2524-T3铝合金铆钉填充锪窝孔疲劳特性研究

2524-T3铝合金被认为是目前综合性能最好的飞机蒙皮用铝合金,研究其在疲劳载荷状态下的力学性能对材料的安全使用具有重要的意义。通过疲劳试验研究2524-T3铝合金铆钉填充锪窝孔试样在一种典型应力比、不同载荷水平下的疲劳性能,得到铆钉填充锪窝孔试样疲劳裂纹寿命的p-S-N曲线,同时借助扫描电镜观察疲劳裂纹的萌生和扩展行为。研究结果表明：2524-T3铝合金铆钉填充锪窝孔试样具有良好的抗疲劳损伤性能;在指定疲劳寿命条件为3×106周次下,试样在室温轴向疲劳加载条件下的条件疲劳极限为108MPa;疲劳断口由疲劳源区、裂纹扩展区及瞬断区组成。     

直接时效GH4169合金疲劳断口分析研究

采用扫描电镜对直接时效(DA)GH4169合金在室温和650℃下的光滑(Kt=1)和缺口(Kt=3、4)旋转弯曲疲劳试样断口进行了研究。研究表明,DAGH4169合金室温旋转弯曲疲劳光滑(Kt=1)试样断口在大应力状态下具有多源疲劳断裂特征,在低应力状态下则具有单源疲劳断裂特征,且疲劳裂纹均起始于表面加工缺陷处。DAGH4169合金室温旋转弯曲疲劳缺口(Kt=3,4)试样均起源于缺口根部的加工缺陷处,在实验载荷下均呈现多源疲劳断裂特征。DAGH4169合金650℃旋转弯曲疲劳光滑(Kt=1)试样断口呈单源疲劳断裂特征,起始于外表面加工缺陷处。DAGH4169合金650℃旋转弯曲疲劳缺口(Kt=3,4)试样均起源于缺口根部加工缺陷处,呈多源疲劳断裂特征。所有观察试样随疲劳载荷的逐渐降低,疲劳源区逐渐平滑,疲劳扩展逐渐充分,瞬断区面积逐渐减小,瞬断区的偏心距离逐渐增大。     

航空用高强高韧铝合金疲劳断口特征的研究

采用金相显微镜、扫描电镜及能谱分析对T7451状态7B04铝合金疲劳断口进行了研究,揭示了该合金疲劳裂纹萌生与扩展的微观特征。合金的疲劳断口可明显划分为疲劳裂纹源区、裂纹稳定扩展区及瞬断区三个区域:疲劳裂纹从材料夹杂(大小约为(7~10)μm×(11~14)μm的富铁脆性金属间化合物粒子)处萌生,在样品表面或近表面区域形成后呈放射状扩展;疲劳裂纹扩展区可以观察到疲劳破坏的一些典型特征;瞬断区的断口形貌跟静载断裂相似,形成不平坦的粗糙表面。     

金属疲劳扩展区和瞬断区的物理数学模型

以金属的疲劳扩展区和瞬断区为对象,讨论了应力变化幅度与裂纹临界长度、疲劳寿命和临界裂纹长度的数学模型;分析了疲劳瞬断区上放射线的物理数学模型,探讨了疲劳瞬断的性质和控制参量以及疲劳瞬断区的对称性,得到了一些颇有启发性的结果,为金属材料的疲劳宏观断口定量分析提供了有价值的思路     

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。     

7075-T651铝合金疲劳特性研究

在不同的应力幅值下测试了7075-T651铝合金的疲劳寿命,拟合试验数据得到合金S-N曲线,估算疲劳极限为223MPa。用扫描电镜观察高低应力幅值下的疲劳试样断口,结果表明:合金的加工缺陷或粗大夹杂处往往为裂纹源,裂纹扩展伴随着小平面断裂的发生,高应力幅下疲劳裂纹扩展区出现犁沟和轮胎花样,而低应力幅下的疲劳裂纹扩展区中除有大量疲劳条带外,还出现了疲劳台阶和二次裂纹。合金的疲劳瞬断区则存在着撕裂棱与等轴韧窝。弥散分布的微小析出相对合金的疲劳性能有着积极的影响。     

