TA15板与电子束焊接疲劳特性研究

通过对TA15钛合金薄板材料标准疲劳试件的疲劳试验结果分析处理和结构用板材2种应力水平下成组疲劳试验,建立了TA15板S-N曲线表达式.完成两种应力水平下TA15板电子束焊接试件疲劳试验,采用当量应力集中系数法,确定各试件的当量应力集中系数以及中值当量应力集中系数、安全当量应力集中系数.进而建立电子束焊接件的S-N曲线与p-S-N曲线,并对当量应力集中系数法的合理性进行了检验.最后对TA15板及电子束焊接件的疲劳特性做了对比分析.     

钛合金恒幅载荷下腐蚀疲劳裂纹扩展影响因素和机理的综述

本文评述了钛合金恒幅载荷下腐蚀疲劳裂纹扩展的影响因素:循环加载频率,循环载荷波形,合金成分,组织结构和热处理,以及介质种类,pH值,温度等。介绍了钛合金腐蚀疲劳裂纹扩展机理和几种模型。最后作者对研究钛合金腐蚀疲劳裂纹扩展速率提出了一些看法。     

固溶时效处理对高强高韧钛合金显微组织与力学性能的影响

对固溶时效处理后的高强高韧钛合金初生α相的体积分数、尺寸,次生α相的体积分数和α_s/β相界面密度等显微组织特征进行了定量表征和统计分析,探讨了随着固溶温度的变化,高强高韧钛合金显微组织与其力学性能间的相关性.结果表明:在α+β两相区固溶时效处理,随着固溶温度的升高,合金初生α相的体积分数降低,相尺寸先降低后略有升高,次生α相的体积分数升高,α_s/β相界面密度先升高后降低.初生α相的体积分数与伸长率、静力韧度和裂纹形成功正相关,α_s/β相界面密度与合金屈服强度成正相关.      

钛合金的离子束改性

钛合金是航空航天工业常用的结构材料,它具有重量轻、强度高、抗腐蚀强等优良性能,但耐磨性较差.为提高其耐磨性,对TC4、TA7航材试件,采用溅射方法在其表面镀上钛膜,并用(N^＋＋N^＋₂)混合离子束进行动态反冲注入及单元素C^＋离子束注入两种方法,进行表面改性.精密摩擦、磨损试验及显微硬度测量结果,试件表面的滑动摩擦系数降低了64%~77%;磨损率减少了22%~48%;显微硬度提高0.3~1.4倍.证明离子注入有效地改善了合金表层的摩擦、磨损性能.对注入样品进行X射线光电子能谱(XPS)分析,发现注入后的钛合金表层,生成了大量的TiO₂,并析出TiN,TiC等金属化合物,这是降低摩擦系数,提高耐磨性的主要因素.添加C^＋离子注入的试件,其力学性能并无进一步改善,原因有待分析.     

改进的耐久性分析裂纹萌生方法研究

针对耐久性分析裂纹萌生方法所存在的影响其工程应用效果的3个重要问题,加以研究和改进.在结构使用载荷谱下进行一组模拟试件的耐久性试验;依据裂纹萌生寿命试验数据,用计算反推法确定结构细节裂纹萌生p-s-N曲线三参数式的参数c_p;分析了对数裂纹萌生寿命标准差对经济寿命的重要影响,取该标准差值为飞机结构对数疲劳寿命的常用标准差值0.176~0.2,从而建立了能够准确预测结构经济寿命的改进的耐久性裂纹萌生方法.这种方法已在我国多种飞机结构的耐久性评定中得到成功的应用.     

