二次孔挤压强化对TB6钛合金疲劳性能的影响

为了提高TB6钛合金耳片孔的疲劳抗力,研究二次孔挤压强化对TB6钛合金耳片孔试样疲劳寿命的影响,采用扫描电镜、粗糙度仪、X射线衍射仪、显微硬度计及金相显微镜等仪器对孔壁表面完整性进行分析,探讨二次孔挤压强化对疲劳寿命的增益机制。结果表明:相比过盈配合试样,二次孔挤压强化耳片孔试样的轴向拉伸疲劳寿命显著提高;经二次孔挤压强化后,孔壁表面完整性得到了显著改善;孔壁表面粗糙度显著下降;表层晶粒组织发生了明显的塑性变形;显微硬度显著提高;形成了较深的残余压应力场和组织强化层;孔壁表面完整性的改善对微动疲劳寿命的增益具有重要作用。     

挤压强化对TC17钛合金孔结构疲劳寿命的影响

为提高TC17中心孔试样的疲劳性能,采用扫描电镜、粗糙度仪、X射线衍射仪等对孔壁表面完整性进行分析,研究孔挤压强化工艺对试样疲劳性能的影响。结果表明:过盈量为0.18 mm的孔挤压试样最小疲劳寿命(14718次)高于原始试样的最大疲劳寿命(13965次);同过盈量为0.28 mm和0.38 mm的试样相比,其疲劳寿命分散性较小、无明显的应力集中现象,具有良好的疲劳寿命增益效果;孔壁表面粗糙度值最低;孔壁内侧形成一定深度的强化层;孔边产生的残余压应力场有效地抑制了孔壁内表面疲劳裂纹的产生,有利于提高孔结构的疲劳性能。     

现代高寿命飞机的连接技术

研究和改善飞机结构件的连接,对提高飞机寿命显得尤为重要。本文简要介绍了飞机结构的主要连接方法,影响连接结构疲劳寿命的主要工艺因素,提高结构连接疲劳寿命的主要途径及措施。     

复合材料层板衬套强化孔的疲劳寿命增益分析

介绍了复合材料层板机械连接孔一种衬套强化工艺方法的应用性研究结果。实验分析表明,采用衬套连接技术能够有效改善和提高复合材料连接孔的原始疲劳品质及其耐久性寿命,并具有稳定的寿命增益比。通过改变衬套材料与装配方法,获得了孔的不同疲劳损伤变形对比结果。初步实现了复合材料连接强化技术的可行性尝试。     

装配公差对结构疲劳可靠性寿命的影响

针对工程制造中的紧固孔超差问题,根据飞机典型部位的结构连接形式,设计三组不同紧固孔直径的疲劳对比试验,得到了这三组试验件的对数均值寿命和标准差.通过疲劳分散系数和结构对数寿命标准差的推导,研究了装配公差增大对连接件疲劳可靠性寿命的影响,得到了装配公差允许的额外增大量与给定载荷条件下结构对数寿命标准差σs的关系,并在疲劳...     

提高螺栓孔挤压强化合格率的可行性分析

针对飞机提高疲劳寿命问题,在飞机的主要承力部位如起落架梁、下壁板的螺栓孔处进行挤压强化,可以大大提高飞机的强度,对飞机延寿具有极其重要意义。在实际生产过程中,挤压孔的合格率一直较低,通过大量的数据试验和详细的分析研究,查找出提高螺栓孔挤压强化合格率的瓶颈问题,对飞机生产单位提高产品质量具有重要参考价值。     

孔挤压强化工艺参数对GH4169高温合金疲劳寿命影响分析

为探究孔挤压强化工艺参数对镍基高温合金GH4169低周疲劳寿命的影响规律,首先建立了经试验验证的孔挤压强化后GH4169带孔平板低周疲劳寿命模型,在此基础上研究了600℃、820MPa、应力比0.1条件下挤压量、前导角、后导角、摩擦因数、芯棒材料等典型工艺参数对孔挤压强化后疲劳寿命的影响规律。结果表明：提高挤压量能明显提升疲劳寿命,但过大的挤压量会导致疲劳寿命下降;增加前导角有助于改善挤入面疲劳寿命;后导角对疲劳寿命没有影响;摩擦因数的提高会对孔挤压强化效益产生负面影响;芯棒材料的屈服强度应大于被挤压材料。     

连接件制孔工艺对疲劳寿命影响的试验研究

飞机结构中大量的承力构件都是连接件,在交变载荷、腐蚀以及其他因素交互作用下,疲劳源从这些结构处萌生和扩展,从而导致机体结构的疲劳破坏,飞机结构的寿命就取决于这些关键部位。而不同的制孔工艺对连接件又有很大影响。因此,本文从制孔工艺出发,从试验层面和理论计算两方面深入探讨了飞机结构典型连接件之一的螺栓连接件三种不同的制孔工艺对飞机结构疲劳寿命的影响,这对飞机结构的设计和合理的使用与维修有重要的意义。     

钛合金TB6连接孔挤压强化残余应力及疲劳寿命试验研究

针对钛合金TB6连接孔,研究直接芯棒挤压强化工艺参数对钛合金耳片的强化效果,表征不同挤压量和挤压次数下连接孔塑性变形量、孔壁残余应力和表面粗糙度,测试挤压强化前后耳片的拉–拉疲劳寿命,分析疲劳断口的形貌特征及疲劳寿命提升的原因。结果表明,挤压强化几乎不能改善孔壁表面质量,但可以使孔壁发生剧烈的塑性变形,引入一定的残余压应力;随着挤压量的增大,塑性变形量增大,残余压应力引入峰值和深度均明显增大,衰减速度减小,而挤压次数的影响相对较小;挤压强化后疲劳寿命显著提高,经由3%挤压量挤压强化后的耳片疲劳极限提升至少38%。     

航空复合材料结构铆接技术综述

当前复合材料已成为飞机结构最主要的材料之一,然而我国复合材料应用与世界先进水平相比还存在一定差距,典型特征是复合材料用量占比较低。和金属结构相比,连接是复合材料结构制造与装配的薄弱环节,复合材料各向异性、脆性等特点决定了其连接面临的问题更复杂。复合材料结构采用铆接对于飞机减重、控制制造成本具有积极作用,但复合材料铆接易产生损伤,限制了其在关键连接部位应用。对航空复合材料结构铆接技术的应用进行了系统介绍,包括铆接工艺及方法、复材铆接结构形式和复材铆接所用紧固件;指出铆接过程中复合材料产生损伤的3个主要方面：制孔过程的损伤,铆接过程复合材料结构表面承受的冲击损伤,以及镦头成形、钉杆膨胀时对复合材料的挤压损伤;重点针对安装过程对复合材料造成的冲击损伤、铆钉膨胀对复合材料造成的挤压损伤进行分析并提出相应的解决措施,主要从减小钉杆膨胀对复材的挤压程度、对复合材料采取保护措施两个方面入手;对比研究结论认为,制定合理的工艺规范、采用先进的铆接工艺方法和重视垫圈的保护作用可以有效抑制复材铆接损伤、提高复材铆接质量。最后,对复合材料铆接技术的发展提出了展望。