基于微观结构的航空铝合金点蚀扩展行为研究

点蚀是航空铝合金材料在服役环境下常见的损伤形式,在疲劳载荷作用下容易形成裂纹,缩短结构的疲劳寿命。为了深入研究点蚀对航空铝合金结构腐蚀疲劳寿命的影响,基于铝合金电化学腐蚀机理和铝合金微观结构,以点蚀蚀坑尺寸为研究参量,对航空铝合金点蚀扩展行为进行建模研究,并将模型计算结果与LY12CZ铝合金点蚀试验结果进行对比分析。结果表明:所构建的铝合金点蚀扩展模型较为合理地反映了铝合金点蚀蚀坑尺寸参数的变化规律。     

腐蚀损伤对LY12CZ铝合金疲劳寿命的影响研究

对LY12CZ铝合金在EXCO溶液中进行了不同时间的加速腐蚀。在扫描电镜下检测了不同腐蚀时间后LY12CZ铝合金材料上形成的腐蚀损伤。腐蚀损伤的严重程度用腐蚀面积率和腐蚀坑深度描述。通过对比性试验获得了腐蚀损伤对LY12CZ铝合金疲劳寿命的影响。     

铝合金加速腐蚀形貌灰度特征提取方法

基于腐蚀图像包含大量腐蚀信息的客观现象,将数字图像技术和概率统计理论应用于腐蚀图像预处理和特征提取,用腐蚀图像统计特征值的变化来表征腐蚀形貌的演化过程。结合LY12CZ铝合金在EXCO溶液中加速腐蚀试验,计算得到加速腐蚀不同时间的试验件表面6个典型灰度统计特征值。分析表明:试验件表面灰度统计特征值随着腐蚀时间的增加呈现规律性变化,平均亮度、一致性随腐蚀时间的增加而减少,而平均对比度、相对平滑度、第3阶矩、熵值等随腐蚀时间的增加而增加,说明随着腐蚀时间的增加,试件表面蚀坑逐渐变大变深,腐蚀越来越严重,腐蚀形貌越来越复杂。     

LY12CZ腐蚀疲劳寿命试验结果分析

通过试验,对LY12CZ铝合金试件在不同腐蚀环境下的疲劳寿命进行了对比分析,进而阐述了不同环境介质对疲劳寿命的影响及其机理。同时,西文还探讨了加载频率对LY12CZ铝合金腐蚀疲劳寿命的影响。     

LY12-CZ铝合金预腐蚀及疲劳损伤研究

对实验室环境下LY12-CZ铝合金进行了预腐蚀及疲劳寿命与剩余强度的预测研究。在不同的温度及不同的腐蚀天数条件下,对试验件进行预腐蚀,按ASTMG34-1标准人工产生腐蚀坑,获得了腐蚀损伤数据,随后进行疲劳试验,初步建立了腐蚀损伤与疲劳寿命降低之间的关系。在试验研究基础上,用AFGROW软件模拟腐蚀损伤及腐蚀坑深度的不同对试件疲劳寿命和剩余强度产生的影响,建立了预测含腐蚀损伤试件的疲劳寿命与剩余强度的有效的工程方法。     

LY12CZ的腐蚀性能研究

利用从飞机长桁上截取的LY12CZ材料作出的试件分别在三种腐蚀环境下作了腐蚀实验.实验结果证明在加工时的挤压变形程度、腐蚀液的浓度对LY12CZ的腐蚀都有影响;SO2对LY12CZ的腐蚀现象主要是点蚀.     

LY12CZ预腐蚀疲劳研究

用LY12CZ板材加工的试样分别作疲劳性能和预腐蚀疲劳性能实验,对试样的断口进行了宏观和微观的形貌观察,分析了预腐蚀不同时间对LY12CZ试样疲劳性能的影响.实验结果表明,随着腐蚀程度的加深,LY12CZ的疲劳寿命降低.预腐蚀5h,24h,168h,216h时后的试样疲劳寿命比未腐蚀的疲劳寿命分别下降了84.5%、92...     

