具體的軟件操作過程請大家觀看教學視頻：
本教程附帶視頻教程鏈接：https://v.qq.com/x/page/g0847meol88.html
基于LS-DYNA顯式求解器模擬飛機發動機風扇葉片的鳥類撞擊
輪轂和葉片的約束模型
在葉片和鳥體之間定義自動表面到表面接觸，主節點為鳥，葉片為從節點。由于我們需要觀察風扇葉片中產生的應力和應變，因此，它被定義為從屬。
葉片和鳥體的約束模型
葉片和殼體之間定義了自動表面到表面接觸，主節點作為外殼，葉片作為從節點。
葉片和殼體的約束模型
為葉片接觸定義自動單面接觸，主端為0，從端為葉片。
葉片自接觸約束模型
后處理設置
為后處理結果定義“控件”和“數據庫”卡片。
控制時間步進卡在減少運行時方面起著重要作用。我們可以將DT2MS和TSSFAC的不同組合檢查在質量縮放期間添加的估計運行時間和質量百分比。在這里，我們將嘗試將添加的質量百分比保持在10%以下并減少運行時間。
我們通過保持DT2MS = -6.0E-05和TSSFAC = 0.9進行的第一次試驗，估計運行時間為5小時26分鐘，但實際上需要35分鐘，質量加成0%。
我們通過保持DT2MS = -6.0E-04和TSSFAC = 0.9進行的第二次試驗，估計運行時間為40分鐘，但實際上需要3分鐘，質量加成為24.6%。
我們通過保持DT2MS = -4.0E-04和TSSFAC = 0.9進行的第三次試驗，估計運行時間為1小時32分鐘，但實際上需要5.6分鐘，質量添加率為6.6%（可以接受），如下所示。
控制時間步進卡
在數據庫卡中，我們將包括 ASCII、D3PLOT EXTENT_BINARY（用于后處理分析）
數據庫卡片
模擬結果
能量圖
從能量圖中，我們可以看到總能量在模擬期間幾乎是恒定的，這表明模擬結果運行良好。撞擊沒有使得能量顯著變化，這是由于葉片的旋轉，該系統擁有大的能量，并且沖擊力并不那么嚴重，無法顯著改變現有能量。在整個模擬過程中，沙漏能量為零。
展開 STAR-CCM+乘用車冷卻風扇氣動噪音研究
3.1 葉片前緣氣流分離
圖14所示為兩款風扇葉片吸力面靜壓云圖，由圖可知，A風扇在葉片前緣上部靠近葉圈的區域壓力梯度更加平緩。并且在A風扇葉片前緣的第二個凹陷位置處，相對于B風扇葉片的相同位置，氣流分離得到了明顯的抑制。
為進一步對比兩款風扇葉片前緣氣流分離情況，截取了位于風扇葉片頂端的周向截面總壓云圖，如圖15所示。分析圖13可以發現，A風扇在葉片前緣吸力面位置的負壓區域明顯的低于B風扇。
結合以上分析可以說明，A風扇的仿生造型有效的減小了葉片前緣吸力面的氣流分離，這種改善作用在葉片頂端區域表現的尤為明顯。
3.2 葉片尾窩
圖16所示，為兩款風扇在不同風扇位置的徑向截面的渦量云圖。由圖可知，A風扇葉片尾渦區域明顯的比B風扇小，并且在風扇葉片下游靠近葉圈的位置表現的最為明顯。可以初步推測，A風扇在葉片仿生造型以及護風圈鋸齒形結構的共同作用之下，有效的抑制了葉片頂端漩渦的產生，并且有效的減小了葉片尾渦，這些改進對降低風扇氣動噪聲都是有利的。
3.3 風扇葉尖窩
為了分析兩款風扇葉片頂端部位在風扇葉片、葉圈和護風圈的共同作用下的復雜流場，特別提取了兩款風扇不同徑向截面的葉片頂端位置的速度矢量圖，如圖17所示。由圖可知，對于具有葉圈結構的風扇而言，風扇葉片頂端的葉尖渦首先產生于葉圈上游的主流分離區域，之后隨主流和風扇葉片的推動作用向下游發展。兩款風扇所不同的是，B風扇葉圈與護風圈之間間隙的回流更加明顯。Ｂ風扇葉尖渦在離開葉圈時，受到了風扇外側回流的影響，使得葉尖窩在緊貼護風圈的下游位置得到了進一步的加強，之后才逐漸耗散。而A風扇受護風圈外部鋸齒形結構的影響，回流能量大大降低，因此葉尖渦在離開隨動護風圈區域之后渦流沒有被加強。
4.
