预腐蚀疲劳寿命影响系数模型研究

针对腐蚀环境下飞机结构疲劳寿命评定问题,研究了恒幅应力水平下的地面停放预腐蚀影响系数C模型，根据统计分析推导出C曲线的关系式;疲劳试验数据分析结果建立了预腐蚀影响系数C模型.结果表明，随着腐蚀时间的增加,疲劳寿命影响系数C不断下降;同一时间下,应力水平S高,影响系数C大;应力水平S低,影响系数C小；在一定的腐蚀疲劳条件(时间、应力水平)下,可求出任一给定可靠度p时的Cp值和疲劳寿命预测值.     

金属材料大气环境静态腐蚀老化的疲劳特性

对ＬＣ４ＣＳＡｌ合金和３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ钢的疲劳件在大气环境预腐蚀其疲劳寿命性能。检验了疲劳寿命的分布特性。分析了材料在大气环境预腐蚀后疲劳寿命分布的数字特征,寿命分散系数,疲劳Ｓ－Ｎ曲线等的变化。以及冷挤压强化 疲劳增寿效应与大气环境腐蚀日历时间的关系。     

环境腐蚀对Q345角钢疲劳性能的影响研究

目的研究Q345角钢构件的疲劳性能随腐蚀损伤发展的变化规律,为分析"腐蚀-疲劳"交替循环工况下试件疲劳性能变化情况奠定基础。方法首先通过连续疲劳振动和间隔疲劳振动两种疲劳试验,测试分析了疲劳荷载施加方式对试件疲劳性能的影响,其中,试件间隔振动分三次完成,每次振动次数为连续疲劳振动次数的1/3。然后,根据不同"浸泡-晾置"次数,给出了三种腐蚀方式,并在p H值为2的酸性溶液中对试件进行加速腐蚀损伤试验。采取"腐蚀-疲劳"交替循环加载方式对3组39根Q345角钢构件进行腐蚀疲劳试验,由试件腐蚀疲劳破坏的试验现象及测试结果,分析试件疲劳性能随腐蚀疲劳损伤的变化规律,并研究Q345角钢试件的风致振动疲劳性能因大气环境中腐蚀损伤发生及发展的退化规律。结果疲劳荷载为221.43 MPa时,三种"腐蚀-疲劳"工况下,CF1、CF2与CF3相比,试件的疲劳寿命分别退化了5.1%和2.7%。疲劳荷载为308 MPa和221.43 MPa时,单点试验结果未随腐蚀方式变化而发生明显变化,但是当疲劳荷载减小到156.22 MPa时,CF1、CF2与CF3相比,试件的疲劳寿命分别退化了6.3%和4.5%。结论腐蚀损伤试验中"浸泡-晾置"交替循环次数越多,损伤越大,试件疲劳寿命退化,反映Q345角钢构件的疲劳性能受大气环境干湿交替腐蚀损伤影响明显。同一腐蚀方式中,疲劳荷载越小,腐蚀的影响越显著,脆性破坏特征越明显。     

预腐蚀铝基复合材料疲劳寿命的预测方法

根据铝基复合材料(AMC)的腐蚀特征研究结果,采用基于疲劳缺口系数表征和基于断裂力学等效应力强度因子表征的两种方法建模,对铝基复合材料结构预腐蚀后的疲劳寿命进行预测,并与试验结果进行对比验证.结果表明:基于疲劳缺口系数表征的预测结果在高周疲劳段与试验值更接近,可用于确定直升机高周疲劳结构件腐蚀缺陷容限尺寸和腐蚀缺陷检查...     

