镦拔后提高铝合金模锻壳体件性能

我厂某产品壳体用LD10铝合金经锻造、热处理、机械加工制成。在使用过程中多次出现裂纹,取样检查时经常出现纵向延伸率(δ5)偏低,不能满足零件的使用要求。为了解决这一问题,进行了不同锻造方式对LD10模锻件性能影响的系统试验。试验结论是:镦拔后模锻可以大大提高锻件的性能,强度和延伸率完全满足要求,裂纹扩展速率(da/dN)的测定也证实镦拔后模锻是提高材料性能、发挥材料潜力的一个重要途径。一、试验用料西南铝厂生产的LD10,Φ75挤压棒材,炉批号1056。     

直8机旋翼大梁疲劳试验方法研究以及与进口大梁对比试验分析

由我国自行设计、制造的直8桨叶部件经过几年不懈努力,已研制生产成功。它采用LD2高强度铝合金材料挤压成型,为空心薄壁管梁结构。为确定国产桨叶性能和疲劳特性,为国产桨叶疲劳寿命提供依据,保障部队正常使用,我们在相同条件下进行了进口大梁与国产大梁样件的疲劳对比试验,最后与法国宇航提供的原准机数据进行对比分析。本文着重阐述了其疲劳试验方法的研究。该试验采用了共振复合加载技术,采用了调频调幅技术,采用了计算机跟踪采集和数据分析软件技术,取得了较好效果。     

用于预腐蚀航空铝合金材料疲劳寿命分析的腐蚀当量裂纹的抛物线模型

为了节省直升机材料研制费用并缩短研发周期,本文试图以理论模拟方法代替腐蚀疲劳试验。试验测定了2种航空铝合金材料LD2CS和LD10CS的预腐蚀疲劳性能,根据试验观测现象和断口扫描电子显微镜(SEM)分析结果,建立了新的腐蚀凹坑当量裂纹的抛物线模型,并基于线弹性断裂力学方法推导了预腐蚀铝合金表面腐蚀凹坑当量裂纹的应力强度因子新公式,发展了疲劳载荷作用下航空铝合金材料的预腐蚀疲劳寿命估算方法。最后,采用本文的模型和算法对2种铝合金材料LD2CS和LD10CS的预腐蚀疲劳性能进行了模拟,发现本文所提新模型和算法的模拟结果与试验数据吻合良好,预测得到的预腐蚀铝合金疲劳性能比传统的半椭圆模型和半圆模型具有更高的预测精度。     

镜像铣与化铣对2024铝合金疲劳性能影响试验研究

疲劳失效是机械失效的主要失效形式,以2024铝合金材料为研究对象,分析了镜像铣成形工艺和化铣成形工艺对材料疲劳性能的影响。采用成组试验法开展疲劳性能力学试验,探索2024铝合金在130 MPa、140 MPa和149 MPa应力水平下的疲劳性能。结果表明,镜像铣工艺的总体稳定性优于化铣,抗拉强度方面相当,镜像铣试验件的寿命标准差约为化铣的3倍;在三级应力水平下,镜像铣试验件的中值对数疲劳寿命均优于化铣。通过试验获取了2024铝合金在存活率分别为50%、95%和99.9%下的应力水平与疲劳寿命关系曲线,为定量分析镜像铣和化铣工艺对材料疲劳性能的影响提供了参考。     

基于短裂纹的 LD10CZ铝合金腐蚀预疲劳裂纹扩展

腐蚀疲劳是一种由疲劳应力和腐蚀介质共同引起的材料损伤,利用扫描电子显微镜原位观测技术对于预腐蚀LD10CZ铝合金进行了疲劳试验研究,试验结果表明腐蚀损伤强烈影响铝合金的疲劳裂纹扩展行为。     

7A99铝合金锻件双级时效组织性能

采用金相、扫描电镜、透射电镜分析及拉伸性能和断裂韧度试验等手段,研究了7A99铝合金锻件双级时效处理后的组织和性能。结果表明:7A99铝合金锻件经过120℃/4h+165℃/8 h双级时效处理后的抗拉强度、屈服强度、伸长率和电导率分别为548 MPa,513 MPa,12.0%和38.2%IACS;锻件的L-T向断裂韧度为30.5 MPa·m1/2,锻件显示了较好的强韧匹配和耐蚀性;合金的断裂方式为穿晶韧窝断裂方式;主要沉淀相为η'相和η相。     

大型铝合金框梁结构航空模锻件淬火残余应力分析

开展了新型7085铝合金材料高温拉伸试验,得到了其基本性能参数与力学模型,运用ABAQUS有限元软件对7085铝合金框梁结构航空模锻件淬火过程进行了数值仿真,研究了淬火工艺参数与方式对残余应力分布规律的影响.研究表明:框梁结构航空模锻件淬火残余应力主要集中于腹板与筋板交汇处,呈现外压内拉的分布特点;淬火温度对残余应力有显著影响,提高淬火温度可有效降低残余应力;固溶温度对淬火残余应力的影响较小,对于大尺寸框梁模锻件,入水方式及转移时间对淬火残余应力的影响甚微.     

