高强度铝合金小裂纹疲劳扩展规律研究

考虑了高强度铝合金表面局部塑性变形特点，并引入小裂纹尖端屈服应力的渐变规律，分析了裂纹尖端屈服应力的这种变动对裂纹张开应力变动规律的影响，同时它还与Ｔ应力共同作用使得线弹性断裂力学不再适用于预测小裂纹尖端塑性区。据此可以解释小裂纹扩展的规律，并与高强度铝合金的实验结果基本吻合。     

论铝合金应力腐蚀DCB试样中的残留应力

测定了不同热处理状态LC4合金DCB试样中的残留应力。测定和计算了残留应力对裂纹尖端应力强度因子的贡献K_(1R)。试验证明,当K_(1R)值高于材料的K_(1SCC)值时,无外载荷的DCB试样中的裂纹能够应力腐蚀扩展到试样末端。进行160℃时效或予变形,能够消除淬火残留应力的大部分。     

航空铝合金材料腐蚀裂纹扩展性能试验

腐蚀环境下的裂纹扩展性能是航空金属结构损伤容限设计的重要前提,为此,试验测定了3种航空铝合金材料(即2E12-T3、2E12-T42和7050-T7451)在2种腐蚀环境(3.5wt%NaCl溶液和油箱积水)下的裂纹扩展性能,在试验数据的基础上进行性能对比,并对试样断口进行SEM分析,研究了腐蚀和载荷联合作用对裂纹扩展的影响机理,研究结果表明:油箱积水环境对航空铝合金材料裂纹扩展的影响比3.5wt%NaCl溶液严重,铝合金2E12-T3和2E12-T42的腐蚀裂纹扩展性能优于铝合金7050-T7451,腐蚀环境下的氢脆效应和阳极溶解机制是造成腐蚀裂纹扩展加速的主要原因。     

高强度铝合金中氢传输的研究

采用化学镀镍层作为铝合金LC4上防护层,应用电化学氢渗透技术研究了氢在LC4中的静态传输规律以及在不同热处理状态下,氢在LC4中的传输对其应力腐蚀敏感性的影响。实验结果表明:常温下氢在LC4中的静态传输是以扩散为控制步骤的过程。氢扩散系数为10~(-9)cm~2·s~(-1)数量级,为同条件下氢在纯铝中扩散系数的四分之一;LC4材料的DCB试样在常温下的3.5％NaCl溶液中的应力腐蚀断裂不遵循氢脆机理。     

2195-T8铝锂合金疲劳多裂纹融合试验与仿真研究

铝锂合金作为航空航天广泛应用的合金材料,其疲劳断裂行为的研究对结构安全性评价具有重要意义。以第三代铝锂合金2195-T8为研究对象,通过恒幅拉-拉疲劳试验和有限元方法对2195-T8铝锂合金疲劳裂纹扩展行为进行试验与仿真研究。基于断面显微测量与观察,在仿真模型中引入多个初始裂纹,模拟多裂纹的融合扩展过程,获得多裂纹独自扩展、交融时扩展和融合后扩展的规律。结果表明：裂纹融合前,在疲劳循环载荷作用下,裂纹尖端应力强度因子总体上不断增大,塑性区域体积增加区域平缓;当裂纹相互融合时,裂纹面处应力强度因子瞬时增大,远高于其余裂尖数值大小;随着裂纹进一步融合,尖端应力强度因子数值趋于平稳;裂纹完全融合后,到达裂纹快速扩展阶段,塑性区域体积与扩展步数呈正比增加,扩展速率呈现先快后慢的规律,裂纹面交汇融合成新的椭圆形状裂纹面。     

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.     

表面裂纹三维弹塑性有限元分析

本文用三维弹塑性有限元计算了含表面裂纹均匀拉伸板在不同载荷大小下的弹塑性位移场、应力场和裂纹尖端塑性区等。计算结果表明:裂纹张开位移具有良好的线性段;对称面和前表面不是处于平面应变和平面应力状态,它们的塑性区用二维情况下的Irwin公式估计误差很大;裂纹尖端塑性区随着载荷的增加,后自由表面的影响也增加;体内大部分区域近似于无裂纹的轴向拉伸应力状态,仅在相当靠近裂纹尖端地区才有较强的塑性约束;裂纹顶端的第三维正应力也具有奇异性。这些结果对于表面裂纹的断裂、疲劳特性研究具有一定的参考价值。     

胶铆混合修补铝合金板的疲劳性能研究

针对胶铆混合连接方式单面修补铝合金板的疲劳性能，设计了未修理、铆接修理、胶接修理和胶铆修理4种不同形式的试验件，对其进行了疲劳试验。建立了试验件的有限元模型，得到了结构应力分布，获得了裂纹长度-裂纹尖端应力强度因子（SIF）曲线，并与试验结果进行了对比。结果表明:胶接修理和胶铆修理能有效降低裂纹处应力水平及裂纹扩展速率，且相对于未修理试验件疲劳寿命分别提升184.3%和197.3%；胶铆修理中铆钉能抑制胶层脱黏，相比胶接修理方式修理质量更可靠有效；有限元分析（FEA）结果与试验数据吻合良好，SIF误差基本保持在8%以内。      