确定飞机结构WFD平均行为的寿命升降法

广布疲劳损伤(WFD)问题严重威胁飞机结构的完整性和安全性,为确定支持飞机结构广布疲劳损伤评定和维修大纲的有效性限制,需要先确定飞机结构的广布疲劳损伤平均行为。以疲劳应用统计学中强度升降法的理论为基础,提出了确定飞机结构广布疲劳损伤平均行为的寿命升降法,在不同寿命级上进行疲劳试验,继而进行剩余强度试验,判断剩余强度是否满足要求,当相邻2个寿命级上出现相反结果时,取2个寿命均值为正好满足剩余强度的寿命,重复试验并统计分析得到广布疲劳损伤平均行为。以5细节多部位损伤结构为例,采用提出的寿命升降法,测得了其在指定载荷条件和剩余强度下的广布疲劳损伤平均行为。提出的寿命升降法以疲劳可靠性为理论基础,不依赖于结构的具体形式和受载情况,对多部位损伤和多元件损伤结构均适用。      

一种考虑腐蚀影响的飞机结构疲劳试验方法

考虑腐蚀环境的影响,提出了一种关于飞机结构在一般环境下的疲劳试验方法.该方法综合考虑地面停放预腐蚀和空中腐蚀疲劳对结构疲劳寿命的影响,由腐蚀环境下结构设计疲劳寿命要求和年平均飞行小时数反推出一般环境下的疲劳寿命指标,从而确定结构疲劳试验目标寿命,为结构疲劳试验提供指导,具有重要的工程实用价值.     

钛合金TB6侧铣表面完整性实验

使用表面完整性基本评价方法对TB6钛合金侧铣后试件的表面完整性（表面形貌、表面粗糙度、加工硬化）进行研究.结果表明,对表面形貌影响最明显的因素是每齿进给量f_z,过大的f_z会使已加工表面出现鳞刺现象.f_z是影响已加工表面进给方向粗糙度的最主要因素,随着f_z从0.06 mm/z增大到0.12 mm/z,表面粗糙度R_a会由0.283 μm显著增加到0.964 μm.线速度v_c,f_z和径向切深a_e的变化对刀轴方向粗糙度影响很小.而刀具的后刀面磨损是影响已加工表面刀轴方向粗糙度的主要因素,极轻微的后刀面磨损都会导致刀轴方向粗糙度明显增加,随着后刀面磨损量V_B由0增加到0.025 mm,刀轴方向粗糙度由0.22 μm剧烈增加到0.686 μm.侧铣过程中TB6的加工硬化现象不严重,表层组织没有明显变质层产生,晶粒也没有出现明显的拉伸、扭曲或破裂.      

燕尾榫连接结构微动疲劳全寿命预测方法

微动损伤使航空发动机榫连接结构疲劳寿命显著降低。以钛合金Ti-6Al-4V燕尾榫连接结构为例，提出一种适用于复杂结构微动疲劳全寿命预测方法。基于修正的Manson-McKnight方法和多轴疲劳理论，疲劳损伤参数由等效应力参数（ESP）表征，微动疲劳裂纹萌生位置和成核寿命通过有限元分析（FEA）和ESP预测。基于断裂力学理论和最大周向应力准则，提出微动疲劳裂纹扩展数值模拟方法，建立微动疲劳扩展寿命与裂纹长度函数关系，依据裂纹终值长度预测微动疲劳扩展寿命。结果显示:钛合金Ti-6Al-4V燕尾榫连接结构微动疲劳裂纹扩展角预测值与实验值均为18°，裂纹生长方向预测值与实验值相符；微动疲劳全寿命（成核寿命+扩展寿命）预测值在实验值的2倍分散带内；最大拉伸载荷对榫连接结构的微动疲劳全寿命影响显著，在相同应力比下，最大拉伸载荷从18 kN变化到24 kN，钛合金Ti-6Al-4V燕尾榫连接结构微动疲劳全寿命降低1个数量级。      

预腐蚀对多部位损伤发生概率的影响

针对飞机结构中存在的多部位损伤(MSD,Multiple Side Damage)问题,对预腐蚀后多细节结构MSD发生概率进行分析研究.预腐蚀条件选为3.5%NaCl溶液浸泡240 h.通过7B04-T74铝合金单细节预腐蚀-疲劳及常规环境疲劳试验,得到了预腐蚀影响系数C.确定了预腐蚀后的MSD发生概率与常规疲劳试验MSD发生概率之间的关系.建立了预腐蚀后的MSD发生概率公式.通过与试验结果对比表明:新的公式可以很好地反映试验结果.     