制孔工艺对开孔试件疲劳寿命影响的定量分析

为了研究开孔试件的制孔工艺对结构疲劳寿命的影响,对采用winslow制孔工艺和传统制孔工艺的铝合金试验件分别进行疲劳试验。结果表明:Winslow制孔工艺下试件疲劳性能明显增强,平均疲劳寿命是传统制孔件的1.7倍。用统计学方法对实验数据进行分析,发现在95%的置信度下,Winslow制孔工艺中值疲劳寿命是传统制孔工艺中值疲劳寿命的1.3-2.07倍。     

燃烧风洞不同模拟方式对超燃发动机性能影响试验研究

为了研究燃烧加热风洞不同模拟方式对超燃冲压发动机性能的影响,采用相同流道的发动机模型,在模拟"静温+静压"的酒精燃烧加热和模拟"焓值+动压"的氢气加热这两种燃烧加热风洞上,开展了不同模拟方式对超然冲压发动机性能对比试验,结合飞行试验数据和对模拟方式的理论推导与分析,对风洞试验数据进行了详细的对比分析。根据分析可知:采用燃烧风洞进行超然冲压发动机性能研究时,模拟参数应该选取"焓值、动压和发动机油气比"等参数;本研究中在Ma5状态时,酒精燃烧风洞来流的"焓值和动压"与实际参数相差不大(小于3%),其发动机性能与氢气燃烧加热风洞的发动机性能基本一致;在Ma6状态时,酒精燃烧风洞来流的焓值与实际参数相差了约10%,性能也出现了明显的差异。     

铝合金锻件重复淬火保温时间对组织性能的影响

分析了铝合金锻件重复淬火保温时间的长短及其组织性能的影响情况。根据大量的试验数据,证实了重复淬火保温时间及时效保温时间的长短对锻件性能的直接影响,并以此确定了合理的工艺参数。     

基于DFR法的螺栓连接件疲劳性能研究

针对螺栓连接件在服役过程中易产生疲劳损伤的问题,采用有限元模拟、理论分析和试验测试相结合的方法探究试验件厚度以及螺栓连接间隙对构件疲劳性能的影响规律。有限元模拟结果表明,由于构件几何形状的不连续性以及螺栓连接间隙的存在使得连接件中的铝合金板孔边产生较为明显的应力集中现象,在循环载荷作用下易在该处萌生疲劳裂纹导致构件的损伤失效,而施加螺栓预紧力可以通过摩擦传载改善孔边的受力情况。在静力分析的基础上,采用有传载紧固件双剪接头结构细节疲劳额定值（DFR）理论计算方法估算不同类型试验件的DFR值。理论估算结果与通过双点法确定的试验件DFR值基本吻合,相对差异在10%以内,可以验证该理论方法有较好的工程适用性。分析结果表明,试验件的连接间隙会影响螺栓的受载情况,在拉伸过程中先发生接触的螺栓处有较大的应力集中,最终导致连接件的疲劳失效;当试验件的厚度增加,铝合金板所承受的附加弯矩增大,会影响孔边的应力分布,在一定程度上降低试验件的疲劳性能。试验件厚度和连接间隙对试验件疲劳性能的影响可通过应力集中系数来综合体现,试验件DFR值近似随应力集中系数呈线性降低。本工作的研究成果可为螺栓连接件疲劳性能研究提供参考。     

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。     

2024铝合金预拉伸板喷丸强化前后疲劳寿命的分布及可靠度模型研究

为了研究喷丸强化对2024铝合金预拉伸板疲劳特性的影响以及喷丸强化前后疲劳寿命的数学分布及可靠度模型,对铸钢丸喷丸强化前后的2024铝合金预拉伸板进行疲劳对比试验。结果表明:喷丸强化能明显提高2024铝合金预拉伸板的疲劳寿命。对喷丸强化前后的疲劳寿命分布进行拟合优度检验发现:喷丸强化前疲劳寿命服从威布尔分布,而喷丸强化后的疲劳寿命服从对数正态分布。建立了2024铝合金预拉伸板喷丸强化前后疲劳寿命的分布模型和可靠度模型。     

盐雾环境对复合材料修复铝合金板疲劳性能的影响

采用单向碳/环氧复合材料补片真空袋压工艺单面修复含中心裂纹铝合金板,进行0-1700h盐雾梯度腐蚀试验,测试并对比分析了各腐蚀时间结点上试件修复前后的疲劳性能,从疲劳寿命、疲劳临界裂纹长度和Paris公式材料常数(C和m)的变化三个方面考察不同盐雾腐蚀深度对铝合金裂纹板修复前后的疲劳性能差异。结果表明:碳/环氧补片胶接修复铝合金板能大幅度提高疲劳寿命,且未经修复的裂纹板在腐蚀1700小时后疲劳寿命下降53.8%,而修复板仅为38.6%。修复板疲劳裂纹临界长度acr大于未修复裂纹板,且随盐雾腐蚀时间延长,裂纹板和修复板acr变化不大,可作准判据使用。由试验数据得到的不同腐蚀时间上试样的材料常数C和m随腐蚀时间延长而减小。利用Paris公式可较好拟合铝合金板疲劳寿命及Paris区内的疲劳裂纹扩展行为,但疲劳寿命预测值与实际值的差异由未经腐蚀时的5%左右增大到腐蚀1500h时的10%左右。     