应力腐蚀断裂过程中的裂纹表观形态及断裂机理

通过金相跟踪照相等技术,获得了30CrMnSiNi22A超高强度钢在不同应力腐蚀环境条件下裂纹扩展的一系列动态照片及数据,由此可以看出:(1)该钢的应力腐蚀断裂过程中,氢并非致塑因素,与此相反,它常常引起基体脆化,起到抑制塑性变形的作用;(2)该钢的应力腐蚀断裂行为和机制往往因环境不同而异,即“多因素致裂”的“综合机理”。     

航空铝合金系列材料裂纹扩展性能的温度效应

高低温裂纹扩展性能是航空金属结构损伤容限设计的前提,为此,试验测定了3种系列的6种航空铝合金材料(2024-T351、2397-T8、6061-T651、7050-T7451、7050-T7452和7475-T761)在5种温度环境(-70、-54、25、125和150℃)下的裂纹扩展性能,观测了试验现象,并进行了性能对比分析和疲劳断口扫描电子显微镜(SEM)分析,研究了温度对航空铝合金材料裂纹扩展性能的影响机制,获得了具有工程参考价值的结果与结论:与25℃相比,低温下裂纹扩展阻力系数的对数值降低7%~15%,而高温下却增大5%~23%;低温下裂纹扩展指数增大7%~21%,而高温下却减少5%~34%;氢脆效应和高温氧化作用是导致裂纹扩展速率随温度升高而加快的主要原因。     

00Cr18Ni10N奥氏体不锈钢焊接接头应力腐蚀特性

采用恒载荷应力腐蚀实验方法和表面显微分析方法研究了3.5% NaCl水溶液中00Cr18Ni10N奥氏体不锈钢母材及焊接接头的应力腐蚀开裂行为.通过应力腐蚀120 h后剩余强度的损失量分析来比较00Cr18Ni10N母材及其焊接接头的应力腐蚀性能,并利用金相显微镜和扫描电镜研究了00Cr18Ni10N钢焊缝区、热影响区与母材的显微组织差别和应力腐蚀开裂断口形貌.结果表明,焊接接头的应力腐蚀断裂位置均位于焊缝区,在较高应力水平90%σ_0.2下00Cr18Ni10N母材的强度损失较焊接接头低13.02%,母材的抗应力腐蚀性能优于焊接接头.断口形貌分析表明,00Cr18Ni10N母材和焊接接头在应力和腐蚀介质的共同作用下发生断裂,断口显现出沿晶断裂和韧窝断裂的形貌特征.     

湿热对单向复合材料层板断裂韧性及疲劳裂纹扩展的影响

就湿热(70℃,相对湿度RH100％)环境对T300/914C石墨/环氧单向复合材料层板层间断裂韧性的影响进行了研究。用扫描电镜对断口形貌进行观察,不论是湿热处理的或是室温放置和经干燥处理的,断口形貌无明显差异。我们还对上述DCB试样在交变载荷作用下裂纹的扩展行为进行了研究。找出了裂纹扩展速率da/dN与最大循环应变能释放率G_(Imax)关系式da/dN=A·G_(Imax)~B中的A和B两个常数的数值。经湿热处理的DCB试样疲劳裂纹扩展速率与干燥试样相比有所降低。我们分别用断口形貌、断裂机理和断裂力学原理分析了湿热环境对复合材料性能的影响。     

高强度铝合金小裂纹疲劳扩展特性

讨论面心立方多晶铝合金的表面局部塑性变形特点以及由此造成的表面小裂纹疲劳扩展特性，理论表明：当小裂纹位于试样表面时，周围环境对表层晶粒所施加的约束作用要小于对内部晶粒的约束作用。于是裂纹扩展速率会有异于线弹性断裂力学描述的规律。     

过渡状态下材料断裂韧性的计算方法

材料的断裂韧性对于损伤容限设计和评估技术非常重要,但采用传统的试验方法获得过渡状态下材料的断裂韧性需要大量的时间和费用.针对这些不足,提出了一种过渡状态下材料断裂韧性的计算方法.分析了三维裂纹尖端的三轴应力约束参数,利用材料断裂能量准则研究了断裂韧性与拉伸性能之间的关系,得到了在三向应力状态下Ⅰ型裂纹体断裂破坏时的断裂韧性与材料单向拉伸性能参数之间的关系表达式和过渡状态下材料断裂韧性的计算方法.计算了2219-T87铝合金在过渡状态下的断裂韧性理论值,并将其与试验结果和经验公式计算值进行比较.结果显示,理论计算值处于试验点范围内,小于经验公式计算值,且偏于安全.      

