TC17钛合金超高周弯曲振动疲劳试验

基于航空发动机叶片基本失效形式,开发了悬臂梁式弯曲振动超声疲劳试验系统(激振频率20kHz),设计了能模拟叶片振动、适合于超高周弯曲振动疲劳试验的试件.利用该系统开展了钛合金TC17超高周弯曲振动疲劳试验研究,分析了断口的金相图.结果发现:裂纹萌生有表面和次表面两种模式,并不依赖于内部夹杂和缺陷,没有发现内部裂纹萌生迹象,次表面裂纹扩展也不呈“鱼眼”形貌.与文献所述的“鱼眼”形貌特征不同.      

叶根缘板过渡处特征模拟件双轴弯曲振动疲劳试验研究

摘要：针对转子叶片叶根缘板过渡处高应力比弯曲振动疲劳问题，采用转子叶片结构细节刻画方法设计了特征模拟件，实现了对叶根缘板过渡特征的几何刻画和应力分布模拟。基于模态差异化方法，设计了试验夹具及调频质量块。搭建了模拟件双轴弯曲振动试验系统，试验过程中试样处于高频弯曲振动状态下（>1kHz），测得的试样考核点弯曲应变幅稳定，所搭建试验系统实现了轴向拉伸-高频弯曲振动的转子叶片典型双轴载荷施加。试样宏观断裂位置与有限元计算最大应力点一致，对断口进行了宏/微观分析确定了试样断口疲劳源与裂纹扩展特征，证明采用结构细节刻画方法进行试样设计的合理性及所搭建试验加载系统可行性。     

基于Tanaka-Mura模型的电子束焊接头疲劳裂纹萌生模拟

为揭示高温合金电子束焊接头的疲劳特性,对其开展了疲劳裂纹萌生数值模拟研究。考虑焊缝区微观组织特性,对Voronoi图法进行改进,建立了焊缝区包含柱状晶、细等轴晶及粗等轴晶的混合晶区微观组织模型;对ABAQUS进行二次开发,考虑晶粒随机取向,生成晶粒多滑移带模型。基于Tanaka-Mura位错滑移模型,编写了疲劳裂纹萌生算法,考虑晶界处裂纹的连接与合并,对算法进行了改进,并结合有限元计算建立了电子束焊接头疲劳裂纹萌生数值模拟方法。基于上述方法对GH4169电子束焊接头不同载荷大小的疲劳裂纹萌生进行数值模拟,分析了裂纹萌生过程及萌生寿命,并与试验结果进行对比验证;还探讨了不同热影响区晶粒尺寸对焊接接头疲劳裂纹萌生的影响规律。结果表明,电子束焊接头疲劳裂纹均萌生于热影响区,但随着载荷水平的提高,萌生位置向熔合区一侧靠近;当热影响区晶粒尺寸与母材区晶粒尺寸越接近时,接头疲劳寿命越长。     

模拟打伤/抛修缺口对TC17钛合金叶片振动疲劳性能的影响

研究了无缺口、打伤缺口和3种抛修缺口对TC17钛合金叶片振动疲劳性能的影响。结果表明,无缺口模拟叶片的疲劳寿命最长且寿命分散性最小,打伤缺口模拟叶片的疲劳寿命最短且寿命分散性最大,3种抛修缺口模拟叶片的疲劳寿命介于前两者之间,其中抛修缺口Ⅰ模拟叶片的疲劳寿命最长。无缺口和抛修缺口模拟叶片的疲劳裂纹均起源于叶片根部,打伤缺口模拟叶片的裂纹产生于缺口底部,与有限元模拟计算的最大应力位置吻合。模拟叶片的疲劳断裂区比较平坦,呈半椭圆形貌,疲劳源区主要位于模拟叶片表面的微小损伤处,疲劳扩展区具有典型的疲劳弧线特征,并呈现沿α/β片状组织界面开裂的特征。     