腐蚀环境下材料的疲劳缺口系数

采用当量加速环境谱对LY12CZ铝合金材料进行了不同年限的加速腐蚀试验,并对腐蚀后的试件进行疲劳试验,根据试验数据,对不同腐蚀年限下试件的疲劳缺口系数Kf和DFR值进行了计算,并研究了其随腐蚀年限变化的规律。     

LC4CZ铝合金机场环境下点蚀萌生疲劳裂纹行为研究

为获取LC4CZ铝合金机场环境下点蚀损伤萌生疲劳裂纹行为规律,开展了LC4CZ试件模拟机场环境、点蚀周期分别为10y和15y的加速点蚀试验,在此基础上进行预点蚀试件常幅载荷条件下分阶段疲劳试验,采用扫描电镜对分阶段试件断口进行观测并进行统计分析。研究发现,点蚀损伤程度对试件疲劳寿命有较大影响,两种点蚀周期下的疲劳寿命降低系数分别为4.3和5.8。30个预点蚀试件断口观测到的147条疲劳裂纹全部由蚀坑萌生,大都位于蚀坑底部且萌生周期短暂。两种腐蚀周期下的疲劳裂纹萌生初期的平均尺寸分别为21μm和33μm,在尺寸上属于短裂纹。随着疲劳循环数增加,两种点蚀周期下观测到的裂纹数量分别由21条和27条减少为15条和24条,多个裂纹之间存在干涉、合并行为。     

LY12CZ铝合金腐蚀疲劳影响系数（CFIC）规律研究

文章利用预腐蚀后的LY12CZ试件,进行了随机谱和等幅谱加载的疲劳及腐蚀疲劳试验,分析了预腐蚀年限和载荷谱对腐蚀疲劳影响系数的影响。试验结果表明：①腐蚀疲劳影响系数与预腐蚀年限呈递增趋势且当预腐蚀到一定程度时腐蚀疲劳影响系数趋近于1,这意味着在飞机日历寿命的中后期可以不考虑腐蚀疲劳的作用;②腐蚀疲劳影响系数与载荷谱呈现...     

基于模糊可靠性的飞机结构腐蚀疲劳寿命评定

腐蚀和腐蚀疲劳大大降低了LY12CZ铝合金的材料性能,严重地威胁着飞机的结构完整性和使用安全。飞机结构失效过程与所受的载荷、材料特性、服役的腐蚀环境等因素有关,由于各因素联合作用,失效过程损伤机理相当复杂,既有随机性又有模糊性。针对目前腐蚀疲劳寿命评估的常规概率方法的缺陷,基于通过对海军航空部队调研得到的飞机实际使用载荷谱,提出更合理、更贴近实际情况的模糊可靠性评估方法。讨论了蚀孔形状比和各模糊因素对结构寿命的影响规律,研究结果表明该模糊可靠性方法可以应用于飞机结构的腐蚀疲劳寿命评估。     

蚀坑几何形貌的三维模拟

 点蚀是导致结构失效的重要机理之一,点蚀形貌中隐含了大量的有用信息。针对点蚀形貌及尺寸的演化情况,采用三维元胞自动机技术对腐蚀环境中的金属腐蚀生长演化过程进行模拟。将腐蚀损伤生长过程模拟成一个离散的动力学系统,在模拟过程中着重考虑了腐蚀过程中发生的质量转移、金属溶解及钝化、IR降等基本化学物理现象,并定义了相应的局部规则。通过模拟得到了在不同环境下蚀坑的腐蚀损伤形貌。将蚀坑看做半椭球体,可以得到蚀坑的等效深度,定义蚀坑深度比为蚀坑等效深度与蚀坑模拟深度的比值,利用该参数对蚀坑趋近于半椭球体的程度进行分析;对等效为半椭球体的蚀坑,采用蚀坑尺寸比率对等效蚀坑的几何形貌进行研究。结果表明:蚀坑在生长过程中,几何形貌会达到一种相对稳定的状态。初步的研究将有助于进一步理解点蚀生长机理,为疲劳寿命预测及结构完整性分析提供有用信息。     

