激光冲击TC17钛合金疲劳裂纹扩展试验

为研究激光冲击强化对钛合金试件疲劳性能的影响,在标准试件的裂纹扩展路径上设计了全强化和间隔强化两种不同的强化方案,研究激光冲击强化对试件疲劳寿命和裂纹稳定扩展时速率的影响规律,利用有限元数值模拟和X射线残余应力测试获得了试件的残余应力场分布状态,并对比分析了试件的断口形貌和微观组织特征。结果表明:相比于未强化试件,激光冲击强化后试件的平均疲劳寿命分别提高了2.14倍和1.90倍,两种不同的冲击强化方法分别降低钛合金试件的裂纹扩展速率24%和15%。间隔强化后试件表面产生-512 MPa的最大残余压应力,裂纹扩展的C′值为-7.3,m值为2.6,而强化间隔区引入最大值为82.4 MPa的残余拉应力,裂纹扩展速率急剧升高,C′值减小至-13.6,m值为8.0。当裂纹扩展到强化区时,扩展速率再次降低,激光冲击强化对TC17钛合金疲劳裂纹扩展有显著的抑制作用。  

激光冲击工艺对GH742镍基高温合金疲劳性能的影响

对两组镍基高温合金(GH742)试样进行激光冲击强化后,分别进行拉-拉疲劳试验和振动疲劳试验,并和未进行强化处理的试样进行对比,分析了强化试件的疲劳断口特征.结果表明激光冲击强化能提高镍基高温合金拉-拉疲劳寿命3.6倍以上,提高振动疲劳寿命2.4倍;强化后残余压应力影响层深度达1.0mm.  

DLC、TiN涂层对TC4钛合金抗砂尘冲蚀性能的影响

为提高TC4钛合金的抗砂尘冲蚀性能,采用金属蒸汽真空弧(MEVVA)离子源注入与磁过滤真空阴极弧(FCVA)沉积复合技术、磁控溅射技术在TC4钛合金表面制备DLC、TiN涂层。采用SEM、Raman、XRD、纳米压痕仪和划痕仪等方法对涂层的物相结构、硬度、弹性模量以及与基体的结合力进行表征。在冲蚀试验平台上考核试样在不同入射角度条件下的抗砂尘冲蚀性能。结果表明:DLC涂层表面结构致密,含有大量sp3键,硬度为62.1 GPa,弹性模量为391.64 GPa,结合力达80.4 N;TiN涂层表面存在许多熔滴颗粒及空穴,硬度为22.72 GPa,弹性模量为383.18 GPa,结合力达34.7 N。30°冲蚀条件下,涂层主要是通过提高基体表面硬度来抵抗砂尘粒子的微切削作用,从而提高TC4钛合金的抗砂尘冲蚀性能。90°冲蚀条件下,涂层通过延缓基体的塑性变形来实现TC4钛合金抗砂尘冲蚀性能的提高。  

发动机作动筒裂纹分析

发动机作动筒末端件孔边是裂纹故障多发部位,严重影响使用安全。对作动筒典型失效结构件进行断口观察、能谱分析,结果表明：断口上有明显的腐蚀产物和沿晶断裂特征;在裂纹源区、扩展区和裂纹尖端都出现了Na、K和Cl等杂质元素,具有典型的腐蚀特征;进一步对作动筒结构的力学分析表明,在使用过程中故障部位存在一定的拉应力,综合判断孔边裂纹失效模式为应力腐蚀开裂,腐蚀介质主要来自含Cl元素较多的潮湿使用环境。该研究结果对此类作动筒的使用和故障预防提供了借鉴。  

激光冲击对GH742镍基合金疲劳短裂纹扩展的影响

对GH742镍基高温合金紧凑拉伸件预制裂纹,并分别进行1次及3次搭接激光冲击处理,利用复型技术和光学显微镜研究了镍基合金的裂纹起源、裂纹分布及尺寸演化全过程.结果表明,未作激光冲击强化试样形成的是沿晶裂纹,晶界处大量位错塞积群造成很高的应力集中;而经激光冲击强化后试样在远离冲击强化区域以裂纹群的形式萌生,且大约集中在同一时段萌生,疲劳后期萌生的新裂纹条数不多,且激光冲击作用的次数越多,裂纹扩展速率越小,激光冲击处理产生的强化效应能大大降低裂纹扩展速率,在某些强化区还能明显提高应力强度因子门槛值.  

