7N01-T4铝合金腐蚀疲劳行为研究

开展了7N01-T4铝合金在实验室空气、潮湿空气和3.5%Na Cl盐雾环境下的疲劳S-N曲线测试,研究了这2种腐蚀介质对7N01-T4铝合金疲劳性能的影响。结果表明:7N01铝合金在2种腐蚀介质下缺口敏感度系数比实验室空气环境下的缺口敏感度系数出现不同程度的下降,其中潮湿空气环境下缺口敏感度系数的影响大于3.5%Na Cl盐雾环境;2种试样形式(Kt=1和Kt=3)无论是在潮湿空气环境下还是盐雾环境下的腐蚀影响系数相当接近,3.5%Na Cl盐雾环境腐蚀影响系数小于潮湿空气环境;潮湿空气环境和3.5%Na Cl盐雾环境DFR值均有不同程度下降,3.5%Na Cl盐雾环境对DFR值的影响大于潮湿空气。     

温度对汽轮机转子用2CrMo合金钢高周疲劳性能的影响

在室温和高温(450,500,566℃)下对某进口汽轮机转子用2CrMo合金钢进行了拉伸试验和轴向力控制的高周疲劳试验,基于试验数据得到该钢的高周疲劳应力-寿命曲线,并通过广义中值曲面模型得到了中值寿命曲面,研究了温度对高周疲劳性能的影响。结果表明：试验钢的屈服强度、抗拉强度和弹性模量随温度的升高而下降;相同应力水平下,高周疲劳寿命随温度的升高而下降,高应力比(0.5,0.8)下,高周疲劳寿命受应力水平影响较大。低应力比(-1,-0.3)下高周疲劳断口为典型的轴向承载高周疲劳断口,在高温时疲劳源呈多源特点,室温时为单一裂纹源;高应力比(0.5,0.8)下高周疲劳断口呈现拉伸断口特征,室温下断口存在明显的放射区、纤维区和剪切唇区,高温下只有纤维区和剪切唇区。     

使用恒Kmax方法测试物理小裂纹门槛值研究

大量研究表明长裂纹和物理小裂纹扩展行为差异的主要原因是由于裂纹闭合程度不同造成的,消除裂纹闭合效应影响后的长裂纹与小裂纹的裂纹扩展行为应趋于一致.文中使用恒Kmax/增Kmin值降低△K的试验方法来测试裂纹扩展门槛值.此方法在测出△Kth时应力比R已经很高,实际上已不存在裂纹闭合效应的影响.通过对比试验结果表明,恒Kmax法测试长裂纹扩展门槛值能有效去除裂纹闭合效应的影响,用测得的门槛值近似表述小裂纹门槛值,能给出偏于保守的结果.     

标准差S在材料疲劳寿命分析中的作用

目前,在评价材料的疲劳强度时,往往只注重比较材料的中值疲劳寿命,而忽略了对数据分散性的比较.事实上,数据分散性,尤其是标准差S在评价材料疲劳性能时非常重要.本文通过对比几组相同试验条件下中国和美国生产的同一铝合金材料的疲劳数据发现:两个产地材料的中值疲劳寿命基本接近,但美国产材料疲劳数据的标准差S小.其对应99.99%存活率的疲劳寿命也明显高于国产材料,这表明标准差大小对高存活率下的疲劳寿命影响很大.因此,应对标准差S给予高度重视.     

疲劳缺口系数Kf与理论应力集中系数Kt之间的关系

疲劳缺口系数Kf是表征缺口部位疲劳强度降低程度的参量,这一系数在结构抗疲劳设计中经常被使用.一般认为Kf与理论应力集中系数Kt呈线性关系,线性的斜率与不同材料类别(铝合金、钛合金和钢)有关.通过对大量不同材料、不同应力比和不同缺口试样形式的高周疲劳极限的系统分析,发现大多数情况下K f与Kt的呈线性关系,但有些情况下二者不服从线性关系.Kf与Kt的关系除与材料类别有关外还与实验的应力比有关.     

TA15钛合金钨极氩弧焊焊接接头力学性能研究

TA15钛合金钨极氩弧焊焊缝、热影响区、母材的微观组织差别明显,晶粒尺寸依次减小.焊接件的疲劳试验结果分析表明,热影响区是焊接接头的薄弱部位,疲劳裂纹大多萌生于焊接热影响区区域.疲劳破坏试样断口的SEM(scanning electron microscope)分析表明疲劳裂纹大多起源于焊接热影响区的气孔处.     

金属材料疲劳极限估算的多参数经验公式

综合考虑多种材料体系中应力比R和应力集中系数K1对材料疲劳极限σD值的影响,提出估算金属材料σD值的四参数经验公式,并对其进行验证和分析.结果表明,该式适用于不同R和K1条件下的铝合金、结构钢和钛合金,且精度较高,使用方便.     

应变速率对2024铝合金拉伸性能的影响研究

研究了应变速率对2024铝合金拉伸性能的影响。结果表明,随应变速率的增加,抗拉强度略有下降,屈服强度增加,断面收缩率及伸长率下降,弹性模量增加。断口分析表明,应变速率越低,断口中韧窝组织越多,以韧性断裂为主;随着应变速率增加,以脆性断裂为主。随应变速率增加,断口纵剖面中晶粒伸长减小,并出现细小析出相。此外,基于Fields and Backofen本构方程模型,定量计算与分析了应变速率对合金力学性能的影响。     

基于小裂纹理论的铸造钛合金ZTC4疲劳寿命预测

铸造钛合金ZTC4在飞机和航空发动机上应用日益广泛.深入研究ZTC4疲劳全寿命预测方法,旨在为航空构件的损伤容限设计和寿命预测探索新的途径.本文以宏观和微观结合的手段,采用板材试样的高周疲劳试验、中心裂纹试样的长裂纹扩展试验和扫描电子显微镜(SEM)的断口分析等三种试验,研究了ZTC4在室温恒幅载荷条件下的疲劳断口特征和裂纹扩展行为;对引起疲劳失效的主要原因-材料初始缺陷(夹杂或气孔)进行了定量表征;基于Newman裂纹闭合模型建立了ZTC4长裂纹的(da/dN)-△Keff基线数据;通过对平板内埋椭圆裂纹的断裂力学分析,从基于微观结构和断口分析统计确定的初始缺陷尺寸出发,对ZTC4在恒幅载荷条件下两种应力比的疲劳全寿命进行了预测和实验验证,得到了具有较好学术意义和工程应用价值的研究结果.     

TA15钛合金电子束焊焊接接头力学性能

钛合金材料以及相关制造技术是实现飞机先进性的重要基础之一,电子束焊接是钛合金板材一种先进的焊接形式.对TA15钛合金板材电子束焊接试样进行了金相分析和静力试验、疲劳试验和扫描电镜(SEM)分析.结果表明,TA15板材电子束焊焊接接头的焊缝、热影响区和母材的微观组织差别明显;焊缝韧性降低,抗拉强度高于母材;热影响区尺寸较小,在1～2 mm左右,是焊接接头的薄弱部位;疲劳裂纹大多萌生于焊接热影响区区域,疲劳破坏试样断口的SEM分析表明,疲劳裂纹大多起源于焊接热影响区的气孔处.