高周疲劳损伤的磁记忆二维检测研究

 对40Cr钢缺口试件在三级应力水平下进行了高周疲劳试验和磁记忆二维检测(2-D MMMT),并引入李萨如图分析方法,研究应力集中、疲劳损伤及疲劳应力对二维磁信号的影响规律,分析李萨如图特征值与疲劳损伤程度之间的关系。结果表明:在应力集中部位会出现磁记忆法向分量过零点及切向分量峰值的现象,并且该现象的位置随着疲劳损伤程度的增加产生漂移,逐渐向缺口根部靠拢;可利用磁记忆信号切向分量梯度K曲线异变峰特征来表征构件损伤位置;磁记忆信号切向分量梯度最大值随疲劳损伤程度的增大而增加;磁记忆信号梯度K曲线形成的李萨如图闭合区域面积与疲劳损伤程度有较好的对应关系。梯度最大值可作为反映构件损伤程度的特征量,根据李萨如图面积可以判断构件疲劳损伤状态。     

基于金属磁记忆技术的18CrNi4A钢缺口试件疲劳损伤模型

对18CrNi4A钢缺口试件进行了疲劳试验和磁记忆检测,研究了磁信号在疲劳过程中的变化规律,基于连续损伤力学理论,采用磁信号特征参量作为损伤参量,提出了一种新的18CrNi4A钢缺口试件疲劳损伤模型。结果表明,在稳定循环阶段,磁信号随疲劳循环周次增加无显著改变,疲劳裂纹萌生后,磁信号逐渐增加,并在断裂后发生激变。磁信号特征参量绝对值在疲劳过程中表现为三阶段变化特征,随疲劳损伤程度的加剧而逐渐增加。磁信号特征参量绝对值与应力水平存在强烈的相关性,应力水平越大,其值越大。疲劳损伤试验结果与基于磁信号特征参量的疲劳损伤模型显示的疲劳损伤演变规律符合较好。     

基于磁记忆技术对含缺陷焊缝的疲劳试验

对含有不同隐形损伤的40Cr焊板进行射线检测、疲劳试验和正交磁记忆信号测量，探索试件在疲劳应力作用下磁记忆信号的变化特征。试验结果表明：单一测量方式下的磁特征值不能表征焊板在疲劳循环载荷下的变化特征，所得结论存在偶然性；研究发现，可用磁场矢量梯度积分特征和磁场矢量合成梯度特征来评价焊板的疲劳损伤过程，并建立了以磁场矢量梯度特征为损伤参量的疲劳损伤模型，从而可以对含有隐形损伤焊接构件的疲劳寿命进行定量评估，为金属磁记忆技术在焊接缺陷定量评价上的进一步研究提供参考依据。     

考虑应力梯度的轮盘疲劳寿命预测

考虑应力梯度和尺寸效应对寿命的影响,通过引入应力梯度影响因子,将缺口试件与光滑试件的疲劳寿命相关联,建立了基于Walker平均应力修正的缺口试件寿命预测模型,进而结合三维弹性有限元分析对发动机涡轮盘进行了寿命预测.结果表明:所发展的寿命模型能较好地反映影响疲劳寿命的多种因素,尤其是应力集中对试件疲劳寿命的影响,综合考虑平均应力、应力梯度和尺寸效应的轮盘寿命预测结果更接近试验值,对GH901标准试件和轮盘的疲劳寿命预测结果都在2倍分散带以内.      

C-T曲线通用性分析和试验研究

提出了疲劳寿命预腐蚀影响系数曲线(C-T曲线)通用性分析的C值直接对比法和C-T曲线参数统计对比法,并进行相关试验研究,得到了C-T曲线和载荷谱、应力水平以及裂纹尺寸基本无关的结论。C-T曲线是进行腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定和分析的基础,为验证分析C-T曲线和载荷谱、应力水平以及裂纹尺寸的相关性,从C的定义和分布规律出发,提出了C值直接对比法和C-T曲线参数统计对比法,近似谱、不同恒幅应力水平以及不同指定裂纹尺寸下的预腐蚀疲劳寿命数据均表明了C-T曲线基本具有通用性;并进行了某型飞机结构主梁模拟试件在随机谱及恒幅谱下的预腐蚀疲劳试验,试验结果同样验证了上述结论,从而说明了C-T曲线的通用性。     

基于场强法的平板法兰角焊缝接头的疲劳寿命估算方法

焊接接头疲劳损伤具有局部性特征.基于应力场强法的基本思想,通过对角焊接接头的场径分析,通过对法兰角焊缝接头应力集中区的弹塑性有限元计算和应力场强数值求解,得到了接头焊趾区局部应力场强.在此基础上,根据光滑试件的S-N曲线,最终得到了法兰角焊缝接头的疲劳寿命的一个估算值.该结果与局部应力应变法相比,疲劳寿命预测精度有较大提高,与试验结果吻合良好.      

