2A12铝合金微动疲劳全寿命预测方法研究

目的对于2A12铝合金,提出基于成核寿命和扩展寿命的微动疲劳全寿命预测方法。方法基于损伤力学法计算裂纹成核寿命,利用扩展有限元计算裂纹尖端应力强度因子,应用断裂力学计算裂纹扩展寿命,并对预测者和试验值进行比较。结果损伤力学法能考虑接触面应力三维度的作用来反映多轴状态作用,能有效模拟微动疲劳多轴行为。基于损伤力学法的微动疲劳全寿命预测模型能有效预测微动疲劳全寿命。由于微动作用,裂纹成核非常早,扩展寿命从试件的近表面开始,占全寿命的主要部分。结论考虑成核寿命和扩展寿命的微动疲劳全寿命分析是完善的,预测值与试验值比较吻合。     

高强预腐蚀铝合金单轴拉-拉疲劳断口定量分析

目的通过断口定量分析获得7A09铝合金的疲劳裂纹扩展规律,为7A09铝合金结构的寿命评估提供依据。方法使用EXCO溶液对试验件进行预腐蚀,利用疲劳拉伸机进行疲劳加载直至断裂,使用扫描电镜对疲劳断口进行定量化分析。结果疲劳裂纹在试件的腐蚀坑处萌生,从自由界面附近向纵深发展导致试件的断裂。通过断口分析和Paris公式确定了裂纹的萌生寿命和扩展寿命。结论腐蚀之后的试件裂纹萌生寿命占总寿命的比例下降,当裂纹扩展程度较大之后,受腐蚀影响减轻,得出裂纹扩展速率和应力强度因子的关系。     

航空铝合金材料微动疲劳裂纹扩展寿命研究

以断裂力学为基础,根据复合型裂纹断裂判据建立了LY12CZ铝合金材料微动疲劳裂纹扩展寿命预测模型,确定了模型中的参数,通过预测寿命与试验值的对比验证了该模型的正确、有效性。研究结果表明,微动疲劳裂纹形成阶段比较快,其寿命只占整个疲劳寿命的20%～25%,结构失效所消耗的时间主要在裂纹扩展阶段。     

预腐蚀铝合金材料裂纹萌生寿命评估

铝合金在航空工业中广泛应用,因此对于铝合金构件的寿命评估很重要。利用扫描电子显微镜(SEM)原位观测技术,研究了预腐蚀铝合金试件在循环应力作用下的疲劳裂纹萌生和扩展行为。结果表明腐蚀坑对于裂纹萌生扩展行为具有强烈的影响。基于局部应变法,提出了一种预测带有腐蚀损伤的铝合金疲劳裂纹萌生寿命的评估公式。     

基于局部腐蚀损伤的铝合金预腐蚀疲劳裂纹扩展模型

目的建立铝合金预腐蚀疲劳裂纹扩展模型。方法采用表征局部环境腐蚀损伤影响程度的参数孔蚀率对腐蚀疲劳裂纹扩展速率进行修正。结果修正后的腐蚀铝合金试件的疲劳裂纹扩展速率与试验结果吻合程度良好。结论修正后的铝合金预腐蚀疲劳裂纹扩展速率模型合理有效,试验数据和预测模型可为海军飞机结构的损伤容限设计提供参考。     

考虑微动影响的搭接结构疲劳寿命研究

为研究微动对搭接结构疲劳寿命的影响,采用ABAQUS软件建立了考虑微动影响的单搭接结构有限元全局模型和子模型,运用该模型计算了接触区的应力分布.并在FRANC2D/L中把螺栓用等效的正应力和剪应力来代替,重建子模型,计算了裂纹尖端应力强度因子.最后建立了考虑微动影响下的搭接结构疲劳寿命预测模型,并将计算值与试验值进行了...     

