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铸造TiAl合金疲劳寿命统计分布 总被引:1,自引:0,他引:1
对铸造Ti-47.5Al-2.5V-1.0Cr-0.2Zr(原子分数/%)合金层片组织进行了疲劳测试,获得了单一应力下的疲劳寿命数据,通过断口观察和数据统计处理,分析了疲劳寿命的分布特点及其控制因素.结果表明:实验合金的疲劳寿命具有显著波动,波动范围为103~ 106周;并集中分布在长、短两个寿命区间内.这一现象和导致疲劳试样失效的疲劳裂纹源的类型有关;其中,短寿命试样的疲劳裂纹起源于疏松孔洞,长寿命试样的疲劳裂纹源为弥合界面和软取向层片界面.建立了三种裂纹源对疲劳寿命的影响的两参数威布尔分布模型,可进行对应于某一失效概率的疲劳寿命预测.三种疲劳裂纹源中,疏松孔洞对疲劳寿命不利影响的程度最为严重. 相似文献
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通过对某型飞机主起落架接耳螺栓裂纹进行测试分析,得出裂纹性质为多源疲劳裂纹,并针对裂纹扩展的可能原因给出了接耳螺栓的改进措施。 相似文献
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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。 相似文献
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2024铝合金振动疲劳特性及断口分析 总被引:3,自引:0,他引:3
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。 相似文献
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通过对某型飞机外翼下壁板与肋典型连接厚件疲劳试验的破坏件进行断口金相分析和试验特征分析发现,在多种应力综合作用下,处于三向应力状态下的螺栓孔内壁形成疲劳源,最终发生疲劳断裂,且在出现裂纹之后,裂纹扩展寿命很短. 相似文献
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对喷丸前后DZ4高温合金旋转弯曲高周疲劳断口的断裂特征进行了观察.结果表明,室温和高温(820℃)时,未喷丸的DZ4合金高周疲劳裂纹均萌生于试样表面以及与表面相连的铸造缺陷或碳化物处.Kt=1时,疲劳断口为点源,源区存在滑移平面和滑移台阶;随着应力集中水平的升高(Kt=2,Kt=3),疲劳断口向多源和线源发展,源区滑移面变小甚至消失;随着温度的升高,断口源区滑移特征明显.喷丸后,疲劳裂纹源内移,裂纹萌生于试样次表面的晶体内部或铸造缺陷处.带缺口试样裂纹源减少,起源区域缩小,出现明显的主、次疲劳源.实验证明,喷丸可降低DZ4合金表面和缺口敏感性,对裂纹萌生有抑制作用,可提高材料的疲劳性能,随着温度升高,喷丸的强化作用逐渐减弱,但在820℃仍有强化作用. 相似文献
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主起落架完成3倍目标寿命疲劳试验后,进行分解检查时发现上转轴的一个孔边缘及孔内壁出现了裂纹,该上转轴共经历了4倍目标寿命疲劳试验,材料为30CrMnSiNi2A超高强度钢。通过外观检查、残余应力测试、断口宏微观观察、能谱分析、金相检验、硬度测试和化学成分分析等方法,对上转轴的开裂原因进行了分析。采用疲劳断口定量分析方法反推上转轴的裂纹萌生寿命,并给出疲劳裂纹扩展速率与裂纹长度之间的关系曲线。结果表明:该上转轴裂纹的性质为高周疲劳开裂,其裂纹萌生于2倍目标寿命+5个加载谱块之前;上转轴开裂原因与轴孔安装过紧进而承受较大载荷谱应力、源区侧表面损伤和残余应力共同作用有关。通过加强装配过程控制、提高表面处理,上转轴已完成安全寿命试验(即7倍目标寿命)。 相似文献
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涡轮叶片早期裂纹的三维叶尖间隙EEMD能量熵融合诊断方法 总被引:1,自引:1,他引:0
为了解决航空发动机涡轮叶片早期裂纹故障信号微弱、难以识别的问题,提出一种基于三维叶尖间隙集成经验模态分解(EEMD)能量熵融合的涡轮叶片早期裂纹诊断方法。采集涡轮叶片三维叶尖间隙信息,利用EEMD分别对三维叶尖间隙各维信号进行处理,得到相应的固有模态函数(IMF),以此计算每一维信号分量EEMD能量熵,构建能表征叶片裂纹状态的不同EEMD能量熵高维矢量集。建立多个堆叠自动编码器(SAE)分别对各高维矢量集进行特征学习并提取所学习的深层特征表达。利用支持向量机算法(SVM)和遗传算法(GA)融合各维深层特征以综合不同维度信息进而充分判定叶片裂纹状态。通过涡轮叶片裂纹诊断试验,结果表明:所提方法能有效提高叶片早期裂纹诊断精度,其平均准确率达到98.415%,标准差仅为0.697%,具有很好的稳定性、泛化性和自适应性。 相似文献
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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. 相似文献
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本文对某型训练弹上辅助吊挂出现的裂纹进行了分析,结果表明,辅助吊挂失效机制为低周大应力疲劳失效,裂纹源位于辅助吊挂与壳体连接部位直角根部应力集中处,该部位的直角过渡及较粗的加工刀纹是导弹吊挂在挂飞服役中发生疲劳失效的主要原因. 相似文献
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研究了Ti-6Al-4V合金在900℃、930℃和960℃下富氧α层显微组织和显微硬度的变化及对疲劳行为的影响。在热暴露0.5~24h时间内,富氧层中的α相含量远高于基体内部,其晶粒尺寸也发生长大现象。随着热暴露温度的升高和时间的延长,富氧α层的厚度增大,氧的固溶强化作用使其显微硬度明显升高。显微硬度随着深度的增加逐渐下降,在表面200μm以下趋于稳定。热暴露后疲劳试样表面的富氧层造成疲劳裂纹萌生模式发生改变,由单裂纹源刻面萌生模式变为多裂纹源表面萌生,裂纹萌生阶段寿命与总寿命均大幅降低。 相似文献
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对TA15钛合金板材进行氩弧焊对接焊后,加工成光滑疲劳试件进行R=0.5,0.06的高周疲劳SN曲线测试。试验后对试样断口进行扫描电镜(SEM)分析发现,疲劳源大多位于焊接区域的气孔或夹杂等焊接缺陷处。以焊接处微观结构缺陷尺寸作为初始裂纹尺寸,采用基于裂纹闭合的全寿命预测模型,以焊接区域不同位置的长裂纹扩展速率曲线作为基线,利用J.C.Newman的FASTRANII软件对焊接接头试件的疲劳寿命进行预测,发现采用焊缝边缘处的长裂纹扩展曲线预测结果与试验结果吻合较好。 相似文献
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本文对电铸镍与1Cr18Ni9Ti不锈钢焊后其近缝区焊接裂纹进行了研究,通过试验及分析,确定了裂纹的规律、性质、成因及预防裂纹的技术途径。在此基础上,研制了GH830新型镍基焊丝,圆满地解决了焊接裂纹问题。 相似文献
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30CrMnSiNi2A和GC4(40CrMnSiMoVA)钢裂纹扩展性能比较分析研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在分析30CrMnSiNi2A和GC4力学性能的基础上,在相同裂纹长度条件下,对两种材料的裂纹扩展寿命和裂纹扩展速率的统计特性进行了统计研究。经比较分析后认为,由于30CrMnSiNi2A钢的裂纹扩展速率较慢,故裂纹扩展寿命较长,但由于其分散性较大,在裂纹长度较大时,99.9%的安全寿命尽管仍比GC4钢大,但两者已很接近。 相似文献