疲劳关键件加速腐蚀因子可靠性分析

针对腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命分析和评定问题,对疲劳关键件加速腐蚀因子进行了研究。以疲劳寿命作为疲劳关键件的腐蚀量,定义加速腐蚀因子为疲劳寿命相等时的服役时间与加速时间的比。假定疲劳寿命服从对数正态分布、疲劳寿命随腐蚀时间呈指数变化,推导得到了加速腐蚀因子的表达式以及加速腐蚀因子与腐蚀时间无关的结论;得到了加速腐蚀因子估计量的分布,对其进行了可靠性分析。并进行了典型结构模拟试件大气暴露和试验室加速腐蚀因子的可靠性分析。     

腐蚀温度对飞机疲劳寿命的影响

针对飞机在高空飞行环境对飞机结构的疲劳寿命的影响,进行了+50℃～-50℃温度的腐蚀试验研究。共做了3种航空材料（LY12CZ、LC4CZ铝合金和30CrMnSiA合金钢）的腐蚀试验,得到3条腐蚀温度T与腐蚀时间H的特性曲线,说明了临界腐蚀温度的存在,并分析出飞机在-50℃高空腐蚀环境下,腐蚀对飞机机体疲劳寿命基本没有影响。     

飞机日历寿命试验的介质成分确定和加速方法

 针对飞机使用环境,研究了飞机日历寿命试验中的腐蚀介质成分确定方法和加速方法。进行了5 ℃,25 ℃,50 ℃这3种温度和4种介质浓度下的30CrMnSiA结构钢和LY12CZ铝合金两种金属的纯腐蚀和腐蚀疲劳试验研究。得到的试验曲线表明,它们的腐蚀动力学规律都近似遵循线性关系,每条曲线的腐蚀速度也基本保持不变。从而认为,飞机日历寿命试验介质成分最好选用飞机所在机场使用环境的各腐蚀介质成分,加速腐蚀试验的最好方法,就是在此机场的各介质成分上加权,加权越高,加速越快。这个结论得到了试验验证。     

预腐蚀疲劳退化加速因子研究

考虑预腐蚀对材料疲劳性能的影响,以疲劳强度作为腐蚀量,给出了考虑预腐蚀疲劳退化的加速腐蚀因子的定义和表达式,并结合疲劳分析方法,以细节疲劳额定值(DFR)作为疲劳强度的衡量,给出了预腐蚀条件下的DFR确定方法,通过加速环境和实际服役环境下DFR随预腐蚀时间退化规律的对比分析,建立基于DFR的加速腐蚀因子,并进行参数估计,最后,给出了LY12CZ铝合金试件在典型环境下的加速腐蚀因子取值.      

不同装配方法对LY12CZ铝合金典型螺接件腐蚀疲劳性能的影响

 研究了LY12CZ 铝合金板材的3 种螺接型式、12 种防护处理,并经环境加速试验的典型螺接件的疲劳性能,提出了几种较适用的螺接结构细节防护方法。试验结果表明,环境严重降低螺接件的疲劳性能。采用适当的细节防护措施,可提高结构的抗环境损伤性能,疲劳性能一般有不同程度提高。其中,采用3 号船用润滑脂安装和底漆湿装配是比较有效的方法,与未经防护处理的试验件相比,其在试验环境中的疲劳寿命分别提高78.36 %和83.45 %,DFR 值分别提高15.09 %和15.88 %。     

腐蚀疲劳裂纹扩展的马尔可夫链模型

在腐蚀环境下对LY12CZ铝合金试验件进行疲劳裂纹扩展试验,通过高倍显微镜观测并记录裂纹长度及相应的循环数。基于疲劳裂纹扩展数据的分散性及统计特性,提出用马尔可夫链模型模拟腐蚀疲劳裂纹的扩展,得到给定疲劳寿命时的裂纹超出数概率分布和给定裂纹长度时的疲劳寿命累积概率分布。将模拟结果与试验结果进行比较表明:马尔可夫链模型能够很好地模拟腐蚀疲劳裂纹扩展情况,为飞机结构的寿命预测和可靠性分析提供参考。