高强铝合金疲劳特性研究

研究了室温大气环境下不同应力比R和不同应力集中系数Kt条件下2E12高强铝合金的高周疲劳性能,并利用扫描电镜及透射电镜对合金疲劳断口附近的微观组织及疲劳断口进行了分析.研究结果表明,在同一应力水平下,2E12高强铝合金的疲劳寿命随着应力比R的增大而提高;Kt=1时合金的疲劳寿命远远大于Kt=3时合金的疲劳寿命,表明此合金具有明显的缺口效应.疲劳断口由疲劳源区、裂纹扩展区及瞬断区组成.第二相对疲劳裂纹的萌生起着重要的作用,并且初步讨论了有关的疲劳断裂机理.     

激光冲击强化铝合金小孔构件的疲劳寿命研究

研究了激光冲击强化对7050-T7451铝合金小孔件疲劳寿命和断口形貌的影响。采用ABAQUS对峰值压力2.7GPa下小孔构件孔壁与表面上的应力分布进行了研究,并基于仿真结果对试样进行激光冲击强化试验和疲劳拉伸试验。结果显示,激光双面冲击强化在板料两侧形成一定深度的残余压应力影响层,而在中心形成一定范围的残余拉应力层,这也是导致疲劳源由孔角向孔壁中心转移的主要原因;在应力水平165.8MPa、195.0MPa和275.4MPa下,试样的疲劳寿命分别平均可增大451%、216%、116%;经激光冲击强化后,试样的疲劳源位置由孔角转移至孔壁内部,且疲劳裂纹扩展区面积明显增大。研究表明,激光冲击强化能明显改善铝合金小孔构件的疲劳性能,但强化效果随外加载荷的增加逐渐减小。     

比例与非比例加载下30CrMnSiA钢多轴高周疲劳失效分析

为了分析比例与非比例加载下,30CrMnSiA钢的多轴高周疲劳的失效规律。通过对30CrMnSiA钢材料开展比例与非比例(δ=90°)加载下的多轴高周疲劳试验,研究了应力幅比和相位差对疲劳寿命、断口特征及裂纹起裂角度的影响。试验结果表明,对于比例与非比例加载,随着应力幅比的增大,多轴疲劳寿命逐渐增加。对疲劳断口分析发现,裂纹萌生于试件表面,断口有明显的疲劳源区、扩展区和瞬断区,不同加载路径下的试件断口形式有明显差异。通过对起裂角度的分析发现,应力幅比大于0.25时表面裂纹有明显的第Ⅰ阶段向第Ⅱ阶段的转变,且第Ⅰ阶段沿着接近最大剪应力幅值平面方向扩展,第Ⅱ阶段沿着接近最大正应力平面方向扩展。此外,对典型试件的疲劳断口及表面扩展路径进行了分析,研究表明多轴疲劳试验试件裂纹的特征比值在0.3~0.5之间,且裂纹沿深度方向扩展至300 μm时占总寿命的85%以上。      

加载参数对2A12-T4铝合金高温多轴疲劳失效的影响

为研究铝合金材料的高温多轴疲劳失效规律,本文在175℃温度环境下对2A12-T4铝合金实心圆棒试样进行拉扭复合加载试验。在相同的等效Von-Mises应力幅值下,通过观察并记录不同加载循环下的裂纹萌生与扩展情况,研究加载参数（应力幅比λ与相位差φ）对裂纹萌生及扩展影响。试验结果表明,当试样表面存在最大切应力平面时,裂纹优先在最大切应力平面附近萌生并传播,最大切应力平面为危险平面;在λ=0.5、φ=90°这种特殊情况下,试验表面各处切应力相同时,裂纹优先在最大正应力平面附近萌生并传播,最大正应力平面成为危险平面,当正应力主导裂纹传播时,由裂纹萌生至疲劳断裂这一过程仅占总寿命的16.2%,容易发生快速断裂;在λ=0.5、φ=0°和λ=0.5、φ=90°这两种加载条件下,裂纹的传播过程中存在第I阶段向第II阶段转变的过程,断口平整并且存在脆性条纹,断口表现趋向于脆性断裂;当λ=1、φ=90°和λ=√3、φ=0°这两种加载条件下,没有明显的第I阶段向第II阶段的转变,断口存在明显的疲劳源区、扩展区和瞬断区,且凹凸不平,为典型的混合型断裂。     