民用航空发动机TA19电子束焊疲劳试验

针对民用航空发动机钛合金整体叶盘常用材料TA19开展其母材试件与电子束焊焊接试件在20,300,450℃的疲劳试验,通过焊接试件的焊缝材料断口与母材断口形貌的比较探讨了焊缝材料的疲劳破坏机理,并在104~106循环的疲劳寿命区间内采用Basquin模型分别建立了焊缝材料和母材的应力-疲劳寿命(S-N)曲线,结果显示母材试件与焊接试件的试验疲劳寿命大部分都落在了对应模型计算疲劳寿命的2倍线之内,表明试验得到的S-N曲线是合理的.焊接试件与母材试件的S-N曲线的对比分析表明,20℃时焊接试件的疲劳性能比母材试件略高,而在300℃和450℃时焊接试件与母材试件的疲劳性能差异随应力水平发生变化.但总地说来,在所关注疲劳寿命区间内,母材试件与焊接试件的计算疲劳寿命差异也在2倍线以内,初步表明两者的疲劳性能相当.      

考虑应力比修正的应力梯度影响指数计算方法

基于考虑应力梯度的寿命预测模型,深入研究了不同应力比对应力梯度影响指数的影响。通过引入新的参数,对模型进行修正,并以典型合金的试验数据为基础,进行寿命预测并考核计算精度。结果表明:修正后的模型能够更合理地考虑局部应力比对应力梯度影响指数的影响,寿命预测结果相比于修正前更接近试验值,对TC4(200 ℃)、GH4169(500、650 ℃)缺口试件的疲劳寿命预测结果多在2.0倍分散带以内,部分数据的预测结果可在1.5倍分散带以内。      

航空铁磁材料磁记忆检测新方法

 为提高现有磁记忆检测方法的可靠性,充分考虑各向磁记忆信号分量特征,提出法向和切向相结合的磁记忆检测新方法,对航空铁磁材料18CrNi4A试件在不同拉伸载荷下同时采集法向和切向两个方向上的磁记忆信号,并对信号进行小波包滤波处理后取李萨如图,用图中封闭区域出现的位置判断应力集中部位,用封闭区域面积的大小判断应力集中程度,研究磁记忆信号法向分量和切向分量联合检测材料的应力状态。结果表明:对该材料试件磁记忆信号法向分量和切向分量进行小波包降噪方法切实可行,处于应力集中试件的磁记忆信号反映在李萨如图上会出现封闭区域,并且随着应力集中程度的增大,李萨如图上封闭区域的面积有增大趋势,材料出现明显屈服后,面积增大得更加明显。该方法具有一定的工程实际应用价值。     

不同冲击角度外物损伤对TC4钛合金高循环疲劳强度的影响

基于空气炮冲击试验装置在不同冲击角度下进行了TC4钛合金平板试件的外物损伤模拟试验,采用逐级加载试验方法测试获得了光滑和冲击损伤试件的高循环疲劳(high cycle fatigue,HCF)强度,研究了冲击角度、冲击位置以及冲击损伤宏观几何尺寸与HCF强度的关系.结果表明:不同冲击角度下的损伤对HCF强度的影响程度不同.冲击损伤在试件边缘时,30°冲击使试件HCF强度的下降幅度最大;冲击损伤在试件表面时,60°冲击使试件HCF强度的下降幅度最大.试件边缘产生的缺口使HCF强度的下降幅度一般大于试件表面产生弹坑的影响.但在60°冲击时,冲击缺口损伤的影响要小于冲击弹坑损伤的影响.冲击损伤宏观几何尺寸一定程度上可以表征损伤试件HCF强度下降的严重程度.      

低周疲劳预损伤对TA11合金高周疲劳强度的影响

试验研究了预先经历一定次数的低周疲劳(low cycle fatigue, LCF)对TA11合金高周疲劳(high cycle fatigue,HCF)强度的影响.考虑了LCF试验中循环最大应力、应力比和寿命比例等主要参数,根据步进法,利用旋转弯曲疲劳试验,研究了LCF预损伤对标准试件HCF强度的影响规律.结果表明:当循环最大应力为900MPa时,LCF载荷中靠前的循环产生的塑性应变大,因此加载较少的LCF预损伤也会降低该合金HCF强度;不同应力比的LCF预损伤都会降低HCF强度;当LCF预损伤的最大应力远小于材料的屈服强度时,LCF预损伤对HCF强度的影响较小,而当LCF预损伤的最大应力接近或大于材料的屈服强度时,则必须考虑LCF预损伤对TA11合金HCF强度的影响.      