TC6钛合金的微动疲劳特性研究

钛及铁合金广泛用于燃气涡轮发动机及飞机结构。尽管这类合金在性能上有诸多优点,但其疲劳寿命对材料表面状态,特别是微动损伤极为敏感。为深入认识这一现象的成因,本文研究了TC6钛合金在室温下的微动疲劳特性。试验结果表明,和非微动疲劳相比,微动疲劳强度下降60％,这主要归因于接触面磨损造成的微动损伤,促使疲劳裂纹萌生和早期断裂。     

基于涂层传感器的金属结构疲劳裂纹监测

针对飞机金属结构在服役过程中的裂纹扩展实时监测需求,提出一种现代表面技术与电位法原理相结合的疲劳裂纹监测研究方案.在结构易出现裂纹的热点部位制备了一种具有绝缘隔离层、导电传感层和封装保护层3层结构的裂纹监测涂层传感器.然后进行了疲劳裂纹监测试验,结果表明:通过分析涂层传感器电阻(电位)的变化可以实现对2A12-T4铝合金连接结构多个部位的裂纹同时进行有效监测.此外,还对表面制备涂层传感器的试样与原始试样的疲劳特性进行了对比研究.结果表明:应用现代表面技术在2A12-T4铝合金表面制备涂层传感器,对其疲劳性影响甚微.     

航空铝合金弹塑性状态疲劳裂纹扩展速率试验

研究含长裂纹薄壁结构弹塑性状态下的裂纹扩展规律对于保证机体结构安全具有重要意义.设计了民机用铝合金大宽板裂纹扩展速率测试用试验件和夹具,进行了2024-T3和7075-T6两种铝合金大宽板弹塑性状态下裂纹扩展速率测试.讨论了应力强度因子变程(ΔK)和裂纹中心线处的张开位移变程(Δδ)作为弹塑性状态下裂纹扩展速率表征参量的适用性.研究结果表明:中、高级应力水平作用下,含长裂纹铝合金大宽板裂纹进入快速扩展阶段,裂纹扩展ΔK~da/dN曲线发生明显转折,不能用Paris公式拟合.在裂纹扩展后期,Δδ~da/dN曲线在双对数坐标下呈线性关系,可用Δδ~da/dN关系曲线来表征弹塑性状态下铝合金的裂纹扩展速率.     

高强铝合金复合脉冲VPTIG焊缝组织和性能

采用超快速变换复合超音频脉冲方波变极性TIG电弧焊接工艺进行2219-T87高强铝合金焊接,研究分析了焊缝显微组织和接头拉伸性能变化.结果表明,2219-T87铝合金复合超音频脉冲电流变极性焊接接头的组织和性能均发生显著变化,焊缝区显微组织明显细化,由粗大柱状晶向细小等轴晶转变,接头抗拉强度和断后伸长率显著提高.接头断口由脆性断裂主要特征转变为"韧性+脆性"的混合型断裂模式.在一定范围内,脉冲电流频率越高,脉冲占空比越小,作用效果越明显.复合超音频脉冲电流频率为40 kHz,脉冲电流占空比为20%时,接头抗拉强度和断后伸长率分别达到母材金属的70%和58%.     

