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对30CrMnSiNi2A在5种单一腐蚀环境和3种组合环境下的疲劳裂纹扩展特性进行了试验研究。通过试验获得的裂纹扩展数据,采用Paris公式进行条件拟合,得到各种环境下的裂纹扩展常数G,并作了对比分析。结果表明,腐蚀环境的参与使30CrMnSiNi2A的疲劳裂纹扩展速率明显加快,不同腐蚀环境对疲劳裂纹扩展速率的影响程度不同,但腐蚀介质对临界裂纹长度的影响很小。 相似文献
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运用断口疲劳条带反推寿命的理论基础,采用断口定量分析方法,在断口上测量裂纹长度和裂纹扩展速率,建立二者之间的关系图.利用梯形法计算出裂纹的扩展寿命和萌生寿命,推断出A断口先于B断口萌生,证明了断口分析结论的正确性.此结论表明,断口定量分析方法可应用于疲劳试验首断件的判定. 相似文献
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在25℃和-40℃环境下的三种航空材料的裂纹扩展品质研究 总被引:2,自引:0,他引:2
为了探讨室温和低温环境下的航空金属材料的裂纹扩展特性,进行了-40℃和25℃两种温度环境下的LY12CZ,LC4CS和30CrMnSiNi2A 3种材料的a-N和da/dN△K曲线的对比试验研究。从试验结果比较得出,这3种材料在-40℃的a-N曲线和da/dN△K曲线全部高于25℃下的a-N曲线和da/dN△K曲线,说明这3种材料在-40℃环境下的裂纹扩展速率要比在25℃(常温)下的裂纹扩展速率要低,即同样材料在同一载荷谱作用下,低温环境下的裂纹扩展寿命要高于常温环境下的裂纹扩展寿命。 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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基于断口分析的钛合金轮内部缺陷损伤容限 总被引:1,自引:0,他引:1
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163%。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-215%;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248%~357%,因此准确计算具有重要意义。 相似文献
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基于小裂纹理论的航空材料疲劳全寿命预测 总被引:12,自引:0,他引:12
综述了基于小裂纹理论的疲劳全寿命预测方法。该方法把断裂力学的ΔK分析与裂纹闭合概念结合起来,应用于自然萌生的小裂纹和长裂纹的扩展,并全部基于对起源于材料初始缺陷的裂纹扩展分析预测疲劳全寿命。这一方法已被作者成功地应用于多种航空材料,包括:4种高强度铝合金、2种高强钢和2种钛合金,载荷类型涉及恒幅、Mini-Twist和直升机旋翼谱等。结果表明,预测的疲劳全寿命与实验结果吻合良好,从而为把基于断裂力学裂纹扩展的损伤容限方法向传统的疲劳领域(S-N曲线,安全寿命)延伸开辟了可行的途径。 相似文献
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应用电化学-断裂力学方法研究了30CrMnSiNi2A钢在室温模拟潮湿大气(H2O)及海洋大气(3.5%NaCl)环境中低K范围内不同电位下的疲劳裂纹扩展特性。通过动力学及断口分析,提出在KImaxIscc范围内高强度钢可发生循环应力腐蚀开裂,其湿腐蚀疲劳失效机理应是裂尖局部阳极溶解与氢脆共同作用,且两者对△Kth及da/dN的意义不同,从而对以往高强度钢湿腐蚀疲劳的纯氢脆模型作出修正。 相似文献
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通过断裂性能试验确定了某型直升机部件金属材料的断裂韧性和裂纹扩展门槛值,采用多元线性回归方法拟合得到裂纹扩展速率方程的材料常数。采用不同的裂纹分析方法进行了损伤容限分析。研究结果表明:对此型直升机部件的金属材料来讲,应力强度因子变程门槛值对应的应力比上截止限取0.7是合理的;低于安全疲劳极限的小载荷对裂纹扩展寿命有较大影响,尤其是按安全疲劳极限截除小载荷对裂纹扩展寿命的影响是非常显著的,当截除标准低于0.8倍的安全疲劳极限时,裂纹扩展寿命的差别不是很显著。 相似文献