喷丸强化对FGH96粉末高温合金疲劳性能应力集中敏感性的影响

为研究喷丸强化对FGH96粉末高温合金疲劳性能应力集中敏感性的影响,采用不同强度陶瓷丸喷丸强化对合金磨削表面进行了表面处理,并研究了疲劳性能和表面完整性状态。研究结果表明:在650℃下,当应力集中系数由Kt=1提高到Kt=1.7时,FGH96合金磨削状态疲劳极限由583MPa下降到465MPa;经过大强度喷丸强化后,Kt=1.7疲劳极限回复到530MPa;小强度喷丸强化对Kt=1.7疲劳极限无增益作用。大强度喷丸强化消除了加工刀痕,表面粗糙度略有增大,引入了深度达到100μm的残余应力场,在600MPa下疲劳源萌生于次表层,呈单源疲劳模式;小强度喷丸强化无法消除加工刀痕,在600MPa下疲劳源萌生于表层,呈多源疲劳模式。结果证明适宜的喷丸强化工艺可以缓解结构应力集中对粉末合金疲劳性能的削弱。     

GH4169高温合金车削表面完整性对疲劳性能的影响

通过车削和旋转弯曲疲劳实验,研究直接时效态GH4169高温合金车削进给量对表面完整性的影响,以及表面完整性对疲劳寿命的影响。结果表明:当进给量f从0.2 mm/r减小到0.02 mm/r时,表面粗糙度R_a从1.497μm减小到0.431μm;表面残余应力从拉应力状态逐渐转变为压应力状态;表面塑性变形层从8μm减小到2μm左右;表面应力集中系数是GH4169疲劳寿命的主要影响因素,随着表面应力集中系数增大,疲劳寿命显著下降;在实验参数范围内,当f=0.13 mm/r时,可获得好的表面完整性,表面应力集中系数K_(st)为1.166,表面显微硬度为405.27HV_(0.025),表面残余应力为82.08 MPa,获得的平均疲劳寿命为6.98×10~4周次;车削表面疲劳断口具有多源疲劳断裂特征,疲劳源起始于试件加工表面的缺陷处。     

金属材料表面形貌对微观力学行为的影响

利用原子力显微镜对不同金属试件表面的三维形貌进行了定量表征和分析,并通过建立有限元模型研究了表面微观应力集中的分布及变化.结果表明:不同的表面处理方式、不同的材料性质对表面微观形貌的影响非常明显,而且在金属表面,微观应力的分布与其微观形貌紧密相关,当表面处理方式改变时,表征参数的全面改变是导致微应力集中变化的主要原因,在评价表面状态对疲劳性能的影响时,不能仅考虑表面粗糙度的改变,应当综合分析各表征参数的变化.     

孔挤压对于高温合金GH4169孔结构高温疲劳性能的影响

根据高压压气机盘螺栓孔结构，设计中心孔板材疲劳试样.表征了孔挤压强化后的表面轮廓，分析了在多种交变载荷条件下孔挤压前后试样的疲劳寿命，并进行了断口观察和疲劳过程中孔挤压残余应力的演化分析.结果表明:孔挤压强化减小了孔壁表面粗糙度，并使孔结构在多种高温大应力条件下（825MPa/600℃、825MPa/400℃和663MPa/600℃）的高温疲劳性能提高1～3倍，但疲劳数据分散度略有增大.孔挤压残余应力在最大拉应力为663MPa，温度为600℃，应力比为01条件下20000次疲劳试验中松弛到60%.原始试样的多源疲劳断口主要起源于孔边的加工刀痕，而挤压强化试样断口起源于孔挤压在倒角区域流动金属堆积处，为单源疲劳断口.      