7075铝合金在不同温度盐水环境中的腐蚀疲劳行为

基于飞机结构材料7075铝合金在沿海地区服役时海水飞溅及曝晒导致的高温腐蚀疲劳损伤问题,研究了7075铝合金在35,55,75℃下3.5%NaCl溶液环境中的腐蚀疲劳寿命,并使用扫描电子显微镜(SEM)观察断口形貌,探讨了温度对腐蚀疲劳裂纹萌生扩展的影响机理。结果表明:同一应力水平下,温度越高,腐蚀疲劳寿命越短,300MPa时35,55,75℃下的中值寿命分别为33 001,30 931,15 346次循环。腐蚀损伤和疲劳损伤存在竞争关系,应力水平较高时,腐蚀较轻,试样寿命主要受应力水平影响,疲劳源多从铝合金基体与包铝层结合处萌生;应力水平较低时,腐蚀较严重,疲劳寿命随温度升高明显下降,疲劳源多从腐蚀坑处萌生。断口形貌显示高温环境主要通过加速腐蚀坑的形成来影响疲劳源的萌生,深坑状腐蚀坑应力集中严重,对疲劳性能伤害大。     

压气机叶片复合疲劳试验系统的设计及疲劳寿命分析

为了模拟航空发动机工作典型状况,研究高低周复合疲劳对某型一级压气机叶片疲劳性能的影响,设计了高低周复合疲劳试验系统,进行了复合疲劳试验,振动试验及仿真分析;确定了叶片一阶振动频率为1530Hz,得出复合疲劳试验较纯低周加载缩短叶片寿命的作用高达586%。通过分析中值S N曲线和P S N曲线, S N曲线拟合系数高达099。通过对复合疲劳试验后的叶片断口进行分析,叶片断口的宏观和微观性状均出现了明显的疲劳源、高周扩展区、低周扩展区以及瞬断区,找到了叶片的断裂经历了高低周复合疲劳作用形成的明显特征区,最后说明了复合疲劳试验系统设计的合理性和可行性。      

基于断口分析的钛合金轮内部缺陷损伤容限

为进行某轮损伤容限设计,开展了裂纹扩展断口分析和仿真分析研究。由断口分析可知:疲劳源为一处内部自然缺陷;依据疲劳辉纹确定了裂纹扩展速率;在裂纹长度为2 mm附近,裂纹扩展速率明显增大,为第一、第二加载阶段转换区域;裂纹稳定扩展区裂纹长度与裂纹扩展速率呈双对数线性关系;应用列表梯度法和Paris公式法反推了第二加载阶段的疲劳寿命,与该阶段实际循环次数的最大误差是163%。裂纹稳定扩展阶段裂纹扩展仿真值与断口反推值吻合;非稳定扩展阶段仿真值与断口反推值的最大误差为-215%;基于以上研究,合理确定了某离心轮内部裂纹表面扩展停机检测周期。该类轮非稳定、失稳扩展阶段寿命占内部裂纹表面扩展阶段寿命的比例达248%~357%,因此准确计算具有重要意义。     

航空用Al-Cu-Mg铝合金疲劳行为研究

采用轴向加载疲劳试验方法,研究了航空用2124-T851铝合金板材不同取样方向、试样形式以及实验应力比下的疲劳性能;并通过金相显微镜(OM)、扫描电镜(SEM)和透射电镜(TEM)分析了该合金的显微组织和疲劳断口形貌。结果表明:2124-T851铝合金板材具有良好的耐疲劳损伤性能,疲劳极限随应力比的增加而增大;缺口的存在大大降低了材料的疲劳极限,光滑试样(K t=1)的疲劳极限大约是缺口试样(K t=3)的2倍;板材横向疲劳极限高于纵向疲劳极限,且应力比越小差异越大。断口形貌具有典型的疲劳断口特征,由疲劳源区、疲劳裂纹稳定扩展区和快速断裂区三部分组成,裂纹萌生一般位于表面夹杂或缺口等缺陷引起的应力集中处。     

