温度对变形高温合金热疲劳性能的影响

本文针对新型航空燃气涡轮发动机不断提高的涡轮进口温度,在以往研究工作的基础上,对一些有代表性的、特别是新研制的变形高温合金进行了试验,研究了试验温度对热疲劳寿命的影响,给出了试验温度与疲劳寿命的关系式;研究了试验温度对热疲劳裂纹扩展规律与断裂方式的影响。     

封严支撑环零件电子束焊裂纹研究

通过金相覆膜分析的方法，对GH141材料焊接裂纹性质进行了判定，分析了焊后裂纹产生的原因。采用改进焊前接头状态，降低零件焊后的残余应力，对焊道进行表面处理等工艺方法，有效的控制了应变时效裂纹的产生，解决了封严支撑环焊接的裂纹问题。     

三维广布裂纹应力强度因子求解

 针对飞机结构表面由于腐蚀、疲劳等原因存在三维广布裂纹,相邻裂纹在疲劳载荷作用下相互影响、相互促进,从而加速了结构破坏。为了定量描述相邻裂纹间的影响规律,采用参数化有限元方法,结合1/4节点位移方法和循环迭代算法,对一有限厚矩形板表面有两个半椭圆表面裂纹在拉伸载荷作用下进行了求解,得到两裂纹在共面、中心叠加平行和斜平行3种位置状态时的应力强度因子和应力变化图,计算结果为含三维广布裂纹飞机结构的剩余强度和疲劳寿命确定提供了理论依据。     

基于涡流阵列传感器的金属结构疲劳裂纹监测

针对飞机金属螺栓连接结构疲劳裂纹实时监测的需求,提出了一种基于柔性平面涡流阵列传感器的飞机金属结构疲劳裂纹监测方案,通过半解析建模对传感器的工作特性进行了研究,搭建了监测系统并通过试验对方案可行性进行了验证.半解析模型结果表明传感器感应通道与激励通道的相位差和幅值比随提离距离及被测试件电导率的变化曲线具有单调性,且幅值比变化大,敏感度高.程序载荷谱作用下2A12-T4铝合金试件疲劳裂纹监测试验结果表明:将各通道幅值比变化曲线中的拐点作为特征点,传感器通道1能对累积损伤进行监测,通道2,3,4能对疲劳裂纹扩展长度进行定量监测,监测精度达到1 mm.所提出的柔性平面涡流阵列传感器能够实现对疲劳试件从累积损伤到疲劳裂纹扩展整个寿命周期的监测.     

7475铝合金在恒幅及所选变幅加载历程下的裂纹扩展研究

导致加载序列作用的加载历史极大地影响着变幅加载下的疲劳裂纹扩展行为。本研究完成了一个恒幅及简单变幅加载历程下的探索性试验研究计划,以进一步了解序列影响并提供一个评价和改进现有裂纹扩展预测方法的基础。本研究的第一部分是进行宽范围应力比下的恒幅裂纹扩展试验。试验结果以及试验期间断口型态的转变可以在有效应力强度因子范围△Keff 的基础上来表示。第二部分是进行系统变化高载、低载以及卸载的简单序列下的裂纹扩展试验,测量裂纹扩展行为。最后提出关于预测模型的进一步发展的一般性看法。     

化学热处理对40Cr钢表象疲劳极限影响的定量化研究

选用40Cr结构钢制备光滑试样和缺口试样(Kt=2.4),经调质并采用氮化进行表面强化。在旋转弯曲疲劳试验机和扭转疲劳试验机上测定氮化和未氮化试样在应力比R=-1条件下5×106循环周次的表象疲劳极限。试验结果表明,氮化后疲劳缺口敏感系数q趋近0,本文用疲劳裂纹萌生的微细观过程理论对此作了合理清晰解释。氮化使光滑试样的表象疲劳极限提高36%,使缺口试样的表象疲劳极限提高96%,并将疲劳裂纹源从表面"挤到"次表面层。在试验研究和理论分析的基础上,从疲劳性能方面提出了表面强化工艺的优化判定准则:若表面强化后疲劳裂纹源位于表面强化层下基体,或者其表象疲劳极限达到按"表面/内部疲劳极限概念"预测的数值,则此表面强化工艺已达到优化。     

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。     

聚硫推进剂燃烧条件下裂纹扩展过程的研究

研究了影响聚硫推进剂试件内裂纹扩展的各种因素。对含裂纹的推进剂试件进行了大量的燃烧试验,其燃烧过程用Ｘ射线实时成像系统进行了记录;并用粘弹性有限元方法计算了试件在燃烧过程中的应力应变状态,利用Ｊ积分法对裂纹扩展的可能性进行了预估。理论分析和试验结果均表明：燃烧室增压速率、裂纹尺寸、边界条件等因素对裂纹的扩展均有较强的影响。该研究结果对制定固体火箭发动机装药失效判据有一定的参考价值。     

装药限燃包覆层脱粘和裂缝燃烧故障效应的试验研究

用模拟试验研究各种脱粘和裂缝燃烧对发动机造成的故障效应,为故障诊断和失效分析提供依据。自由装填限燃包覆层装药的脱粘燃烧,造成燃面增大和由于压力升高造成的燃速指数增大效应;具有贴壁的限燃包覆层的装药脱粘燃烧,还会产生极其强烈的侵蚀燃烧效应。浅裂缝燃烧只是造成燃面增大的效应;而深裂缝装药燃烧,还会产生极其强烈的侵蚀燃烧效应。无论是贴壁的限燃包覆层的装药脱粘燃烧或是深裂缝装药燃烧,均会在发动机点燃的初期,产生十分强烈的压力峰,如果燃烧室的安全裕度不是特别大,则会在发动机点燃后的短暂时间内发生爆炸。     

尖锐压头刻划脆性材料的断裂机理研究

以金刚石压头对脆性材料的压痕和刻划实验为基础,研究了在弹性半空间下,垂直点载荷和切向点载荷共同作用的应力场中中介裂纹的产生和扩展机理。当有切向载荷作用下,裂纹产生的长度和方向都受到切向载荷影响,并研究了切向载荷当量系数和裂纹生成角两个参数对裂纹影响关系。这对于超精密车削过程裂纹生成机理和脆塑转变临界切深的研究都很有意义