焊接缺陷对异种铝合金TIG对接接头疲劳行为的影响

以5A06-O/7A05-T6异种铝合金钨极氩弧焊（TIG）对接接头为对象，通过疲劳试验数据和断口形貌分析，研究了气孔缺陷和未熔合缺陷对焊接接头疲劳性能的影响规律及机理。结果表明:气孔缺陷和未熔合缺陷对5A06-O/7A05-T6对接接头的疲劳性能均产生不利影响，且缺陷的大小、位置与载荷的交互作用是影响疲劳裂纹提前萌生的主要因素，同一应力水平下，疲劳裂纹更易萌生于尺寸较大且位置更接近于材料表面的焊接缺陷处，而随着应力水平的降低，焊接缺陷对焊接接头疲劳性能的不利影响更为显著；与气孔缺陷相比，未熔合缺陷边缘的应力集中效应更明显，更易导致疲劳裂纹萌生，且焊接接头组织相较于焊接母材组织更脆，疲劳裂纹以穿晶和沿晶形式交替扩展，使疲劳寿命进一步缩短。      

独立多细节结构耐久性试验寿命的统计标定

在进行疲劳试验评定结构寿命时,为了能真实模拟实际结构形式和传载情况,模拟试件往往设计成多细节试件,进行不完全疲劳寿命试验,必须由多细节试件寿命推断单细节寿命.针对工程上常用的两种寿命分布形式:对数正态分布和双参数Weibull分布,以结构串联失效模型为基础,建立了由相同独立多细节结构疲劳寿命分布确定单细节寿命分布的统计标定方法.当多细节试件寿命服从对数正态分布时,可近似认为单细节寿命也服从对数正态分布,单细节寿命分布参数与多细节试件寿命分布参数间存在确定关系,并且单细节寿命数学期望和标准差均高于多细节试件相应参数;当多细节寿命服从双参数Weibull分布时,单细节寿命也服从双参数Weibull分布,其斜率不变,但位置参数按比例放大.最后给出了一个分析实例.     

载荷作用下5A06铝合金焊接试样的腐蚀敏感性

针对5A06铝合金焊接对腐蚀敏感性的影响,研究了载荷作用下的不同焊缝方向（垂直、穿越）的5A06铝合金试样在50℃的3.5% NaCl溶液中的腐蚀行为的影响和焊接接头的电化学腐蚀行为。结果表明,经过110 d的盐水溶液浸泡后,2种焊缝试样均是热影响区首先发生腐蚀,表面的腐蚀坑两侧由于材料组织的不同分别呈台阶式和韧窝状。穿越焊缝试样应力腐蚀敏感性较低,腐蚀坑顶端应力集中,有滑移台阶;垂直焊缝试样应力腐蚀敏感性较高,腐蚀坑沿焊缝贯穿试样表面,腐蚀坑两侧呈平行撕裂状态。电化学极化曲线表明,热影响区、母材区和焊缝区的自腐蚀电位分别为-1.369、-0.791和-0.740 V。      

基于脆性损伤机制的高周疲劳模型

从不可逆热力学耗散理论出发,建立了一个高周疲劳各向同性连续损伤力学模型.与基于延性损伤机制的Lemaitre模型不同,本模型基于脆性损伤机制.它成功地将高周疲劳损伤纳入到统一的热力学框架之内.其损伤演化律考虑了应力比 R的影响.利用本模型,根据对称循环下(R=-1)的高周疲劳SN曲线,可以导出具有任意应力比R的 log S log N 曲线.模型应用于LC9高强度铝合金光滑试件的试验分析,理论计算与实验结果比较,符合良好.     

基于损伤力学的含预腐蚀损伤铝合金的疲劳寿命预测

在工程结构中，腐蚀疲劳破坏是一种常见的现象，腐蚀坑处往往形成疲劳源，严重影响材料的疲劳特性。基于连续损伤力学理论，提出了含预腐蚀损伤铝合金疲劳寿命预测方法。首先，将腐蚀的影响分为2个方面，即腐蚀造成局部初始损伤和腐蚀形成的蚀坑造成局部应力集中；其次，建立了考虑预腐蚀损伤的疲劳损伤演化方程，并实现了相应的数值解法；然后，根据预腐蚀疲劳试验结果与数值计算结果，得到预腐蚀引起的材料初始损伤；最后，采用数值解法，对含预腐蚀坑的铝合金进行了寿命预估，并与试验结果进行对比，验证了所提方法的有效性。