残余应力对焊接角接头裂纹扩展性能的影响分析

目的 分析焊接残余应力对角接接头裂纹扩展特性的影响。方法 基于热弹塑性力学法,建立角接头的有限元模型,计算焊接温度场,并采用热机耦合方法计算焊接残余应力。采用断裂力学方法,分析计算焊趾部位的应力强度因子和裂纹扩展寿命,并对比分析残余应力对裂纹扩展的影响。结果 计算得到焊缝的残余应力达到了材料屈服极限,呈拉伸应力状态,其Von Mises应力值为345 MPa。在应力为200 MPa以内,考虑残余应力的前提下,分别使用文献试验得到的数据和IIW标准中的数据作为裂纹扩展参数,应力比R=–1时的裂纹扩展寿命分别为2.61×10⁶和6.84×10⁵次循环;在应力比R=0时的裂纹扩展寿命分别为1.16×10⁵和2.90×10⁴次循环。结论 残余应力会加速裂纹扩展。采用控制变量法,将应力范围设定为常值,当应力比R<0时,残余应力扩大了应力强度因子的范围;在应力比R>0时,残余应力一方面会增大最大应力强度因子,使其接近材料的断裂韧度,同时拉伸残余也提高了平均应力强度因子或者提高了应力比R,在这种情况下,残余应力均会加速裂纹的扩展速度。随着裂纹长度的增加,残余应力对裂纹扩展速率的影响会增大。外载荷和残余应力共同对裂纹扩展产生影响,应力比R和残余应力对裂纹扩展的影响机制相同,在焊接结构寿命评估时,需要综合考虑这2个影响因素。     

腐蚀坑对疲劳裂纹扩展的影响分析

利用显微镜测量了经过预腐蚀的6051铝合金材料的腐蚀坑三维形貌,分析了腐蚀坑截面形状,腐蚀坑近似为半椭球形。基于AFGROW软件分析疲劳裂纹扩展寿命,腐蚀坑深度与宽度对疲劳裂纹扩展寿命影响较大,随着腐蚀坑深宽比增加,疲劳裂纹扩展寿命趋于稳定,腐蚀坑的深度相对于宽度对裂纹扩展寿命影响更大。     

某型飞机4号油箱结构损伤分析及修复评估

目的 某型双座机使用中发现4号油箱存在不同程度结构损伤,分析其损伤原因和制定修理方案。方法 对4号油箱结构状态进行深入检查评估后,从结构损伤过程、载荷情况、设计制造和外场使用等方面综合分析损伤原因。对实际损伤结构进行强度计算和评估,制定结构损伤补强修理方案,并提出修理改进建议。结果 通过分析得出,损伤原因主要是4号油箱局部存在设计制造缺陷,且飞机在作大过载飞行时,4号油箱可能处于满油或大量余油的高负载状态。根据损伤原因制定的修理方案合理可行,通过了静强度校核和评估。结论 基于该损伤结构提出的修理方案通过实际修理验证,能够满足油箱结构强度设计要求,提出的改进建议能够改善飞机疲劳品质。     

复合材料胶接修理对含腐蚀损伤铝板力学性能的影响

目的研究复合材料胶接修理对含腐蚀损伤铝板静强度和疲劳寿命的影响。方法设计加工模拟铝合金腐蚀损伤的试验件,采用复合材料胶接修理技术对试验件进行修理,通过有限元分析和试验验证的方法考核该修理技术对试验件力学性能的影响。结果有限元计算结果表明,复合材料胶接修理技术能够有效缓解试验件的应力集中情况。试验件修理后与修理前的对比静强度和疲劳试验结果表明,Ⅰ型试验件的破坏载荷提升了45.9%,疲劳寿命增加了9.3倍;Ⅱ型试验件的破坏载荷提升了11.4%,疲劳寿命增加了3.6倍。结论复合材料胶接修理技术是一种高效的飞机铝合金结构腐蚀损伤修理方法。     

LY12CZ航空铝合金腐蚀疲劳断口研究

借助扫描电镜以及能谱分析技术对预腐蚀LY12CZ铝合金疲劳断口形貌进行了研究,分析了腐蚀疲劳断口形貌与合金中的Si,Mg等元素以及腐蚀损伤对断裂过程的影响。结果表明疲劳断口是以韧性为主的多源性断口。腐蚀坑使得材料局部力学性能退化,成为裂纹萌生源。合金化过程中控制合适的Mg,Si等强化相元素含量,能够使强度与塑性相匹配,从而提高材料的抗疲劳性能。     

差速器螺栓失效行为研究

目的研究车辆差速器螺栓失效原因。方法在化学成分、非金属夹杂物、力学性能、金相组织、断口形貌等检测分析的基础上,研究车辆差速器螺栓的失效行为,推断失效原因。结果差速器螺栓化学成分、氢含量、心部硬度及金相组织、材料抗拉强度及屈服强度等均未见明显异常,断口有明显的疲劳断裂特征,螺纹表层存在脱碳现象,脱碳层深度约为0.07 mm。裂纹起始于螺纹根部,裂纹两侧无脱碳现象,螺纹表面及裂纹内部均未见腐蚀产物。结论由于表面脱碳使得差速器螺栓表面硬度及疲劳强度降低,而螺纹根部存在的应力集中使早期裂纹在螺纹根部产生,并在交变载荷作用下进一步扩展,进而最终导致疲劳断裂。     

