激光冲击强化对紧固孔疲劳寿命的影响(英文)

研究激光冲击对航空铝合金LY12CZ紧固孔疲劳特性的影响,孔的直径为d3 mm。利用X射线衍射法测量残余应力,对试件进行疲劳断裂实验,并用扫描电子显微镜(SEM)观察试件疲劳断口的微观特征。结果表明:激光冲击会在紧固孔端面形成残余压应力,冲击试件的疲劳寿命是未冲击的3.5倍。通过断口的观察和比较发现,冲击后试件的疲劳裂纹源于次表层,而不是源于试件表层,冲击后疲劳断口快速扩展区的疲劳条纹间距比未冲击试件疲劳断口快速扩展区的疲劳条纹间距要小。另外,在冲击试件断裂区的韧窝明显比未冲击的要大,这与冲击时材料内发生塑性变形有关。     

激光喷丸与机械喷丸复合强化对2124-T851铝合金疲劳寿命的影响

目的 研究激光喷丸(LSP)、机械喷丸(SP)及其复合强化(LSP+SP)对2124-T851铝合金四点弯曲疲劳寿命的影响.方法 激光喷丸强化的脉冲激光能量为6 J,脉冲宽度为20 ns,光斑直径为2 mm,半圆搭接.喷丸强化采用直径为0.3 mm的陶瓷弹丸,喷丸压力为0.2 MPa,喷丸覆盖率大于100％.采用X射线...     

孔用衬套冷挤压的强化机理与疲劳寿命研究进展

以强化后孔结构为研究对象,分析了冷挤压相关技术的研究现状,综述了衬套冷挤压技术的工艺过程及系统组成,分别从应力分布和微观组织演化的角度,对强化作用机理进行了系统分析和总结,详细介绍了孔用衬套冷挤压强化工艺条件对疲劳寿命的影响,归纳总结了孔结构冷挤压技术中疲劳断口分析和寿命预测的研究结果。研究表明,冷挤压强化后孔壁周围的残余应力分布和微观组织有所改善,通过引入残余应力抵消部分外部载荷冲击。同时,有效抑制位错萌生、增值和滑移的有益位错胞形成,阻止了晶粒的滑动,不仅降低了裂纹的扩展速率,而且提高了孔结构抗塑性变形能力。冷挤压强化工艺参数的优化对疲劳寿命有着重要的影响。分析了断口形貌和建立了对应工艺参数的数学模型,可以为疲劳寿命的精准预测提供理论依据。最后,结合实际生产工艺的技术需求,展望了衬套冷挤压强化技术在未来研究中需要解决的关键问题和发展趋势。     

孔挤压强化技术研究进展

概述了直接、间接和复合孔挤压强化的研究现状,从残余应力与微观组织的角度总结了孔挤压强化的抗疲劳强化机理,基于孔结构的疲劳寿命和断口形貌详细分析了孔挤压强化的疲劳性能。研究结果表明,孔挤压强化的孔结构孔壁形成残余压应力,孔结构受到外加交变载荷时孔壁残余压应力能够抵消部分外加交变载荷产生的拉应力,降低了受载孔结构孔壁的应力峰值和平均应力;孔挤压强化的孔结构孔壁发生剧烈的塑性变形,孔壁微观组织发生细化,形成位错胞状结构,能够抑制晶粒的位错滑移,延缓了疲劳裂纹萌生,增大了疲劳裂纹萌生的门槛值,降低了疲劳裂纹扩展速率;在残余应力和微观组织的共同作用下,提高了孔挤压强化孔结构的疲劳寿命。最后,展望了孔挤压强化的发展趋势和研究问题。     

激光冲击与喷丸复合强化TC17钛合金表层残余应力研究

目的 分析激光冲击与机械喷丸复合强化钛合金表层残余应力场及其在疲劳载荷下的稳定性。方法 采用薄壁叶片强化参数先后对TC17钛合金表面进行激光冲击强化和喷丸强化,利用X射线衍射法分析两种工艺复合强化表层的残余应力分布,并分别在25、400 ℃拉-拉疲劳加载条件下分析复合强化表层残余应力的稳定性。结果 激光冲击与喷丸复合强化表面残余应力值为-600 ~ -800 MPa,残余压应力幅值沿深度不断递减,压应力层深度为0.7~0.8 mm。表面至0.1 mm深度范围内的残余应力分布梯度较大,其分布特征主要受控于喷丸工艺,而距表面0.1 mm以下的残余应力分布梯度较小,其分布特征受控于激光冲击强化工艺。结论 激光冲击和喷丸强化顺序对最表层残余应力的均匀性有一定影响,对最表层以下的残余应力分布影响较小。复合强化表面残余应力在室温疲劳加载后具有较好的稳定性,在400 ℃疲劳加载下发生一定量松弛后趋于稳定。     

