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为了解高温工作环境下激光冲击强化工艺(LSP)对钛合金材料微动疲劳寿命的影响,开展了强化前后TC11钛合金在室温、300°C和500°C下的微动疲劳试验并测试了试验件表层的残余应力及硬度。结果表明:随着温度的升高,激光冲击强化对TC11钛合金微动疲劳寿命的提高倍数逐渐减小。在轴向载荷为400MPa,法向载荷为65.5MPa时,经激光冲击强化后TC11钛合金试验件在室温、300°C和500°C下的微动疲劳寿命分别为强化前的5.5倍、3.5倍和1.7倍;强化后试验件表层的残余应力会在高温下发生松弛,且松弛程度会随温度的升高而增大,这是激光冲击强化效果随温度升高而逐渐弱化的主要原因。 相似文献
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去年岁末,航天系统收到全国螺纹标委会关于开展辗压螺纹研讨征文活动的函,同时还看到了贵刊1996年第6期上刊出的李晓滨同志撰写的《辗压螺纹毛坯直径计算法———分析与对比》一文,从中获悉全国螺纹标委会和中航总301所正在全国范围内组织有关螺纹滚压(搓丝)征文活动,我们对此极感兴趣,并愿借此机会将航天系统用螺纹滚压(简称航天螺纹滚压)状况介绍给同仁们,以期相互学习、交流和探讨。我们还将撰文提出我们对目前常用滚压螺纹毛坯直径计算法的看法。1 历史航天螺纹滚压,始自50年代中期,至今已有40余年。其间滚压毛坯直径的确定方法可分为… 相似文献
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孔挤压强化对2124铝合金疲劳寿命及微观组织的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
采用疲劳试验、透射电镜、扫描电镜及X射线衍射仪等方法研究了2124-T851铝合金厚板不同参数孔挤压强化后疲劳寿命与显微组织的变化。结果表明:孔挤压强化后试样的疲劳寿命先随挤压量的增大而升高,随后又迅速降低,挤压量为0.4 mm时疲劳寿命达到峰值,较未强化增加12.66倍;组织观察结果表明孔挤压强化后,在孔壁强化层内形成了位错胞状结构和残余压应力,并且随挤压量增大先迅速增加然后趋于平缓,强化层的形成可以有效延缓疲劳裂纹的扩展速率;同时,适当的孔挤压强化可改善表面粗糙度,降低裂纹萌生几率,从而提高材料的疲劳寿命。 相似文献
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喷丸强化对TC17钛合金表面完整性及疲劳寿命的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了喷丸强化对TC17钛合金表面完整性及疲劳寿命的影响。采用表面粗糙度仪、扫描电子显微镜、X射线残余应力测试仪、显微硬度计等分析了弹丸种类和喷丸强度对表面粗糙度、残余应力场、显微硬度场和微观组织的影响;在旋转弯曲疲劳试验机上测试了喷丸强化后的疲劳寿命,探讨了表面完整性与疲劳寿命的内在联系及作用机制。结果表明:喷丸强化后TC17钛合金表面粗糙度为0.5~1.0μm,残余压应力层为100μm左右,最大残余压应力位于表面下30μm处,表面出现加工硬化,晶粒发生了压缩变形;与未喷丸试样相比,玻璃丸对疲劳寿命的提升幅度最大,陶瓷丸次之,铸钢丸最小。喷丸强化提高疲劳寿命的机制归结于引入较深的残余应力层、较高的表面硬化程度和表层晶粒的细化。 相似文献
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<正> 以往研究者着重研究了挤压强化对疲劳裂纹扩展速率和总寿命的影响,而最近研究分析表明,挤压强化对改善裂纹起始寿命(N_i)也具有很大作用,但是,关于挤压强化后,疲劳裂纹起始寿命的定量表达式还未见报道。 相似文献
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通过对比试验表明,采用不同的工艺方法,对超高强度合金铜螺栓的强度将产生不同的影响,分析了热处理后滚压螺纹有显著地提高螺栓疲劳强度的原因。 相似文献
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超载对疲劳寿命的影响是航空研究中的一个重要问题。本文通过试验初步探讨了机械超载对疲劳寿命的影响,包括超载对疲劳裂纹形成寿命、疲劳裂纹扩展寿命、疲劳累积损伤以及裂纹扩展迟滞效应的影响。并用X射线应力分析仪测量了超载引起的残余应力。用残余应力的观点解释了超载对疲劳寿命的影响。 相似文献
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本文对进气边遭受外来物损伤的叶片的疲劳寿命进行了试验研究。首先对叶片进气边分区进行了模拟外来物损伤试验,并对外伤叶片和损伤后的修理叶片分别进行了疲劳试验。根据对比试验原理,分析了外来物损伤对叶片疲劳寿命的影响,提出了损伤叶片的允修范围。 相似文献
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构件打磨深度对疲劳寿命的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
按照飞机结构修理手册的规定,腐蚀损伤的允许打磨深度不超过构件厚度的10%。疲劳寿命计算和试验结果表明,从疲劳强度角度考虑,如果损伤部位修理不能利用原紧固件孔安装紧固件,并且又只能采用非对称铆接修理,则打磨深度在总厚度的10%~20%时,较合理的修理仍是通过打磨清除腐蚀,然后恢复涂层。 相似文献