Ti-6Al-4V钛合金疲劳小裂纹扩展行为的研究

对两种热处理状态的Ti-6Al-4V锻件钛合金的疲劳小裂纹扩展行为进行了研究.使用应力强度因子范围ΔK对小裂纹和长裂纹的扩展速率进行关联.结果表明,恒幅载荷R=0和R=-1下两种材料都表现出小裂纹效应,R=-1下的小裂纹效应尤为明显.在相同应力比下对两种状态材料的小裂纹效应进行对比发现,应力比R=-1下,两种状态材料的小裂纹扩展行为非常相似.应力比R=0下,片层宽度较小的材料表现出的小裂纹效应较明显.     

2024铝合金振动疲劳特性及断口分析

研究激振频率对铝合金悬臂梁结构振动疲劳特性的影响。在不同激振频率下测试2024铝合金悬臂梁相同初始应力幅值下的振动疲劳寿命。利用体式显微镜及扫描电镜对疲劳断口进行微观分析。结果表明:初始应力相同时,处于共振状态的悬臂梁振动疲劳寿命最长,瞬断区面积最小。微观分析表明,疲劳裂纹源萌生于材料表面的最大应力区,在裂纹源区有明显的放射状条纹、贝壳线和大量刻面;在疲劳裂纹扩展区,除疲劳条带外,还观察到大量的二次疲劳裂纹;疲劳瞬断区则由大量韧窝构成,表现出典型的韧性断裂特征。微观分析可知合金内强化相颗粒对疲劳裂纹扩展有明显的阻碍作用。     

航空发动机风扇静子叶片裂纹失效分析

针对某型航空发动机风扇静子叶片前缘靠近上缘板部位在振动疲劳试验结束后发现的裂纹故障,运用荧光探伤检测、 断口宏微观分析、叶片表面划痕来历分析、源区表面检查、材质分析及有限元应力模拟分析等技术手段,对该裂纹的性质及萌生原 因进行细致分析。分析结果表明：故障风扇静子叶片裂纹的性质为高周疲劳,裂纹断口疲劳起源于叶片叶盆侧前缘靠近上缘板基 体表面划痕处,呈多源线性起始特征。疲劳源区距前缘距离约为2.3 mm,疲劳源区表面未见明显冶金缺陷,疲劳裂纹的萌生与叶 片表面划痕有关。建议严格控制振动光饰机中磨粒棱边的圆滑度,不应存有锋利棱角,避免在振动光饰时磨粒划伤叶片表面,降 低叶片表面完整性,在叶片划伤部位出现应力集中现象。     

铝合金振动疲劳同步测量技术研究

随着振动试验技术的不断进步,振动疲劳试验拥有了良好的试验基础,能够进行各种环境下的振动疲劳模拟试验,但目前振动疲劳的测量方法还无法满足振动疲劳试验深入研究的需求。提出铝合金振动疲劳同步测量的方法,同时采用红外监测技术、声发射技术、显微测试技术、应变测试技术等对不同加速度下的铝合金振动疲劳试样进行测量,研究各种测量参数随损伤的变化情况。结果表明:铝合金振动疲劳不同阶段应主要考虑不同的测量参数作为判断损伤的依据,声发射信号可以很好检测到铝合金振动疲劳的裂纹萌生和扩展寿命,红外测得的温升值随着加速度增大是非线性的,铝合金振动疲劳寿命依赖于结构振动频率、阻尼等参数。     

某型飞机蓄压油箱修补延寿研究与应用

针对某型飞机蓄压油箱气腔管嘴处焊接部位易产生疲劳裂纹的问题, 对超期蓄压油箱采用局部修补方案, 以便延缓裂纹的产生和扩展, 达到延长使用寿命的目的。通过各种方案论证, 选择了用环氧树脂/玻璃布复合材料胶接修补方法, 并进行了工艺方法研究, 论述了该方法对外场飞机蓄压油箱修补的可行性;通过进行模拟件对比疲劳试验及局部修补后蓄压油箱的高、低温贮存、振动、爆破及气密性等验证试验, 论述了该修补方法可延长超期蓄压油箱的使用寿命, 提高安全性。     