S135钻杆钢预腐蚀后的弯曲疲劳性能

目的：考察有机盐钻井液对S135钻杆材料腐蚀及疲劳性能的影响。方法首先利用高温高压釜模拟有机盐钻井液井筒的工况环境,对疲劳试样进行预腐蚀,通过点蚀仪测定试样表面的腐蚀状况;然后利用旋转弯曲疲劳试验机在不同弯曲应力条件下对预腐蚀试样和未腐蚀试样的疲劳性能进行测试,算得不同存活率下的疲劳强度,并绘制不同存活率下的S-N曲线。用体视显微镜和扫描电镜观察预腐蚀试样和未腐蚀试样的疲劳断口形貌,进而得出S135钻杆材料表面腐蚀对其疲劳寿命的影响程度和影响机制。结果经过腐蚀的试样表面有较多腐蚀坑,腐蚀坑深度在0.4~0.7 mm之间。未腐蚀试样的疲劳强度为553 MPa,其疲劳断口只观察到单个疲劳裂纹源;腐蚀试样的疲劳强度为409 MPa,其疲劳断口观察到多个疲劳裂纹源。 S135钻杆材料腐蚀疲劳开裂敏感性指数为26%。结论经过高温高压有机盐钻井液环境腐蚀后,试样表面点蚀严重,腐蚀坑底部存在应力集中并导致裂纹源的形成,多个裂纹源的同时生长加快了裂纹的扩展,最终降低S135钻杆钢的疲劳强度。     

潮湿环境下T3铝合金的疲劳性能分析

采用升降法和疲劳试验法研究了体育器材用T3铝合金在潮湿环境下的疲劳性能。结果表明,潮湿环境降低了T3铝合金的疲劳寿命和疲劳强度。疲劳试验法和升降法得到的潮湿环境下腐蚀对T3铝合金疲劳强度影响系数非常接近,标准S-N曲线中材料参数S在潮湿环境下保持不变。     

LY12CZ铝合金铆接联接件在3.5%NaCl溶液中的腐蚀疲劳失效行为研究

在应力控制下分别研究了温度,ｐＨ值和预浸泡时间对ＬＹ１２ＣＺ铝合金带有支的铆接联接件在３．５％ＮａＣｌ溶液中腐蚀疲劳（ＣＦ）性能的影响规律,结果表明,提高温度、降低ｐＨ值和延长预浸泡时间均会缩短铆接件的腐蚀疲劳寿命,在无预浸泡的条件（２０℃,ｐＨ＝６）下,铆接件的腐蚀疲劳寿命比空气中的疲劳寿命长。     

铝合金 TIG 焊接接头喷射式微弧氧化腐蚀疲劳性能研究

目的研究铝合金TIG焊接接头经喷射式微弧氧化后对腐蚀条件下疲劳寿命的影响,为延长焊接接头的使用寿命提供一种有效的方法。方法采用TIG焊对5083铝合金进行焊接,观察焊接接头的组织结构,测试焊接接头的显微硬度距焊缝中心的分布情况;通过喷射式微弧氧化方法处理焊接接头,考察陶瓷层的生长曲线和截面纳米硬度;在最大载荷量为7,8,9 k N的条件下,分别对微弧氧化处理与未处理的焊接试样预腐蚀168 h后进行等幅拉伸疲劳实验,对比两种试样拉断时的循环次数。结果铝合金焊接接头呈现不均匀性,微弧氧化后接头陶瓷层均一性较好;陶瓷层厚度增长呈现先快后慢的趋势,表面粗糙度与厚度相关,呈近似线性增长;7,8,9 k N的载荷下,未处理的焊接接头相比于喷射式微弧氧化的接头,疲劳寿命分别降低50.7%,58.3%,64.9%。结论采用喷射式微弧氧化处理可改善铝合金TIG焊接接头的表面状态,阻隔外界腐蚀介质对焊接基体的侵蚀,提高其在预腐蚀和交变应力条件下的疲劳寿命,延长结构零件的使用寿命。     

阴极极化对LY12CZ铝合金腐蚀疲劳寿命的影响

在LY12CZ铝合金腐蚀疲劳寿命曲线的基础上,研究了不同阴极电位下有无涂层试件在3．5％NaCl溶液中腐蚀疲劳寿命的变化规律．记录了一定阴极电位下阴极电流的变化情况．并通过对腐蚀疲劳断裂微观形貌的观察、分析,探讨了阴极极化对有无涂层保护的LY12CZ铝合金腐蚀疲劳寿命影响机理．对于无涂层试样,一定范围内的阴极电位会抑制阳极反应,明显提高腐蚀疲劳寿命,但当阴极电位达到一定值时(-1400mV以上),发生铝合金的阴极腐蚀,使腐蚀疲劳寿命显著降低．对于有涂层试样,由于涂层的保护,一定电位值范围的阴极保护作用并不显著,阴极电位超过一定值,涂层阻碍抑制了阴极腐蚀作用,试样腐蚀疲劳寿命较无涂层试样有显著提高。     