LC4铝合金薄板在单轴拉伸时的集中缩颈和断裂模式

薄板试样在单轴拉伸时通常先形成扩散缩颈,继而形成与拉伸轴成约60°的集中缩颈,然后沿集中缩颈断裂。在我们的试验中,过时效状态的LC4铝合金薄板的形变断裂行为符合通常规律,而欠时效和某些峰值时效状态的LC4铝合金薄板在形成与拉伸轴成约60°的集中缩颈后,并不沿集中缩颈断裂,却沿与拉伸轴成90°的方向断裂,宏观断口与拉伸轴在厚度方向成45°。本文对这种现象进行了分析和讨论,并提出了可能的解释。     

耐久性分析相对小裂纹扩展速率公式的参数确定方法

结构细节相对小裂纹扩展速率公式是采用概率断裂力学方法进行结构耐久性分析的关键。针对目前需进行多个应力水平下的成组疲劳试验以确定相对小裂纹扩展速率公式适用范围和参数的问题，首先，通过将应力强度因子修正系数展开为多项式，基于材料稳定裂纹扩展段的裂纹扩展速率公式得到了耐久性分析的相对小裂纹扩展速率公式。然后，以受远场均匀拉伸载荷作用的中心圆孔板为对象，分别基于应力强度因子近似解和FRANC3D软件进行裂纹扩展分析，得到相对小裂纹尺寸范围及对应裂纹扩展参数的确定方法。最后，进行了3种试件在等幅交变应力下的耐久性试验，验证了该方法的正确性。      

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.     

双剪连接件及双耳连接耳片疲劳寿命估算的逐次累计求和算法

为了研究复杂连接件疲劳失效机理和估算其裂纹形成和扩展寿命,在双剪连接件和双耳连接耳片疲劳试验的基础上,首先,通过扫描电子显微镜（SEM）分析,研究了其破坏模式和机理,并利用断口定量反推技术判读了疲劳裂纹形成与扩展寿命。然后,根据应力严重系数法,建立了复杂连接件疲劳性能S-N-L（疲劳应力-寿命-应力严重系数）曲面;利用该曲面,发展了复杂连接件疲劳裂纹形成寿命估算算法;基于断裂力学理论,推导出裂纹扩展长度与扩展角度公式,建立了疲劳裂纹扩展寿命估算的累计求和算法。最后,运用寿命估算方法,估算了双剪连接件的疲劳裂纹形成寿命、双剪连接件和双耳连接耳片的裂纹扩展寿命,预测结果与断口判读结果吻合良好。本文寿命估算方法为复杂连接件疲劳定寿提供了理论依据。      

海洋环境下服役飞机铝合金零件腐蚀失效分析

对出口旅游观光用飞机的铝合金零件在热带海洋气候环境服役条件下所发生的腐蚀问题进行了分析探讨.通过铝合金零件发生腐蚀的微观形貌和腐蚀产物成分等的分析,结合飞机所处环境条件,讨论了铝合金零件的腐蚀类型和发生剥蚀的过程及原因,并分析了其发生剥蚀的机理.认为海洋环境中的氯离子是造成沿海飞机铝合金零件腐蚀的外因,而内因是飞机零件的表面防腐蚀设计与防护不足,腐蚀的发展过程是铝合金零件表面点腐蚀、晶间腐蚀直至剥蚀,腐蚀产物造成的应力是促进分层剥离的原因.针对这种表面腐蚀防护问题,提出了相应的改进措施.      

航空铝试块疲劳裂纹相控阵超声成像检测

表面疲劳裂纹扩展可导致结构失效,利用相控阵超声成像技术监测疲劳裂纹,获取结构完整性评价所需裂纹信息,可及时对结构失效提出安全预警。采用三点弯曲疲劳试验法在航空铝试块上生长疲劳裂纹,对裂纹开口面材料进行逐步切削来获得不同长度的疲劳裂纹,利用相控阵超声全矩阵采集(FMC)和全聚焦方法(TFM)获得的裂纹尖端和开口图像信息来监测裂纹扩展和测量裂纹长度,并测试了相控阵超声探头放置位置、裂纹张开/闭合、裂纹表面粗糙度对超声成像检测效果的影响。研究结果表明:相控阵超声探头从裂纹侧面入射检测能更好地对裂纹进行超声成像,并真实反映材料内部裂纹扩展前缘形貌。当疲劳裂纹长度大于3倍超声波长时,裂纹尖端和开口图像完全分离,相控阵超声全矩阵采集和全聚焦成像技术可有效测量裂纹长度,测量误差小于0.2 mm。相比裂纹张开时,疲劳裂纹闭合效应会使裂纹尖端超声图像信号减弱4.5 dB,长度测量值小0.6 mm。