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。     

某机平尾大轴断裂损伤容限评定分析

根据某机平尾大轴在做疲劳试验时突然发生完全断裂,究其原因进行了损伤容限评定分析,并得出了分析结论:由于管壁腐蚀穿透裂纹已大于疲劳载荷谱工作应力所对应的临界裂纹长度,因此裂纹产生了不稳定扩展,换句话说,也就是疲劳载荷谱工作应力已大于腐蚀裂纹长度所对应的剩余强度要求值,因此导致了该大轴突然发生快速断裂。     

在航空载荷谱作用下2024铝合金的疲劳行为

研究了在航空载荷谱TWIST作用下2024铝合金的疲劳特性。对航空载荷谱进行简化处理,对比分析了理论推导、MATLAB程序模拟和疲劳试验给出的飞机疲劳寿命预测值,并微观观察疲劳失效断口特征,分析了失效机理。结果表明：理论推导、程序模拟和疲劳试验得到的疲劳寿命预测值分别为163800,158280和134249次飞行循环;程序模拟得到飞机巡航过程中实际阵风载荷和忽略极小波动载荷的疲劳寿命预测值分别为92314和92321次飞行循环;观察疲劳断口可以发现裂纹萌生形核起源于试验件近表面,疲劳裂纹的扩展以沿晶和穿晶两种方式进行,有明显的疲劳条带,在瞬时断裂区呈现韧窝形貌。     

铝合金结构腐蚀疲劳裂纹扩展与剩余强度研究

 在3.5%NaCl腐蚀溶液环境下对含中心孔LY12 CZ铝合金紧固件的疲劳裂纹扩展进行了试验研究，得到3种不同频率下紧固件的腐蚀疲劳裂纹扩展曲线。试验结果说明，随着频率的增加，腐蚀疲劳裂纹扩展速率逐渐降低，腐蚀溶液中疲劳裂纹扩展速率比在空气中大。以试验数据为基础，结合裂纹扩展分析软件AFGROW，提出一种可以用数值方法模拟腐蚀疲劳裂纹扩展的方法，模拟结果和试验结果符合较好。对紧固孔试验件利用2种失效模式进行了剩余强度分析，得到腐蚀环境下紧固孔结构的剩余强度曲线。     

激光冲击强化提高外物打伤钛合金模拟叶片高周疲劳性能

为指导钛合金叶片抗外物打伤激光冲击强化工艺设计,根据真实叶片叶型特征设计了刃口型模拟叶片,采用两种激光冲击强化工艺对模拟叶片进行预处理,并采用空气炮系统进行外物打伤模拟试验,最后通过疲劳试验和应力场预测进行疲劳性能影响规律及机理分析。试验结果表明:模拟叶片外物打伤后疲劳强度由51845 MPa降为29072 MPa,而激光能量为5 J和7 J强化工艺下疲劳强度分别提升至34449、37493 MPa。激光冲击引入高数值残余压应力场,大大改善了外物打伤区域的局部应力场分布,在显著提高外物打伤模拟叶片疲劳强度的同时,可承受更大的应力集中,也增大了疲劳缺口系数偏差。两种强化工艺中激光能量越大,产生的残余压应力场数值和深度越大,更加有效地降低裂纹扩展过程中的等效应力强度因子幅值,外物打伤模拟叶片疲劳强度和疲劳缺口系数偏差提高程度越大。      

DD6镍基单晶涡轮转子叶片失效分析

为了排除某航空发动机DD6镍基单晶高温合金涡轮转子叶片在室温振动试验中发生的裂纹故障,对故障叶片进行了外观检查、断口分析、表面检查、解剖检查、化学成分分析、金相检查、应力分布计算及热模拟试验,确定了故障叶片裂纹的性质和产生原因.结果表明:涡轮转子叶片裂纹为高周疲劳裂纹,叶片局部区域存在异常的γ'筏排组织是导致该叶片产生早期疲劳开裂的主要原因,且附近区域腐蚀过重及结构上处于应力集中区,也促进了疲劳裂纹的萌生及扩展.针对这些故障,建议优化叶片结构并对腐蚀检查进行严格监控,防止出现γ’筏排组织及腐蚀过重现象,从而避免此类故障再次发生.     