综合考虑疲劳强度影响因素的寿命预测方法

目的提出一种综合考虑疲劳强度影响因素的寿命预测方法。方法利用提出的综合疲劳强度因子Kz考虑应力集中、尺寸和表面状态等因素对疲劳强度的影响,结合S-N曲线方法,采用Goodman方程进行平均应力修正,采用Miner定理进行疲劳损伤累积,提出一种适用于机械结构的疲劳寿命预测方法。结果对一种复杂结构螺旋弹簧进行了位移控制的恒幅和变幅台架试验,并利用弹塑性有限元分析获得了关键危险点位置的应力响应历程。利用台架试验的寿命结果对提出的方法进行了验证,预测误差在2倍因子以内。结论提出的方法可以较好地预测机械结构的疲劳寿命。     

18CrNi4WA 钢渗碳针阀体开裂失效分析

目的研究18CrNi4WA钢渗碳针阀体开裂失效原因。方法通过化学成分分析、断口扫描分析、金相组织分析、能谱分析等测试手段,对18CrNi4WA钢渗碳针阀体的断裂模式及失效原因进行分析。结果针阀体失效件原始材料符合针阀体制造要求,但渗碳淬火温度过高,未得到最优的渗碳层组织,燃油中存在的硫元素导致喷油孔位置产生严重腐蚀,燃油局部压力的变化导致针阀体表面产生空蚀损伤,裂纹起始于喷油孔圆周面,自裂纹源向外发散呈月牙状,为典型疲劳断裂特征。结论腐蚀与空蚀损伤的协同作用加快裂纹的萌生,使针阀体在热疲劳及机械振动等交变载荷的作用下产生疲劳开裂,使用寿命大为降低。     

车辆悬架螺旋弹簧断裂失效行为研究

目的 判定车辆悬架螺旋弹簧失效的原因,提出改进措施.方法 通过分析和测试其化学成分、氢含量、非金属夹杂物、力学性能、金相组织、断口形貌等,研究车辆悬架螺旋弹簧的失效行为.结果 试件弯曲变形内侧的剪切应力值最大,容易引起应力集中.材料最后断裂区为韧窝和沿晶的混合断裂,且断后伸长率偏低.喷丸并未完全去除脱碳层及表层的其他原始缺陷,表层形成疲劳缺陷的可能性增高.喷丸造成螺旋弹簧表层存在较深的凹坑,凹坑边缘形成明显凸起棱边,引起应力集中,且材料表层存在折叠缺陷.在循环应力作用下,凹坑处折叠缺陷端部首先成为裂纹萌生点,在循环应力作用下,裂纹持续扩展,最终疲劳断裂.结论 减小钢丸粒径,降低喷丸压力,以避免过深的凹坑及尖锐的凸起棱边,并适当增加喷丸过程的表层去除深度;调整热处理工艺,适度降低材料强度、提高韧性,使断后伸长率大于10％.改进轧制工艺,消除材料的折叠缺陷,加强材料缺陷检测.     

高强度铝合金典型沿海地区腐蚀行为加速试验方法研究

目的构建适用于高强度铝合金在某工业海洋性气候地区的加速腐蚀试验方法。方法选用飞机结构用典型高强度铝合金7B04-T6为试验材料,进行实验室加速腐蚀试验与某工业地区海洋大气环境曝晒试验,并对试验后的试样进行疲劳性能评价。通过平均腐蚀速率测试、腐蚀形态特征观察、疲劳断口特征分析,腐蚀加速倍率计算,对两种形式腐蚀铝合金的腐蚀机理和疲劳破坏行为等进行综合对比。结果经历实验室加速腐蚀试验与海洋大气环境曝晒试验后,7B04-T6铝合金的质量损失率基本相等,腐蚀形貌相近,疲劳断口特征一致,因而两种腐蚀模式一致,机理相同。结论所编制的实验室加速环境谱与试验方法,能够较好地用于某工业海洋性气候地区高强度铝合金材料和结构的环境损伤加速试验,实验室与外场海洋大气环境曝晒试验的加速比为97.64。     

某活塞式航空发动机汽缸断裂分析

分析了某活塞式航空发动机汽缸缸体断裂的原因。宏观和微观观察表明,缸体的断裂性质为疲劳断裂,疲劳起源于缸体与缸头连接螺纹的起始处,晶间腐蚀是导致疲劳断裂的直接原因。能谱分析表明疲劳源区的腐蚀元素是氧,属于大气腐蚀。分析认为腐蚀发生于发动机长期存放过程中。