某型飞机主起落架疲劳断口定量分析

某型飞机在进行主起落架疲劳试验时,外筒某部位发生疲劳断裂,由于不是重点监控部位,因此没有布置应变片,并且前期进行无损检测时,此部位也未发现裂纹,故无法得知裂纹的萌生寿命及扩展寿命。通过对疲劳断口的定量分析,结合扫描电镜观察结果,得到了估算的疲劳寿命,可为剩余寿命的预测和失效评估提供参考。     

主起落架上转轴开裂原因分析

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）。     

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。     

含孔薄板孔边疲劳裂纹的萌生和扩展

 测试了 Ni基高温合金 GH41 69含孔薄板试件不同应力幅下的低周疲劳寿命,给出了孔边最大应力幅相同时,应力集中因子改变对试件疲劳寿命的影响。结合断口 SEM分析,探讨了应力集中条件下,疲劳短裂纹的萌生和扩展方式。试验结果表明,疲劳裂纹以滑移方式在孔壁与试样表面相交的棱上萌生;萌生期依赖于孔边应力幅的大小,与孔径无关。但疲劳裂纹扩展速率与孔边局部区域的应力分布有关。在孔边应力幅相同的情况下,孔边应力集中因子较大的试样裂纹扩展速率大,疲劳寿命分布带略低于孔边应力集中因子较小的试样。短裂纹阶段,疲劳裂纹以角裂纹的形式向内扩展;长裂纹阶段,疲劳裂纹以穿透裂纹的形式进行扩展。稳定扩展阶段疲劳裂纹以穿晶的韧性撕裂方式发展,但在靠近失稳扩展区域疲劳裂纹呈准解理断裂方式扩展。试验未观察到疲劳短裂纹群的连接与合并现象。     

变幅载荷对高温合金裂纹萌生及扩展寿命的影响

为了更好地分析航空发动机用高温合金裂纹萌生阶段的变幅载荷对高温材料的低周疲劳裂纹萌生及扩展寿命的影响,将低周疲劳的裂纹萌生过程视作损伤累积过程,基于连续损伤力学建立了低周疲劳损伤累积模型.结合室温下GQGH4169合金的裂纹扩展试验数据,通过有限元建模计算和数值分析方法确定了模型中具体的损伤参数数值,并对裂纹萌生寿命进行了预测.结果表明:该方法不但能准确地预测变幅加载下CT试样的裂纹萌生寿命,而且能很好地反映萌生阶段变幅载荷对裂纹扩展寿命的影响,而且降低了试验成本.     

TC17钛合金高温超高周疲劳实验

自主研发了高温超声疲劳(20kHz)实验系统,并完成了TC17钛合金在室温、200℃和350℃条件下的疲劳性能实验研究.结果表明:TC17钛合金的动态弹性模量随温度升高呈线性减小.S-N曲线在室温下呈直线下降趋势,但在200℃和350℃条件下,S-N曲线在疲劳寿命为107周次处出现明显的拐点.断口分析表明疲劳裂纹萌生于试件表面或次表面,没有发现裂纹萌生于内部的情形,TC17钛合金的裂纹萌生可不依赖于试件内部的夹杂物或缺陷.高温不仅促进了裂纹的萌生还促进了裂纹的扩展.     

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.     

镍基高温合金GH536的热疲劳行为

燃烧室火焰筒作为航空发动机的热端关键结构件,在工作过程中受到复杂的循环温度载荷,使其承受热疲劳损伤.对火焰筒常用镍基高温合金GH536的热疲劳行为进行试验研究.根据火焰筒结构和载荷特征,设计了中心孔平板试样以及热疲劳试验,研究了热疲劳载荷条件下GH536平板的裂纹萌生及扩展规律,揭示了GH536的热疲劳破坏机理.研究发现:①热疲劳裂纹以穿晶模式萌生,以沿晶方式扩展并断裂;②随着热疲劳试验中上限温度的升高,裂纹的萌生寿命缩短,裂纹扩展速率加快,试样在800℃时的热疲劳裂纹萌生寿命是900℃裂纹萌生寿命的4.5倍.      

镍基高温合金GH4169小裂纹早期扩展的原位疲劳试验

通过原位扫描电子显微镜(SEM)疲劳试验,研究了直接时效GH4169高温合金在室温下的疲劳小裂纹萌生和早期扩展过程.结果表明:在应力比R=0.1的拉-拉疲劳载荷作用下,疲劳小裂纹的萌生寿命仅为全寿命的20%左右.疲劳小裂纹起源于表面夹杂,以半椭圆表面裂纹形状扩展,扩展后期穿透试样一侧形成角裂纹,角裂纹迅速扩展导致试样断裂.疲劳小裂纹的早期扩展易受局部微观结构的影响,扩展速率分散性较大.      