展開 干貨丨北京航材院：航空發動機樹脂基復合材料的應用
1 風扇葉片
20世紀七十年代，羅·羅公司最早嘗試將碳纖維樹脂基復合材料應用于RB211發動機風扇葉片。但由于所使用復合材料基體韌性較低，最終未能通過風扇葉片鳥撞測試，導致該型發動機沿用了傳統鈦合金風扇葉片。
隨著低質量、高進氣效率、大涵道比航空發動機的研發及樹脂基復合材料性能的提高，上世紀90年代通用電氣公司選取美國赫氏公司(USA, Hexcel Corporation) HexPly 8551-7韌性環氧樹脂為基體，IM7碳纖維為增強纖維，采用單向預浸料模壓工藝制備GE90發動機進氣風扇葉片。葉片表面涂覆聚氨酯防腐涂層提高葉片抗腐蝕性能。葉片前緣使用美國3M公司(USA, 3M Company) AF191膠黏劑粘接鈦合金薄片增強葉片抗沖擊性能。葉片根部具有自潤滑特氟龍耐磨層（圖2（a））。此后通用電氣公司GEnx和GE9X型發動機均采用樹脂基復合材料風扇葉片。
在適用于單通道客機的中小推力發動機方面，傳統CFM56系列發動機采用鈦合金風扇葉片及合金鋼金屬機匣。為進一步減輕發動機重量，降低燃油消耗，美國通用電氣和法國賽風集團(France, Safran Group)旗下斯奈克瑪公司(SNECMA)合資成立的CFM國際公司(USA & France, CFM international company, CFMI)開發了LEAP系列發動機。LEAP系列發動機風扇葉片采用3D整體編織技術制備了具有三維交織結構且近似零尺寸誤差的纖維預成型體（圖2（b））。通過樹脂傳遞模塑工藝灌注樹脂實現纖維浸潤和樹脂固化（圖3）。
展開 【科普系列】民用航空發動機樹脂基復合材料應用
以普·惠公司為例，1970年首先在JT9D發動機上使用玻璃纖維/環氧樹脂復合材料制備了風扇整流錐。為了進一步減重，1981年采用芳綸纖維/環氧樹脂復合材料制備了JT9D-TR4發動機整流錐。之后樹脂基復合材料被大量應用于普·惠發動機上，如PW4084發動機樹脂傳遞模塑工藝(resin transfer moulding, RTM)制備的碳纖維/環氧樹脂風扇葉片墊塊、PW4168發動機雙馬樹脂復合材料整流罩和碳纖維/環氧樹脂復合材料反推力裝置等短艙部件。圖1中列出了目前國外民用渦扇發動機樹脂基復合材料應用部位、材料體系及制備工藝。圖中1~12依次為渦扇發動機電控單元匣、進氣道消聲襯板、風扇葉片、進氣整流錐、進氣整流罩、發動機檢視門、反推力裝置、壓氣機整流罩、外涵道、出口導流葉片、風扇機匣、發動機短艙等部件。以下將對國外民用航空發動機典型樹脂基復合材料部件應用發展狀況進行詳細分析。
1 風扇葉片
20世紀七十年代，羅·羅公司最早嘗試將碳纖維樹脂基復合材料應用于RB211發動機風扇葉片。但由于所使用復合材料基體韌性較低，最終未能通過風扇葉片鳥撞測試，導致該型發動機沿用了傳統鈦合金風扇葉片。