硬质颗粒重复冲击TiN/Ti涂层损伤分析

航空发动机压气机叶片表面制备硬质涂层可显著提高其抗砂尘冲蚀性能,但砂粒高角度冲击对涂层损伤严重,易出现脆性裂纹。采用受控动能型重复冲击设备模拟硬质颗粒对涂层的高角度冲击,研究调制比、层数结构对TiN/Ti涂层冲击损伤的影响,并根据涂层损伤特征、冲击力学响应以及应力分布分析涂层的破坏机理。结果表明,TiN/Ti涂层出现剥落和圆周裂纹;硬质层内部、硬质层与结合层/过渡层界面存在高的应力梯度,而冲击坑点边缘硬质层上表层受到拉应力且由于材料堆起,在重复冲击下将导致涂层的疲劳剥落和圆周疲劳裂纹。调制比、层数显著影响涂层冲击响应过程,其中不同调制比的2层涂层,调制比为3:1的抗冲击性能较好;调制比为9:1的不同层数涂层,4层结构的抗冲击性能较好。  

发动机1Cr11Ni2W2MoV叶片激光冲击强化的应用研究

激光冲击强化是一种新型表面处理技术,利用高功率激光束冲击金属零件表面,在零件表面形成较大的残余压应力,可有效改善零件的疲劳性能。以发动机1Cr11Ni2W2MoV叶片为研究对象,对其进行了激光冲击强化处理,研究强化处理对材料的微观组织和疲劳性能的影响。研究结果表明:相比未处理试样,激光冲击强化在1Cr11Ni2W2MoV叶片材料表层形成较大的残余压应力,表层晶粒更为细化,叶片的疲劳寿命提高1.7倍。  

泡沫铝芯三明治板材U型弯曲成形试验研究

研究了泡沫铝芯三明治板材U型弯曲工艺，建立了冲压弯曲试验系统，给出了泡沫铝芯三明治板材弯曲变形模式和载荷位移曲线。综合运用试验、塑性力学理论分析了三明治板材冲压弯曲宏微观协调变形机制，以及泡沫铝三明治板材冲压成形板面泡沫铝芯问界面剥离、圆角半径处过度减薄、泡沫铝芯剪应力裂纹等主要成形缺陷。探讨了压边力和冲压成形板厚的控制规律。  

渗铝工艺对激光冲击强化效果影响

为了研究高、低温两种渗铝工艺对激光冲击强化效果的影响,对1Cr11Ni2W2MoV和K417两种材料制成的试片分4种状态(表面抛光、渗铝、渗铝+激光冲击强化、激光冲击强化+渗铝)分别进行了振动疲劳对比试验,得到了"渗铝"、"渗铝+激光冲击强化"和"激光冲击强化+渗铝"等三种工艺对材料抗疲劳性能的影响,初步分析了相关机理.结果表明"激光冲击强化+渗铝"工艺在工程应用中具有可行性和优越性.  

航空发动机叶片箍段开裂原因分析

通过力学性能检测、外观及痕迹分析、断口分析及金相检验等方法对某航空发动机试车后涡轮叶片的开裂箍段进行分析。结果表明：箍段材料性能指标正常，晶粒度满足使用要求，箍段开裂与材质、工作环境无关；进一步进行室温故障模拟试验，发现在大应力条件下，箍段的断口形态与失效箍段一致，均呈现沿晶断裂特征；表明箍段失效是装配不当引起的异常应力导致的过载开裂，GH4049合金的材料特性决定了其在室温下过载断口呈现沿晶断裂特征。