粉末高温合金FGH96的高温缺口疲劳研究

在500℃和600℃两个温度条件下,研究了第二代粉末高温合金FGH96的缺口疲劳性能,将原始数据的曲线拟合成S-N曲线,分析光滑与缺口试样的Kf的差别,用扫描电镜分析了试样的断口形貌特征。结果表明:FGH96合金的疲劳缺口敏感性随着温度的升高和应力比的增大而降低;与光滑试样的断口相比,合金的缺口试样在高温下疲劳裂纹多由加工刀痕起源,因此缩短了其疲劳萌生寿命;疲劳扩展区疲劳条带比较明显,扩展区面积比光滑试样小。     

TC4钛合金电子束焊接接头低周疲劳性能研究

采用应变控制方法,测试了TC4钛合金电子束焊接接头及母材低周疲劳性能,记录并比较了不同位置处的载荷-应变曲线,利用扫描电镜观察分析了低周疲劳断裂方式及断口形貌。研究结果表明:在高应变条件下,由于焊接接头区塑性变形能力较差,其低周疲劳寿命低于母材,低应变条件下,母材与焊接接头低周疲劳寿命相当;低周疲劳试样最终失效断裂均发生在母材区,但焊接接头区也存在明显表面裂纹,这与焊接接头区具有较高的强度、抗塑性变形能力及抗疲劳裂纹扩展能力有关。     

喷丸对DZ4 合金旋转弯曲疲劳断裂特征的影响

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.     

20kHz频率下DZ125定向凝固高温合金的超高周疲劳行为研究

采用超声疲劳试验技术,研究了DZ125定向凝固高温合金在频率20kHz、载荷比R=-1下的超高周疲劳失效行为.结果表明:DZ125合金在循环周次大于108下仍发生了疲劳断裂;扫描电镜观察表明,DZ125合金的超高周疲劳裂纹均起源于试样的表面,经疲劳断口定量计算,超高周疲劳的萌生寿命约占总寿命的97.3%;电子背散射衍射(EBSD)分析表明,在超声振动应力的作用下,DZ125合金晶体发生了旋转,外加应力幅越大,晶体旋转的角度会略微增大,疲劳变形区域也略微增大,接近疲劳瞬断区的变形层深度最低;超高周疲劳试验结果经频率修正后,S-N曲线与常规低频疲劳的S-N曲线能很好地衔接.     

低温对航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为的影响

为了研究航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为和机理,测试2种常用航空铝合金2524-T3和7050-T7451在常温25℃和低温–70℃下的疲劳与裂纹扩展性能,借助断口金相分析微观机理。结果表明:相同应力加载水平下,铝合金低温疲劳寿命延长而低温裂纹扩展速率减慢,–70℃低温对2种航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为产生有益影响;–70℃低温环境下疲劳裂纹萌生区出现明显的台阶状小平面,两侧断面间形成凹凸错位,疲劳裂纹萌生困难;而在裂纹扩展区疲劳条带和韧窝特征减弱,且出现明显的沿晶特征,裂纹趋向于沿着晶界曲折扩展,疲劳和裂纹扩展寿命延长;随着加载应力水平提高,断口表面凹凸错位和沿晶特征减弱,而疲劳条带和韧窝特征增多。     

FGH95粉末盘材料热/机械疲劳和等温低周疲劳断裂行为研究

对粉末冶金盘材料 FGH95进行了同相位 ,温度循环为 3 5 0℃到 60 0℃的热 /机械疲劳试验和 60 0℃的等温低周疲劳试验。考察了两种载荷波形下材料的循环应力响应行为和高温疲劳断裂机理以及载荷波形对疲劳寿命的影响。研究结果表明 :同相位热 /机械疲劳寿命比上限温度的等温低周疲劳寿命短。该材料在高温应变疲劳的循环应力响应行为与应变水平的大小以及循环载荷波形有关。试样的微观断口分析显示了在高温应变疲劳试验中同时存在疲劳、蠕变和氧化损伤。在同相位热 /机械疲劳载荷下 ,穿晶 +沿晶断裂为疲劳断裂的主要特征 ;在等温低周疲劳载荷下 ,裂纹主要为穿晶萌生与扩展