预腐蚀温度对铝合金LY12CZ腐蚀损伤及疲劳性能的影响

    根据ASTMG34-1标准对铝合金LY12CZ实验件进行了剥蚀实验.研究了预腐蚀温度对铝合金试验件腐蚀损伤形貌的影响,并分析了预腐蚀温度对试验件疲劳寿命的影响.利用试验测量得到的表面腐蚀损伤度数据,建立了不同腐蚀温度下损伤度演化的概率模型,并对其演化过程的特征进行了讨论.最后推导出了温度影响下腐蚀损伤度的预测模型,模型预测结果和试验结果符合较好     

Evaluation of vibration stress of TA11 titanium alloy blade by quantitative fractography

Vibration fatigue is the main failure mode of compressor blade. Evaluating the vibration stress of blade that leads to cracking is very useful for analysis of vibration fatigue. In this paper, fatigue stress estimation methods by quantitative fractography were studied through experimental blade and in-service first-stage compressor blade in order to evaluate the initiation vibration stress of in-service blade. The analysis process of initiation vibration stress was established. The evaluating result of vibration stress of in-service blade subjected to centrifugal force and bending vibration stress agrees with aero engine test result. It is shown that the evaluation method can not only evaluate the equivalent fatigue stresses of different crack depths but also yield the initiation equivalent fatigue stress.     

Fatigue life prediction of aviation aluminium alloy based on quantitative pre-corrosion damage analysis

A new method of quantitative pre-corrosion damage of aviation aluminium (Al–Cu–Mg) alloy was proposed, which regarded corrosion pits as equivalent semi-elliptical surface cracks. An analytical model was formulated to describe the entire region of fatigue crack propagation (FCP). The relationship between the model parameters and the fatigue testing data obtained in the pre-corroded experiments, crack propagation experiments and S–N fatigue experiments was discussed. The equivalent crack sizes and the FCP equation were used to calculate the fatigue life through numerical integration based on MATLAB/GUI. The results confirm that the sigmoidal curve fitted by the FCP model expresses the whole change from Region I to Region III. In addition, the predicted curves indicate the actual trend of fatigue life and the conservative result of fatigue limit. Thus, the new analytical method can estimate the residual life of pre-corroded Al–Cu–Mg alloy, especially smooth specimens.     

压缩机17-4PH不锈钢叶轮叶片的失效分析

某氮压机叶轮上的叶片发生早期失效破裂,从叶片的化学成分、显微组织、力学性能和断口的宏观、微观形貌等方面分析其失效原因。结果表明,叶片材料为17-4PH不锈钢(对应中国牌号05Cr17Ni4Cu4Nb)。叶片断口上有明显的疲劳特征,表明断裂属于疲劳断裂。叶片材料的化学成分、组织及性能满足标准要求。叶片的振动是造成断裂的主要原因。     

Evaluation of corrosion fatigue and life prediction of lower arm for automotive suspension component

Lower arm is one of the suspension components of automobile. It is suffered from driving vibration and corrosive environment, namely corrosion fatigue. In this study, corrosion fatigue property of lower arm was investigated, and a modified model based on Palmgren-Miner rule was developed to predict the lifetimes of corrosion fatigue. The corrosion fatigue life of lower arm was about 1/6 times shorter than fatigue life. Based on the results of corrosion fatigue tests and meteorological data in Seoul and Halifax, the corrosion fatigue life of lower arm was predicted. The satisfaction of 10-year and 300,000 km warranty was dominated by the climate of automobile driving. This prediction indicates that the weather condition or driving condition influences the life of automotive parts. Therefore, to determine the warranty of automotive parts, the driving condition has to be carefully considered.     

航空发动机高压压气机三级转子叶片掉角分析

航空发动机在工厂试车后,检查发现高压压气机第三级转子叶片出现掉角故障。对故障件进行组织分析和断口观察,确认叶片掉角的性质,对可能导致故障产生的因素进行分析。结果表明:断口呈现多源疲劳特征,裂纹起源于叶背处,源区未见明显的冶金和加工缺陷;但存在明显的碰磨,断口因受到研磨而变得光滑,能谱分析未见外来元素。分析认为,叶片与机匣之间的不均匀非正常碰磨使振动加剧,引起共振,致使疲劳在叶背处产生并扩展,促进疲劳裂纹的产生和扩展,最终导致掉角。