钛合金燕尾榫高温低周微动疲劳寿命预测

针对钛合金燕尾榫的高温低周微动疲劳寿命预测问题,通过讨论试验载荷和温度对燕尾榫微动疲劳寿命的影响,发展了考虑温度影响的修正损伤参量,即拉伸型等效损伤参量 S_WT和剪切型等效损伤参量 F_S,建立了能综合考虑温度和损伤参量影响的燕尾榫高温微动疲劳寿命模型,并拟合出某 TC11 钛合金燕尾榫连接结构的微动疲劳寿命模型中所需的材料常数。结果表明：拟合相关性系数最小为 0.9394,证实了该模型的适用性。通过计算拉伸型等效损伤参量 S_WT和剪切型等效损伤参量 F_S在榫接触面上的最大值所在位置预测了微动裂纹的萌生位置,与微动疲劳试验件裂纹的萌生位置一致。利用高温微动疲劳寿命模型对不同试验载荷和温度下的燕尾榫连接结构的微动疲劳寿命进行预测,与试验结果相比,预测结果的误差在2倍分散带以内。     

燕尾榫联接结构微动疲劳裂纹的检测技术

自行研制了燕尾榫联接结构微动疲劳裂纹检测系统,利用应变片感知将要产生疲劳裂纹处周围的应变变化,把该应变信号经过A/D转换后送到PC机进行实时分析。该系统能比较准确捕获到疲劳裂纹出现的时间,有效地观测到疲劳裂纹的萌生和扩展过程。微动疲劳试验结果表明该方法简单实用、检测准确、效果明显,解决了疲劳裂纹观测难、捕获裂纹时刻延迟、工作强度大等问题。      

微动疲劳影响因素及钛合金微动疲劳行为

综述了影响材料微动疲劳 ( FF)行为的各因素及其相互联系,通过实验探讨了接触压力、位移幅度、接触几何及残余应力状态等重要因素对 Ti6Al4 V合金 FF行为的影响规律及交互作用。结果表明,钛合金 FF寿命随接触压力和位移幅度的变化均是非单调性的,原因是名义接触压力的变化改变了接触区应力分布、应力集中状况和微动位移幅,从而影响裂纹的萌生几率,而位移幅影响了疲劳和磨损因素在 FF过程中的作用主次。接触几何则通过改变接触区应力集中状况而影响裂纹萌生几率的大小。残余压应力主要抑制 FF裂纹扩展,在部分滑动条件下它对提高钛合金 FF抗力的作用更加显著。     

榫连接结构微动疲劳寿命研究

根据航空发动机叶片和轮盘的榫连接结构接触区域的几何特性,对其微动疲劳接触问题进行了简化.通过有限元方法对简化模型进行数值计算分析,获取相应的应力、应变和位移.将临界平面法和微动损伤机理相结合,提出了一个微动损伤参量,并建立相应的微动疲劳寿命预测模型.将TC11试验件和榫连接构件的微动疲劳试验寿命与预测寿命进行比较分析.结果表明:所建立的微动疲劳寿命模型其预测结果误差分散带均在2倍因子以内.      

榫连接结构高温低周微动疲劳试验

针对航空涡扇发动机压气机叶片/轮盘连接结构,设计了一种燕尾榫结构高温微动疲劳试验加载装置,开展了TC11钛合金在200℃及500℃下的微动疲劳试验。通过动态位移及动态应变法实现对燕尾榫微动疲劳萌生寿命的监测。试验中发现微动疲劳裂纹均萌生在燕尾榫接触区域的下边缘,且接触表面存在大量的微动磨屑,属于典型的微动疲劳失效形式。试验结果表明:温度环境对微动疲劳寿命的影响较为明显。随着试验温度的升高,试验件的微动疲劳寿命会逐渐减小。      

摩擦系数对燕尾榫微动疲劳特性的影响

在燕尾榫连接接头的微动疲劳特性分析中,考虑接触表面质量,即摩擦系数的影响.给出了摩擦系数对接头应力水平、摩擦功和微动磨损参数之间的关系.分析表明：按照传统方法,将摩擦系数取为常数时所确定的裂纹萌生位置偏于危险,由于摩擦系数的变化,裂纹既可能在榫头上萌生,也可能在榫槽上萌生;摩擦系数对接头的切向应力和摩擦功等参数也有一定的影响.     

高低周载荷作用下燕尾榫结构的微动疲劳寿命预测

为预测在高周和低周载荷共同作用下,燕尾榫连接结构的微动疲劳寿命,采用高低周等效应力比代替传统经验预测模型中的等效应力,并考虑到摩擦功的影响,对微动疲劳寿命预测经验模型进行改进。通过燕尾榫连接结构的高低周微动疲劳试验,拟合了改进微动疲劳寿命预测模型中的三个系数;采用该模型对相关文献中的燕尾榫连接结构微动疲劳试验结果进行预测,结果表明,微动疲劳寿命预测的最大误差降低了约50%。     

TC11钛合金微动疲劳裂纹萌生预测分析

针对航空发动机叶片与盘榫连接结构简化模型的微动失效形式,建立了基于临界平面法预测微动疲劳裂纹萌生的控制模型。该模型引入综合考虑多种微动疲劳影响因素的微动损伤参量CSE(微动综合损伤参量),建立了微动疲劳特性的分析流程,对微动疲劳裂纹的萌生方向、位置和寿命进行了估算。应用CSE控制模型,对失效的TC11钛合金微动疲劳试件的裂纹萌生进行预测,通过比较不同损伤参量的预测结果,验证了CSE预测裂纹萌生的有效性。     

激光冲击强化对钛合金高温微动疲劳寿命的影响

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。     

飞机结构搭接件微动疲劳研究的关键技术

搭接件是飞机结构中容易产生微动疲劳损伤的部位。文章回顾了微动磨擦学的发展历史,阐述了微动疲劳的损伤机理,介绍了微动疲劳试验的原理、方法,总结了微动疲劳寿命的影响因素。重点分析了飞机结构搭接件微动疲劳研究的关键技术：微动疲劳寿命计算、微动疲劳全寿命模型和微动疲劳寿命模糊可靠性模型。     

用于钛合金防微动磨损的干膜润滑剂性能研究

研究了干膜润滑的耐磨性、耐高温性、耐温度交变性、耐油性等性能,并与银镀层的摩擦磨损性能进行了对比研究.结果表明,干膜润滑剂具有低磨损量和摩擦系数,有较好的耐磨性,耐高温性、耐温度交变性、耐油性、失重等性能也较好,是一种综合性能优良的润滑减摩镀层.     

气孔缺陷对TA15 钛合金氩弧焊接头疲劳性能的影响

对TA15钛合金氩弧焊接接头的组织和疲劳断裂特征进行了分析,对气孔缺陷和疲劳寿命的关系进行了定量表征.结果表明:疲劳裂纹起源于焊缝的亚表面或者内部气孔缺陷,当气孔尺寸较小时,断口会出现“鱼眼”形貌特征;应力水平较低时,气孔尺寸对疲劳寿命的影响尤为显著,在特定的应力水平下,可以通过构件中的气孔缺陷尺寸来预测其寿命,对于焊接结构疲劳寿命的预测和构件焊接质量的评定具有重要的工程意义.