隨著低質量、高進氣效率、大涵道比航空發動機的研發及樹脂基復合材料性能的提高，上世紀90年代通用電氣公司選取美國赫氏公司(USA, Hexcel Corporation) HexPly 8551-7韌性環氧樹脂為基體，IM7碳纖維為增強纖維，采用單向預浸料模壓工藝制備GE90發動機進氣風扇葉片。葉片表面涂覆聚氨酯防腐涂層提高葉片抗腐蝕性能。葉片前緣使用美國3M公司(USA, 3M Company) AF191膠黏劑粘接鈦合金薄片增強葉片抗沖擊性能。葉片根部具有自潤滑特氟龍耐磨層（圖2（a））。
展開 案例55-帶圓盤轉子風機葉片的反求分析
問題描述
NASA轉子67風扇葉片盤是用于航空發動機應用的渦輪風扇壓縮機組的一個子系統。
以下扇區模型代表了一個具有挑戰性的工業示例，詳細的幾何測量和流量信息可在公開領域獲得，由扇區角度為16.364度的圓盤和風扇葉片組成：
全模型由22個風扇葉片組成：
扇形模型表示葉片的運行狀態或熱幾何結構。它已經在加載下的運行條件下進行了優化。主要目標是使用逆解從給定的熱幾何體獲得冷幾何體（用于制造）。
為了驗證逆解分析結果，對冷幾何體（通過逆解獲得）進行標準正解分析，以完成結果比較的回路測試。
為了突出Mechanical APDL逆解技術，本示例問題不涉及循環對稱性分析。
建模
NASA Rotor 67風扇葉片盤的單扇區模型在默認設置下用SOLID186單元劃分網格：
葉盤和葉片幾何結構分別劃分網格。葉片和葉盤之間形成接觸對。
接觸建模
為葉盤和風扇葉片之間的接觸定義了一個粘結的面-面接觸對（使用基于MPC的算法）：
接觸表面用CONTA174接觸單元劃分網格。目標表面用TARGE170目標單元劃分網格。
材料屬性
該模型使用線性彈性材料。使用以下與溫度相關的材料特性：
邊界條件和加載
固定支撐條件應用于模型圓盤部分的底部：
考慮以下載荷：
• 轉速引起的離心載荷
• 由于參考溫度和工作溫度的差異而產生的熱載荷
• 施加在風扇葉片上的不穩定流動壓力
沿全局Z軸應用旋轉速度（CGOMGA，0，01680）。
展開 案例45-氣動阻尼失諧葉片盤的強迫響應分析
該示例問題演示了使用循環建模方法、線性擾動和空氣耦合求解方法對調諧和失諧NASA轉子67風扇進行的自由振動和強制響應分析。
該問題包括模態分析、使用線性擾動的預應力模態分析以及使用線性擾動進行預應力模態疊加諧波分析。由于作用于模型的壓力為非恒定流，所以從ANSYS CFX中導入。
循環對稱性分析的結果與從全360°模型分析獲得的參考結果進行了驗證。
介紹
渦輪發動機轉子和葉盤在工業中的能源供應和移動性中起著至關重要的作用，它們是已知存在嚴重振動問題的動態系統。這些振動可能由空氣動力引起。因此，研究葉片的氣動彈性特性在渦輪機械設計中具有重要意義。
氣動彈性現象可分為兩類：強迫響應和顫振。通常，顫振是一種異步自激振動，通常以與較低葉片或耦合葉片盤固有頻率之一相對應的頻率發生。另一方面，轉子葉片的強制響應共振通常由周期性氣動強制函數產生，頻率為系統固有頻率的整數倍。
通常，葉片盤設計為具有相同的葉片，但由于制造公差、磨損和其他原因，各個葉片之間總是存在隨機偏差。這就是所謂的失調。
盡管失諧通常很小，但失諧葉片盤的強制響應水平可能比理想的調諧設計大得多，這可能導致葉片因高周疲勞（HCF）而過早失效。HCF是燃氣輪機發動機的主要成本、安全和可靠性問題。能夠預測并最終限制由失諧引起的最大葉片響應的增加顯然是非常有意義的。
