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相似文献
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1.
30CrNiMo8合金钢的弯曲微动疲劳特性   总被引:1,自引:0,他引:1  
在不同弯曲载荷水平下,对30CrNiMo8合金钢进行了系统的弯曲微动疲劳试验,建立了其微动疲劳S-N曲线,讨论了其弯曲微动疲劳特性及相关规律。结果表明:30CrNiMo8钢弯曲微动疲劳的S-N曲线明显不同于常规疲劳的,呈现"C"曲线特征;随着弯曲载荷的增加,微动依次运行于部分滑移区、混合区和滑移区;在混合区,裂纹最易萌生且微动疲劳寿命最短;微动损伤区的磨损机制主要为磨粒磨损、氧化磨损和剥层;弯曲微动疲劳裂纹的扩展表现为三个不同的阶段,第一阶段裂纹斜向扩展,以接触应力控制为主,第二阶段裂纹转向,受接触应力和弯曲应力共同控制,第三阶段裂纹扩展方向变为垂直方向,以弯曲应力控制为主。  相似文献   

2.
常规螺栓连接中,螺栓承受的预紧力和工作载荷是拉力,而斗轮堆取料机回转支承联接螺栓承受轴向压力而产生压缩,轴向工作载荷和变形不同于常规螺栓连接。本文在对受偏心轴向压力的回转支承高强度螺栓群进行受力分析的基础上,对螺栓群疲劳寿命进行了分析。  相似文献   

3.
在不同弯曲载荷下,对40CrNi2MoA合金钢进行弯曲微动疲劳试验,建立其弯曲微动疲劳下的循环次数-应力曲线;通过对微动损伤区的微观分析,研究该合金钢的弯曲微动疲劳特性。结果表明:40CrNi2MoA钢弯曲微动疲劳应力曲线不同于常规疲劳应力曲线,呈现"C"型曲线特征;随着弯曲载荷的增加,微动依次运行于部分滑移区、混合区和滑移区;相对于另外两个区域,混合区试样的裂纹更易萌生、扩展且微动疲劳寿命最短;试样表面的磨损机制主要为磨粒磨损、氧化磨损和剥层;由于接触应力和弯曲应力的影响程度不同,弯曲微动疲劳裂纹的扩展分为三个阶段,即接触应力控制阶段、接触应力与弯曲疲劳应力共同控制阶段和完全受弯曲应力控制阶段。  相似文献   

4.
以航空发动机榫连接结构微动疲劳问题的简化模型为研究对象,设计和制造了一套采用液压加载方式来实现微动疲劳法向载荷施加的试验装置,用于研究钛合金TC11微动疲劳的损伤过程,并对试验过程中在接触区域萌生裂纹的试件断口进行观测。研究结果表明:保持法向载荷恒定不变,增加轴向载荷将减少微动疲劳寿命。同样,保持轴向载荷恒定不变,法向载荷对微动疲劳寿命影响不如轴向载荷显著。另外,等效应力和滑移幅值是微动疲劳寿命的主要影响因素。  相似文献   

5.
《机械强度》2017,(6):1432-1437
针对某型机关键部位研制过程中钛合金薄壁板干涉强化的孔边距工艺问题,在有限元软件Abaqus平台上建立了3D有限元模型,分析了在循环载荷作用下,材料为TC4钛合金带孔薄壁板件的孔边距对干涉强化试件应力分布影响以及疲劳寿命预测分析。研究表明:随着边距比减小,疲劳寿命呈现明显降低趋势,疲劳破坏位置逐渐向远离孔方向移动,当边距比小于2时,疲劳破坏在薄壁板边缘处发生。  相似文献   

6.
以疲劳试验机为平台,设计开发了一套微动疲劳加载装置,进行了钛合金TC11与TC11接触、单晶高温合金DD3与粉末高温合金FGH95接触以及定向凝固高温合金DZ125与FGH95接触等三种不同材料配对的微动疲劳试验,并对TC11、DD3和DZ125三种材料的微动疲劳性能进行比较。结果表明:三种材料的疲劳裂纹均出现在微动接触区域,说明所设计的试验装置性能良好,法向载荷加载稳定,可用于微动疲劳试验;在相同的几何尺寸、载荷条件以及表面加工状况的试验条件下,沿晶体生长方向上的各向异性材料DD3和DZ125的微动疲劳寿命比各向同性材料TC11的高。  相似文献   