单晶高温疲劳损伤参量的选取与寿命建模

高温疲劳损伤是引起单晶涡轮叶片破坏的主要因素之一。利用不同试验条件下DD6标准试件的低周疲劳和蠕变-疲劳试验结果,结合基于滑移系的黏塑性应力-应变分析,分别研究了晶体取向、应变范围、平均应变以及保载时间等对单晶高温疲劳损伤的影响机制。进而采用滑移剪应变最大的滑移系作为临界滑移系,选取临界滑移系上的最大Schmid应力、最大滑移剪应变率、循环Schmid应力比以及滑移剪应变范围等细观参量作为损伤参量,建立了一种新的基于临界平面的循环损伤累积（CDA）模型。结果表明,该模型对于DD6高温疲劳寿命预测精度基本在3倍分散带内。     

碳纤维/双马来酰亚胺复合材料的拉-拉疲劳性能

 <正> 复合材料的疲劳性能数据比一般金属材料都要更加分散,通常采用威布尔分布进行统计处理。金属材料的疲劳研究也已提出了许多有用的研究方法,得到许多广为采用的疲劳性能表达式。但这些方法和公式是否能用于任何复合材料的研究是引人注意的问题。     

LY12CZ铝合金铆接件微动损伤防护技术研究

 本文详细地分析了LY_(12)CZ铝合金铆接件微动损伤的微观特征以及各种搭接表面处理方法对疲劳强度的影响。试验结果表明:对搭接表面采用恰当的处理方法,铆接件的疲劳寿命一般均有不同程度的提高,其中,胶铆结构的采用是防止铆接件产生微动损伤的有效措施。当轴向交变应力σ_(max)=125MPa以下时,胶铆试件的疲劳寿命比干涉铆接的疲劳寿命提高60％以上。     

含孔复合材料层合板疲劳寿命预测研究

运用损伤力学理论,从应变等效性假设出发,基于复合材料结构"点应力"准则的概念,提出了一种考虑残余应变影响的刚度下降疲劳损伤模型。以我国新近研制的高性能复合材料T300/KH304为研究对象,采用该模型预测了带有孔径为5mm层合板的疲劳寿命并对模型的合理性进行了实验验证,从不同应力水平的疲劳试验的结果可以看出,其最大相对误差为12.2%。      

镍基单晶高温合金热机械疲劳行为与寿命建模

通过DD6单晶薄壁管试样机械应变控制热机械疲劳(TMF)试验,获取温度交变、相位角以及载荷控制方式对单晶应力应变响应与疲劳寿命的影响规律。结果表明:温度交变会引起明显的应力不对称性并造成额外损伤,导致TMF寿命明显低于最高循环温度的等温疲劳(IF)寿命,并且反相(OP)循环寿命普遍要低于同等载荷的同相(IP)循环,这种寿命变化趋势与应力控制存在明显差异。采用Walker本构模型进行单晶材料在不同TMF循环下的滑移系黏塑性分析,构建单晶TMF损伤与滑移系细观应力应变参量的关联。在此基础上,选取最大Schmid应力、最大滑移剪应变率、滑移剪应变范围、循环Schmid应力比作为损伤参量,建立基于细观参量的TMF寿命模型,其对不同相位、不同载荷控制方式的TMF寿命预测精度均在2倍分散带内。      

基于临界面法的燕尾榫连接结构微动疲劳寿命预测

以航空发动机叶片/轮盘之间的燕尾榫连接结构为研究对象,分析了燕尾榫连接结构接触应力与应变的变化.根据多轴疲劳临界损伤平面原理,在燕尾榫连接结构的微动疲劳寿命预测研究中引入多轴临界平面法的疲劳损伤参数CCB (Chu-Conle-Bonnen),FS (Fatemi-Socie),MSSR (modified shear stress rang)和SWT (Smith-Watson-Topper).将预测寿命与试验寿命进行对比,结果表明:在预测微动疲劳寿命时,4个参数中寿命预测的最大误差为23%,可较好地预测低周微动疲劳寿命.其中基于临界平面法的SWT参数预测误差最小,为1.23%;4个参数均预测裂纹萌生位置在接触区末端,与试验结果一致.在预测裂纹萌生角度上,FS,MSSR,SWT参数预测结果与试验较一致,CCB参数预测结果与试验结果相差较大.说明基于临界平面法的寿命预测模型具有较好的预测能力.