表面完整性对FGH95合金高温疲劳性能的影响

金属构件的加工表面完整性状态对其整体疲劳性能具有显著影响。本工作研究了磨削、磨削+铸钢丸喷丸、磨削+陶瓷丸喷丸和磨削+复合喷丸4种表面加工集成方法对FGH95合金高周疲劳性能的影响规律。采用表面粗糙度仪、X射线残余应力测试仪和显微硬度计分别对不同复合加工方法试样的表面粗糙度、表面残余应力分布和硬度梯度等表面完整性参数进行了表征;采用旋转弯曲疲劳试验机测试了缺口(应力集中系数Kt=1.7)试样的旋转弯曲疲劳,研究不同表面完整性状态对缺口试样高温疲劳寿命的影响规律。结果表明:相对磨削,磨削+铸钢丸喷丸、磨削+陶瓷丸喷丸和磨削+复合喷丸三种方法均可显著提高试样的高温疲劳寿命;其中,磨削+复合喷丸方法获得了最优的表面残余应力场、硬度梯度、表面粗糙度和高温疲劳寿命增益效果。     

航空发动机主轴疲劳寿命预测方法

对航空发动机主轴疲劳寿命分析多采用EGD-3斯贝MK202发动机应力标准中提供的方法.以某涡轮轴为对象,基于EGD-3方法,分别采用查图和有限元法计算得到的应力集中系数进行寿命估算;利用应力修正系数法对主轴低周疲劳寿命分析,并将结果与传统名义应力法计算结果对比.结果表明:运用应力修正系数法估算主轴低周疲劳寿命结果与EGD-3查图结果相当,是可行的;在高低周载荷下,使用有限元法计算应力集中系数的EGD-3方法计算的主轴疲劳寿命更符合实验结果.     

含孔薄板孔边疲劳裂纹的萌生和扩展

 测试了 Ni基高温合金 GH41 69含孔薄板试件不同应力幅下的低周疲劳寿命,给出了孔边最大应力幅相同时,应力集中因子改变对试件疲劳寿命的影响。结合断口 SEM分析,探讨了应力集中条件下,疲劳短裂纹的萌生和扩展方式。试验结果表明,疲劳裂纹以滑移方式在孔壁与试样表面相交的棱上萌生;萌生期依赖于孔边应力幅的大小,与孔径无关。但疲劳裂纹扩展速率与孔边局部区域的应力分布有关。在孔边应力幅相同的情况下,孔边应力集中因子较大的试样裂纹扩展速率大,疲劳寿命分布带略低于孔边应力集中因子较小的试样。短裂纹阶段,疲劳裂纹以角裂纹的形式向内扩展;长裂纹阶段,疲劳裂纹以穿透裂纹的形式进行扩展。稳定扩展阶段疲劳裂纹以穿晶的韧性撕裂方式发展,但在靠近失稳扩展区域疲劳裂纹呈准解理断裂方式扩展。试验未观察到疲劳短裂纹群的连接与合并现象。     

航空钛合金抗疲劳表面改性技术研究进展

重点介绍了提高钛合金疲劳性能的表面改性技术的最新研究进展。主要从喷丸强化、激光冲击强化、挤压、滚压、离子注入、滚磨光整加工、水射流喷丸等典型方式对钛合金的加工能力、作用机理,以及加工后零件的残余应力水平和疲劳性能等方面进行了阐述,以期为航空钛合金零件的表面改性提供借鉴。     

高速干切削工件表面残余应力分析

建立了金属正交切削的热力耦合有限元模型,对难加工材料GH4169进行非稳态的干切削加工模拟,得到卸载后不同切削速度下工件表面应力场、温度场的分布。分析了不同切削速度下工件残余应力的分布规律以及对工件抗疲劳性能的影响。结果表明,随着切削速度的增大,工件表层的残余拉应力整体上呈现增大的趋势,但在表层迅速下降转化为压应力,并在100~140μm处出现峰值,然后逐渐减小,并且随着切削速度的增大压应力层有向内部深入的趋势,这有利于提高工件的抗疲劳性能,为高速干切削难加工材料的工艺研究提供了参考依据。     

航空发动机主轴疲劳寿命预测方法研究

对航空发动机主轴疲劳寿命分析多采用斯贝MK202发动机应力标准EGD-3中提供的方法。本文以某涡轮轴为对象,基于EGD-3方法,分别采用通过查表和有限元法计算得到的应力集中系数进行寿命估算,并利用应力修正系数法对主轴低周疲劳寿命分析,并将结果与传统名义应力法计算结果对比。结果表明：运用应力修正系数法估算主轴低周疲劳寿命结果与EGD-3查表结果相当,是可行的;在高低周载荷下,使用有限元法计算应力集中系数的EGD-3方法计算的主轴疲劳寿命更符合实验结果。