7.
连接方式对紧固孔疲劳性能的影响   总被引:1,自引:0,他引:1  
通过对紧固孔件的疲劳试验,研究不同连接方式对其疲劳性能的影响.对两种不同连接方式的紧固件的疲劳试验结果进行对比分析,对疲劳断口进行观察分析,基于当量初始裂纹(equivalent initial flaw size)理论计算不同连接方式下的原始疲劳质量.试验结果表明,采用沉头铆钉连接方式紧固孔的疲劳寿命略长于采用沉头螺栓连接方式的紧固孔,但沉头铆钉连接方式紧固件疲劳寿命的分散性较后者大;铆接紧固件的当量初始裂纹尺寸比螺接紧固件小,原始疲劳质量有所提高;在不同连接方式下,裂纹萌生位置不变,裂纹萌生寿命约为紧固件总疲劳寿命的80%.  相似文献   

8.
针对航空发动机在腐蚀环境下存在的超高周疲劳问题,先对TC17钛合金进行加速腐蚀处理,然后应用超声疲劳试验系统在室温下研究了腐蚀对TC17钛合金超高周疲劳性能的影响,最后观察了疲劳断口形貌。结果表明:在疲劳循环大于107周次时,腐蚀与未腐蚀的试样都会发生疲劳断裂,并不存在明显的疲劳极限;腐蚀后钛合金的疲劳强度略有降低,且随着载荷循环周次的增加,其S-N曲线更接近未腐蚀钛合金的;腐蚀后钛合金的疲劳源位于表面,氧化膜破坏导致的点蚀是疲劳裂纹于表面萌生的主要原因。  相似文献   

9.
紧固件柔度是飞机连接部位的疲劳寿命重要影响因素,常常作为考虑飞机结构疲劳寿命模拟和分析的主要参数。本文在验证弹塑性有限元法计算紧固件柔度有效性的基础上,利用弹塑性有限元法对不同紧固件连接的单搭接结构进行仿真分析,并由仿真分析得出的紧固件细节的载荷位移曲线计算紧固件柔度。分析表明:扁圆头铆钉铆钉头越小柔度值越大;埋头铆钉柔度值相对于扁圆头铆钉有所增大,十字槽埋头螺栓柔度值相对于埋头铆钉稍有增大;过盈配合使紧固件柔度值大幅减小。  相似文献   

10.
钛合金燕尾榫结构在不同疲劳载荷下的断口分析   总被引:1,自引:0,他引:1  
对TC11钛合金燕尾榫连接结构在低周和高低周复合载荷作用下的断口特征进行了分析.结果表明:在微动环境下,微动磨损面上有表面金属掉块和不均匀的磨损擦伤,磨损表面出现腐蚀坑以及损伤区呈现层状及山丘状的塑性变形;在高低周复合载荷情况下,疲劳源处疲劳辉纹呈现以河流花样为主的复杂疲劳条纹,在裂纹扩展阶段,河流花样比较杂乱,裂纹扩展方向相对无序,每个低周周期中的疲劳台阶也不明显.  相似文献   

11.
The Cu/Ni multilayer films were prepared on the titanium alloy surface by ion-assisted magnetron sputtering deposition (IAD) technique. The Cu/Ni multilayer films could significantly improve the resistance of fretting wear and fretting fatigue (FF) of Ti-811 alloy at room temperature. The FF resistance of the titanium alloy substrate did not increase monotonically with increase in the modulation period thickness of the Cu/Ni multilayer films. The Cu/Ni multilayer films with modulation period thickness of 200 nm had the highest FF resistance among the prepared Cu/Ni multilayer films for its comprehensive properties with high toughness, high strength and good lubricating action.  相似文献   

12.
Both the proportional and nonproportional multiaxial fatigue tests were conducted on two kinds of notched specimens of titanium alloy TC4. The multiaxial fatigue critical area of notched specimen is considered as the location experiencing the maximum damage. It is unsatisfactory to predict the multiaxial fatigue life with the local stress and strain in the fatigue critical area. The critical distance concepts are employed in the multiaxial life prediction method for notched specimens. The proposed method was checked by the test data of TC4 notched specimens. The prediction results are almost within a factor of three scatter band of the test results.  相似文献   

13.
汽缸螺栓在压缩机的吸、排气的压差交变载荷作用下,在使用一段时间后可能会产生疲劳失效破坏,因此有必要对这些在役使用的汽缸螺栓疲劳寿命进行评估,以确保装置的安全生产。一般来说,汽缸螺栓使用一段时间后都会产生一些缺陷,因而,我们利用裂纹扩散速率与螺栓的临界裂纹尺寸对螺栓的剩余寿命进行计算,并得出了它的剩余使用寿命。  相似文献   