因此，葉片盤振動的全面建模、分析和理解對于減少HCF的發生并提高渦輪機械的性能和可靠性至關重要。
問題描述
在本示例中，NASA轉子67風扇葉片盤是用于航空發動機應用的渦輪風扇壓縮機組的子系統。該模型代表了一個具有挑戰性的工業示例，其詳細的幾何結構和流量信息可在公共領域獲得。
下圖顯示了轉子67風扇的循環對稱扇區：
該模型由圓盤和扇形角為16.364度的風扇葉片組成。
展開 
航空發動機的新材料
風扇葉片
發動機風扇葉片是渦扇發動機最具代表性的重要零件，渦扇發動機的性能與它的發展密切相關。與鈦合金風扇葉片相比，樹脂基復合材料風扇葉片具有非常明顯的減重優勢。除具有明顯的減重優勢之外，樹脂基復合材料風扇葉片受撞擊后對風扇機匣的沖擊較小，有利于提升風扇機匣包容性。
目前，國外已進行商業化應用的復合材料風扇葉片的主要代表有為B777配套的GE90系列發動機，為B787配套的GEnx發動機，還有為中國商飛C919配套的LEAP-X發動機。1995年，裝配樹脂基復合材料風扇葉片的GE90-94B發動機正式投入商業運營，標志著樹脂基復合材料在現代高性能航空發動機上正式實現工程化應用。在綜合考慮空氣動力學、高低周疲勞循環等因素的基礎上，GE公司又為后續的GE90-115B發動機研制了新的復合材料風扇葉片。
進入21世紀，航空發動機對高損傷容限復合材料的強烈需求牽引著復合材料技術進一步發展，而通過不斷提高碳纖維/環氧樹脂預浸料韌性的方法已經很難滿足高損傷容限的要求。在此背景下，3D編織結構復合材料風扇葉片應運而生。
風扇機匣
風扇機匣是航空發動機最大的靜止部件，它的減重將會直接影響航空發動機的推重比與效率。因此，國外先進航空發動機OEM也一直致力于風扇機匣的減重與結構優化工作。如圖所示為國外先進航空發動機風扇機匣發展趨勢。
展開 發動機葉片鳥撞仿真實驗研究（轉載）
根據統計，發動機風扇葉片和風擋是受鳥撞擊概率最大的兩個部位。由于鳥體的沖擊力可能會打碎發動機葉片，而鳥在被攪碎之后，遺骸也可能堵塞發動機的管道，在撞鳥后，發動機往往會出現喘振起火，甚至自行停車，因此鳥撞發動機葉片的危害極大。
鳥撞發動機的研究主要有實驗和數值仿真方法兩種。早期主要通過實驗進行，但這類試驗成本很高。20世紀隨著計算機和仿真技術的發展，數值仿真在鳥撞發動機的研究中得到了廣泛應用。鳥撞發動機問題屬于高度非線性沖擊動力學問題，撞擊過程中葉片會產生大變形，而鳥體會呈現碎裂、流變現象。因此對鳥體建立準確地數值模型是鳥撞數值分析中的難點。
根據鳥撞發動機風扇葉片動態響應的特點，本文混合使用SPH方法和有限元方法，鳥體采用SPH方法建模，用流動的粒子描述鳥體的大變形、破碎及飛散。發動機葉片區域使用有限元Lagrange方法，用Johnson-Cook材料本構模型模擬高速碰撞下的塑性變形。
二、工況及建模