淬火温度对LY12型材性能的影响

揭示了不同状态的ＬＹ１２铝合金型材，在不同淬火温度下热处理的静拉伸性能。工艺性能、耐蚀性能，以及低频周期疲劳性能情况；分析了不同淬火温度对ＬＹ１２合型材性能的影响；认定了ＬＹ１２合金型材的较佳淬火温度规范。     

导弹推进剂贮箱结构强度及剩余寿命实验研究

用三点弯曲多试样方法对导弹推进剂贮箱主要材料LD10铝合金及其焊件的断裂韧性和疲劳性能进行了实验研究,得到了材料母材、热影响区和焊缝的断裂韧性J_(IC)和疲劳裂纹扩展速率da/dN的规律。结合无损检测信息可以对导弹推进剂贮箱进行安全性评定和剩余寿命评估。     

Fe含量对2219铝合金锻件焊接组织与性能的影响

为研究杂质Fe元素对2219铝合金及其焊接接头的组织、性能以及电化学腐蚀性能等的影响,采用力学拉伸、焊接试验以及金相和扫描电镜等分析测试方法,对0.15%(w)至0.01%(w)等不同Fe元素含量的2219铝合金锻件进行实验研究和分析。研究表明:2219铝合金中经热变形加工存在网络状Al_2Cu变成颗粒状和纤维状的Al_7Cu_2(Fe,Mn)相,随着Fe含量由0.15%(w)降低至0.01%(w),合金固溶时效后的Al_7Cu_2(Fe,Mn)相显著减少,锻件强度和塑性显著提高;合金焊接接头断口由脆性断裂逐渐转变为韧窝尺寸细小的韧性断裂,尤其对于延伸率,提高至近1.4倍,强度和塑性显著提高;合金的自腐蚀电流逐渐减小,单位面积上的线性极化电阻增大,合金焊接接头的耐腐蚀性能显著提高。     

LY12CZ铝合金微动损伤及防护技术

分析了LY12CZ铝合金及其铆接／螺接件微动损伤的微观特征以及4种工艺措施对疲劳强度的影响。试验结果表明：LY12CZ铝合金对微动作用十分敏感,容易引起严重的表面损伤。微动作用使铝合金的疲劳强度急剧下降。铝合金经喷丸强化处理后。可将常规疲劳强度提高。并使材料的疲劳性能不受微动作用的影响。涂层—胶粘—干涉组合是防止铆接件产生微动损伤的有效措施;喷丸—涂层—胶粘—干涉组合是防止螺接件产生微动损伤的有效措施。     

铝合金薄板冲击后疲劳试验与谱载寿命

对航空铝合金2524-T3和7075-T62薄板分别进行了4种不同冲击能量的低速冲击试验,并对冲击后薄板进行了静力拉伸、恒幅加载疲劳性能及块谱加载疲劳寿命试验,研究了冲击凹坑尺寸（或冲击能量）对静力性能、疲劳强度以及疲劳寿命的影响;根据断口形貌和试验观察,分析和讨论了冲击对疲劳特性和损伤机理的影响。为估算冲击后薄板谱载疲劳寿命,在试验基础上提出新的冲击后薄板疲劳性能S-N-K_t表征模型,采用新模型处理试验数据,得到的理论结果与试验数据吻合良好。基于Johnson-Cook本构方程,建立了冲击后铝合金薄板的非线性弹塑性有限元模型,模拟了冲击凹坑附近的残余应力和应力集中;利用冲击后薄板疲劳性能S-N-K_t模型,预测了冲击后的航空铝合金2524-T3和7075-T62薄板的块谱疲劳寿命,预测结果和试验数据吻合良好,精度可接受。     

内锥衬套高锁螺栓性能及接头疲劳寿命研究

针对研制的内锥衬套高锁螺栓进行性能试验,开展复合材料/金属双搭多钉连接接头静力和疲劳试验及接头失效分析。结果表明,研制的内锥衬套高锁螺栓抗拉、双剪、疲劳及冶金性能合格,拉伸断口显微特征为韧窝。复材/铝合金多排钉连接接头间隙配合钉载比例差为41%,干涉配合钉载分配比例差为34.7%(1.0%的相对干涉量下);复材/钛合金接头间隙配合钉载分配比例差为43.3%,干涉配合钉载分配比例差为37.7%(1.0%的相对干涉量下),干涉配合可以提高钉载分配的均匀性。复材/铝合金接头干涉配合的疲劳寿命约为间隙配合的1.7倍,复材/钛合金接头干涉配合的疲劳寿命约为间隙配合的3.4倍。间隙配合连接的断裂试样主裂纹萌生于孔壁和试件表面,干涉对孔壁有强化作用,其主裂纹萌生于试件表面孔角和孔壁。7050铝合金呈现解理和韧窝的混合特征,TA15显微显示为准解理断裂,存在少量等轴韧窝和河流花样。