14.
热处理对损伤容限型TC4钛合金疲劳性能的影响   总被引:1,自引:0,他引:1  
本文利用光学显微镜(OM)、扫描电子显微镜(SEM)研究了不同的状态下损伤容限型TC4钛合金的疲劳性能。结果表明:损伤容限型TC4钛合金经过995℃/1hAC+550℃/4 h处理后得到魏氏组织,并且疲劳性能比原始状态和经900℃/1hAC+550℃/4h处理后都要好。从疲劳断口观察到,预裂区和快速扩展区主要是以微区解理断裂为主,稳态扩展区主要是以疲劳条带扩展机制为主,同时也存在微区解理断裂机制。  相似文献   

15.
高周疲劳(HCF)亦称高循环疲劳,它是航空燃气涡轮发动机的主要失效方式之一。高周疲劳失效几乎涉及航空发动机每一个钛合金零件,如压气机叶片、压气机内环和机匣等,会导致发动机重要部件的过早失效,甚至整个发动机和飞机的损失。但仅研究高周疲劳并不能解决实质问题,必须研究各种损伤对钛合金材料高周疲劳特性的影响。损伤通常包含低周疲劳、外物损伤、在缺口或应力集中处形成裂纹和接触疲劳等,这些损伤都可能降低高周疲劳性能。本文主要介绍和总结了国内外有关低周疲劳和外物损伤对钛合金高周疲劳特性影响的研究现状。  相似文献   

16.
航空钛合金铣削过程有限元数值模拟   总被引:1,自引:0,他引:1  
王洪祥  徐涛  杨嘉 《机械传动》2012,36(2):33-36,49
基于材料损伤理论确定了切屑分离准则,建立了钛合金TC4构件铣削过程的有限元模型,利用商业有限元软件(ABAQUS),在给定切削参数条件下,采用不同几何参数(前角、后角、螺旋角)的刀具对钛合金TC4的铣削过程进行了有限元模拟,研究了切削力和切削温度随刀具角度变化的规律,结果表明:铣刀的前角在10°~20°,后角为12°~20°,螺旋角为30°~45°时比较适合钛合金TC4的铣削。  相似文献   

17.
TC4合金微动疲劳损伤研究   总被引:2,自引:1,他引:1  
研究了TC4合金在柱面-平面接触务件下的微动疲劳行为,分析了其微动疲劳损伤机制。结果表明:在试验务件下,微动区边缘的损伤特征以粘着磨损为主,而微动区中部则以磨粒磨损和接触疲劳为主。疲劳裂纹易于在微动区.特别是在蚀坑处萌生和扩展。促使微动疲劳裂纹萌生的因素:一是法向应力和切向摩擦力引起的材料表层塑性变形,二是微动磨损破坏了材料的表面完整性,造成了缺口应力集中效应。  相似文献   

18.
通过三维软件SolidWorks建模,并且运用ANSYS Workbench进行铝合金车轮弯曲疲劳性能的有限元分析,通过仿真得到弯曲疲劳寿命云图及安全系数云图,所得分析数据与实际试验数据相对比,证明有限元分析的可靠性,为铝合金车轮的开发设计提供了理论依据。  相似文献   

19.
铝锂合金是一种新型的航空用铝合金。本文基于电化学原则建立了某地的腐蚀加速环境谱,并基于加速环境谱,研究了铝锂合金预腐蚀疲劳性能。研究结果表明,低腐蚀损伤对其疲劳寿命影响不大,而高腐蚀损伤会明显缩短试件的疲劳寿命。  相似文献   

20.
疲劳失效准则在钛合金BT9低周疲劳寿命估算中的应用   总被引:5,自引:0,他引:5  
在应变控制条件下对钛合金 BT9进行了单轴拉 -压、纯扭及拉 -压与扭转比例加载的低周疲劳试验 ,得到了相应的试验结果。讨论了几种寿命预测准则及其寿命预测精度。在分析 Brown- Miller理论及 Makinde-Neale广义疲劳失效准则的基础上 ,提出了 Makinde-Neale广义疲劳失效准则的变异方程。应用所提出的方程对钛合金 BT9进行了多轴应变条件下的寿命预测 ,并得出了更为符合试验结果的预测结果  相似文献   

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