三维广布裂纹应力强度因子求解

 针对飞机结构表面由于腐蚀、疲劳等原因存在三维广布裂纹,相邻裂纹在疲劳载荷作用下相互影响、相互促进,从而加速了结构破坏。为了定量描述相邻裂纹间的影响规律,采用参数化有限元方法,结合1/4节点位移方法和循环迭代算法,对一有限厚矩形板表面有两个半椭圆表面裂纹在拉伸载荷作用下进行了求解,得到两裂纹在共面、中心叠加平行和斜平行3种位置状态时的应力强度因子和应力变化图,计算结果为含三维广布裂纹飞机结构的剩余强度和疲劳寿命确定提供了理论依据。     

双轴载荷下孔边疲劳裂纹的扩展

 在AISI316奥氏体不锈钢制成的十字形带中心孔（圆孔和椭圆孔）试件上进行的双轴载荷疲劳裂纹扩展试验表明:应力双轴性对疲劳裂纹扩展的影响,仅发生在靠近开孔的局部区域内。等双轴应力较单轴应力状态下的裂纹扩展速率减慢,而纯剪切状态下的裂纹扩展速率加快。在孔的影响区之外,所有的结果服从Paris规律,与应力双轴性无关。     

共振条件下的裂纹梁振动与裂纹扩展耦合分析

为了对裂纹静子叶片在共振激励下的损伤容限寿命潜力进行初步探索,采用接触有限元法研究了共振状态下裂纹梁的振动与疲劳裂纹扩展的耦合问题。裂纹梁采用二维平面应力单元离散,接触模型模拟呼吸裂纹开合过程中的弯曲刚度变化。振动分析中,分别使用解析法预估和瞬态响应扫频计算得到系统一阶共振频率。断裂力学参量在有限元法中使用线弹性断裂力学方法进行求解。耦合分析中,模拟了耦合现象中的两个典型问题——裂纹止裂和失稳扩展,通过在共振激励下扫描裂纹长度计算应力强度因子曲线,通过该曲线与断裂韧度、裂纹扩展门槛值对比判断裂纹扩展的稳定性、计算裂纹扩展寿命。最后使用耦合分析结论基于Campbell图对假设静子叶片进行了定性的共振分析。     

耐热钢GH36高低周复合疲劳裂纹扩展的研究

在600℃下进行了耐热钢GH36高低周复合疲劳裂纹扩展试验,观察到裂纹的da/dN明显地分为两个区域:其一是慢速扩展区,此时裂纹扩展主要取决于低循环载荷;其二是快速扩展区取决于高频振动。两区之间存在一个明显的过渡点,约为△K_minor=3.5～5MPa m （1/m）。而高频振动载荷抑制蠕变损伤。因此高温高、低周复合疲劳存在着低周-蠕变-高频振动三者的交互作用。     

飞机主操纵系统疲劳试验载荷监控方法研究——应变数据分析法

针对某机全机主操纵系统疲劳试验中动态操纵情况下的应变测量以及试验载荷监控问题进行了分析和讨论,并对基于应变测量数据分析的操纵系统疲劳试验载荷监控方法的确定及其应用效果进行了阐述。在操纵系统疲劳试验过程中的实际监控结果表明,该方法对副翼/平尾/方向舵操纵系统多种试验状态下的试验载荷监控实用有效。