TC4钛合金两种显微组织的紧固孔原始疲劳质量研究

利用标识载荷试验技术,将具有两种不同显微组织TC4钛合金分别在三种应力水平下进行疲劳试验,在光学显微镜下对疲劳裂纹扩展断口进行观察,获得裂纹扩展过程中不同循环周次下的裂纹长度,以此建立了表征TC4钛合金原始疲劳质量的通用EIFS分布。研究结果显示钛合金双态组织比片层组织具有更好的原始疲劳质量,双态组织具有较高的疲劳裂纹萌生寿命及裂纹扩展系数。此外还分析了双态组织中添加标识载荷的疲劳断口形貌,认为其疲劳断口标识线的形成是由于加入标识载荷后,应力强度因子范围发生变化,导致疲劳裂纹扩展过程中断裂模式发生改变,从而在断口上形成了可判读的标识线。     

断裂力学在直升机桨毂上的应用

 本文用实验方法,得出了计算弯曲载荷下含表面裂纹圆轴、圆筒的应力强度因子（K_I）的表达式,并按照裂纹面积扩展率公式,分析了直升机桨毂转轴轴颈的临界裂纹面积和剩余疲劳寿命。为了校核断裂力学分析的可靠性,模拟飞行状况进行了实际桨毂支臂转轴轴颈的疲劳试验。实验结果与计算结果相当符合。     

金属材料疲劳微裂纹的萌生与扩展研究

疲劳微裂纹广泛存在于金属和合金材料中,严重影响着构件的使用寿命,因此微裂纹的萌生与扩展研究对材料和构件的使用安全有着重要意义。本文引入了金属材料疲劳破坏的多尺度研究方法,综述了金属材料疲劳裂纹产生和扩展的微细观理论,介绍了疲劳断口观察分析的手段和方式,阐述了微细观尺度下通过计算机模拟研究疲劳裂纹的方法,最后对疲劳微裂纹的研究进行了总结。     

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。      

非对称载荷下TC17合金超高周疲劳试验

通过试验研究了110Hz和20kHz两种频率正弦式非对称载荷作用下TC17合金材料的疲劳失效行为,结果表明:载荷频率对TC17合金的疲劳强度和疲劳失效机理影响不明显,两种频率载荷作用下TC17合金的疲劳失效均存在表面诱发疲劳失效和内部诱发疲劳失效。表面诱发的疲劳失效主要是由循环载荷作用下试样机械加工缺陷和表面滑移所导致的,内部诱发的疲劳失效主要是由于材料初生α相在非对称循环载荷作用下发生解理断裂而导致的,失效形式的不同使得材料的应力-疲劳寿命（S-N）曲线呈双线性。萌生于TC17合金试样内部的疲劳裂纹可分为3个阶段:初生α相的解理断裂阶段、短裂纹扩展阶段和长裂纹扩展阶段。由裂纹萌生区特征可以确定室温条件下,应力比为0.1时,TC17合金疲劳长裂纹扩展门槛值为3.3MPa·m1/2。      

三维疲劳裂纹扩展的可靠性分析

分析了三维裂纹扩展寿命主要影响因素及其分布形式,构造了正交设计表L49（7^8）来设计各种随机变量对裂纹扩展寿命关系的模拟组合,以这些模拟结果为学习训练样本,采用7-12-1三层BP网络仿真了各种随机因素与裂纹扩展寿命的复杂非线性关系,并研究了计算给定可靠度下扩展寿命和给定寿命下可靠度的分析方法和实现流程。扭力轴表面裂纹算例表明该方法合理可行。     

航空用丙烯酸酯板材的断裂特性

 本文根据断裂力学基本观点以及高分子材料固有的大分子运动特征,论证了具有特殊断面形貌的玻璃态聚合物裂纹引发时的应力强度因子,应该定义为断裂韧性K_Ic,而缓慢-快速转变时的K（失稳）则表示不同聚合物的分子运动概貌。依据断面显微观察提出交变载荷作用下丙烯酸酯板裂纹亚临界扩展的微观机理模型直接受△K的控制。     

关于一种宏观疲劳裂纹扩展特性假说的探讨

提出一个关于宏观疲劳裂纹扩展特性的假说：用不同的方法分析宏观疲劳裂纹扩展数据,宏观疲劳裂纹扩展可以表现出不确定性和确定性两种不同的特性。给出一种图形分析法,并用该方法分析了16MnR钢板的16套宏观疲劳裂纹扩展实验数据,分析结果验证了该假说。     

TiAl 合金择优取向层片组织的高周疲劳行为

采用旋转弯曲的加载方式,评价了 Ti-47．5Al-2．5V-1．0Cr-0．2Zr （原子分数／％）合金择优取向层片组织的高温高周疲劳性能,并对疲劳断口进行了扫描电镜分析。结果表明：该合金表现出符合 Basquin 方程的平直 S-N 曲线,750℃条件疲劳极限相当于其抗拉强度的60％;断口观察发现,所有试样中的疲劳裂纹均以穿层片方式扩展,表明该种组织的界面对疲劳裂纹扩展具有较高的抗力。     

时效状态对7055铝合金疲劳裂纹扩展速率的影响

研究了室温大气环境下欠时效态和峰时效态7055铝合金的疲劳裂纹扩展行为,并分别利用透射电镜和扫描电镜对合金的微观组织及疲劳断口进行分析.结果表明,欠时效态合金的疲劳裂纹扩展速率较慢,表现出较大的疲劳裂纹扩展抗力.而峰时效态合金的疲劳裂纹扩展速率较快,疲劳裂纹扩展抗力较小.用位错的平面滑移性和循环滑移可逆性解释了时效对疲劳裂纹扩展速率的影响.欠时效态和峰时效态的疲劳断口均以穿晶为主.在疲劳裂纹的第二扩展阶段,欠时效态合金呈现清晰的疲劳条纹,而峰时效态合金出现二次裂纹,未发现疲劳条纹.