飛機渦扇發動機風扇由葉片和輪轂組成。葉片呈發散狀，共有20片，材料為鈦合金，其楊氏模量為115GPa，密度為4440kg/m3，泊松比為0.3，塑性本構采用Johnson-Cook模型。本例的材料參數由南京智能制造研究院的CoCreation材料數據庫提供，感興趣的可以添加微信公眾號“天天材訊”進行了解。
展開 發動機葉片鳥撞仿真研究（轉載）
根據統計，發動機風扇葉片和風擋是受鳥撞擊概率最大的兩個部位。由于鳥體的沖擊力可能會打碎發動機葉片，而鳥在被攪碎之后，遺骸也可能堵塞發動機的管道，在撞鳥后，發動機往往會出現喘振起火，甚至自行停車，因此鳥撞發動機葉片的危害極大。
鳥撞發動機的研究主要有實驗和數值仿真方法兩種。早期主要通過實驗進行，但這類試驗成本很高。20世紀隨著計算機和仿真技術的發展，數值仿真在鳥撞發動機的研究中得到了廣泛應用。鳥撞發動機問題屬于高度非線性沖擊動力學問題，撞擊過程中葉片會產生大變形，而鳥體會呈現碎裂、流變現象。因此對鳥體建立準確地數值模型是鳥撞數值分析中的難點。
根據鳥撞發動機風扇葉片動態響應的特點，本文混合使用SPH方法和有限元方法，鳥體采用SPH方法建模，用流動的粒子描述鳥體的大變形、破碎及飛散。發動機葉片區域使用有限元Lagrange方法，用Johnson-Cook材料本構模型模擬高速碰撞下的塑性變形。
二、工況及建模
飛機渦扇發動機風扇由葉片和輪轂組成。葉片呈發散狀，共有20片，材料為鈦合金，其楊氏模量為115GPa，密度為4440kg/m3，泊松比為0.3，塑性本構采用Johnson-Cook模型。本例的材料參數由南京智能制造研究院的CoCreation材料數據庫提供，感興趣的可以添加微信公眾號“天天材訊”進行了解。
展開 發動機葉片鳥撞仿真分析（LS-DYNA, SPH, Johnson-Cook）
根據統計，發動機風扇葉片和風擋是受鳥撞擊概率最大的兩個部位。由于鳥體的沖擊力可能會打碎發動機葉片，而鳥在被攪碎之后，遺骸也可能堵塞發動機的管道，在撞鳥后，發動機往往會出現喘振起火，甚至自行停車，因此鳥撞發動機葉片的危害極大。
鳥撞發動機的研究主要有實驗和數值仿真方法兩種。早期主要通過實驗進行，但這類試驗成本很高。20世紀隨著計算機和仿真技術的發展，數值仿真在鳥撞發動機的研究中得到了廣泛應用。鳥撞發動機問題屬于高度非線性沖擊動力學問題，撞擊過程中葉片會產生大變形，而鳥體會呈現碎裂、流變現象。因此對鳥體建立準確地數值模型是鳥撞數值分析中的難點。
根據鳥撞發動機風扇葉片動態響應的特點，本文混合使用SPH方法和有限元方法，鳥體采用SPH方法建模，用流動的粒子描述鳥體的大變形、破碎及飛散。發動機葉片區域使用有限元Lagrange方法，用Johnson-Cook材料本構模型模擬高速碰撞下的塑性變形。
二、工況及建模
飛機渦扇發動機風扇由葉片和輪轂組成。葉片呈發散狀，共有20片，材料為鈦合金，其楊氏模量為115GPa，密度為4440kg/m3，泊松比為0.3，塑性本構采用Johnson-Cook模型。本例的材料參數由南京智能制造研究院的CoCreation材料數據庫提供，感興趣的可以添加微信公眾號“天天材訊”進行了解。
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