超声冲击强化铝合金小孔构件的试验研究

目的提升铝合金小孔构件的疲劳寿命,改善表面性能。方法采用超声冲击强化工艺对铝合金小孔构件进行试验研究,利用MHV2000显微硬度测量仪、XRD射线应力测定仪、疲劳试验机分别测量试件的显微硬度、残余应力、疲劳寿命。利用扫描电镜拍摄试件强化加工前后的显微照片。针对不同阻抗阈值条件,考察主要工艺参数对小孔构件强化效果的影响。结果研究表明,采用基于等效阻抗控制的超声冲击强化工艺,阻抗阈值设定为75Ω时,孔边的平均残余应力值出现极大值,距离孔壁的残余应力分布呈现先增大后减小的规律。孔壁的显微硬度趋势保持一致,阻抗阈值越大时,其平均值也越大。微观组织反映孔被强化后的痕迹,被强化试件疲劳断口齐整,组织均匀,有明显被压实的现象。结论超声冲击强化工艺适合小孔构件强化,疲劳寿命最大提高3.1倍,孔口表面形成了有效的残余压应力场,孔内表面显微硬度提高了1倍。     

激光冲击强化与喷丸强化对FGH97高温合金疲劳性能的影响

对FGH97粉末高温合金进行激光冲击强化和喷丸强化,利用X射线应力分析仪测定强化层的残余应力,测定650℃下旋转弯曲疲劳性能,利用SEM观察分析疲劳断口特征。 结果表明,2种表面强化方法都可以提高FGH97粉末高温合金的疲劳性能,但激光冲击强化试样比喷丸强化试样具有更深的残余压应力层和较好的表面粗糙度,且残余应力在高温疲劳载荷下的松弛较小,因此具有更好的强化效果;与未表面强化的试样相比,喷丸强化试样和激光冲击强化试样的疲劳裂纹源都出现在亚表面,而未强化试样的疲劳裂纹源则出现在表面。     

飞行器钛合金紧固孔结构件耐久性研究

对TC4钛合金紧固孔结构件进行了实验和理论研究。在结构细节原始疲劳质量模型基础上,通过使用载荷谱下结构细节的裂纹扩展方程确定出给定时间下对应的裂纹尺寸分布情况,通过选择合适的参考裂纹尺寸,给出了紧固孔结构细节出现5%裂纹时的寿命,并建议为飞行器结构的经济寿命,从而为飞行器结构的经济修理提供指导和依据     

TC21钛合金板孔冷挤压残余应力与疲劳性能研究

针对飞机后机身框TC21损伤容限钛合金带孔零件在服役过程中易过早产生疲劳裂纹的问题,采用开缝衬套冷挤压强化工艺进行了不同挤压量下的孔强化实验,并对挤压强化后的试样进行疲劳试验研究,得到了挤压量对TC21钛合金疲劳增益的影响规律。通过有限元仿真的方法研究了挤后孔边残余应力分布规律,从宏观和微观两方面观察和分析了不同挤压量下的疲劳断口形貌,探讨了冷挤压对孔边疲劳裂纹的萌生和扩展的影响,揭示了疲劳增益机理。研究结果表明,冷挤压强化后的孔边存在明显的切向压缩残余应力,改变了孔边裂纹萌生位置,延长了交变载荷作用下的疲劳裂纹扩展寿命,疲劳寿命随着挤压量的增大而明显提高,挤后试样疲劳寿命均提高50%以上。     

TC21钛合金孔挤压强化模拟

采用弹塑性有限元法对TC21钛合金耳片衬套挤压和芯棒挤压过程进行仿真模拟,对比分析经两种工艺挤压后孔周边的残余应力分布规律;结合未经孔挤压强化和经两种不同孔挤压工艺强化的耳片疲劳实验结果,对两种不同孔挤压工艺的强化效果进行了分析。结果表明,挤压后孔边残余应力沿径向、周向和厚度方向的分布都呈现一定的变化规律,且芯棒挤压后的残余应力分布比衬套挤压更均匀,两种挤压方式都能起到强化效果,但芯棒挤压的强化效果更好。     

激光冲击强化对2524铝合金疲劳寿命的影响

目的探索激光冲击工艺参数对2524铝合金疲劳寿命的影响。方法开展不同激光能量、不同冲击次数下的激光冲击强化实验,测试其残余应力和表面硬度,并进行裂纹扩展实验和显微组织观察。结果激光冲击强化能显著提高材料的表面硬度,且材料的硬度值随着冲击能量和冲击次数的增加而递增,但硬度增长率随冲击次数增多而降低。激光冲击强化在试样表层形成较大的残余压应力,使用6.25 J的激光能量冲击1次,最大残余压应力可达-222MPa,并且残余压应力随着激光能量和冲击次数增加而增加,但冲击强化次数存在阈值。相较于未冲击试样,激光冲击1次的试样的疲劳寿命提升32%,冲击2次的疲劳寿命提升41%。对试样断口进行微观形貌观察,在裂纹长度为28 mm处,未冲击试样、激光冲击1次和冲击2次试样的疲劳条带间距分别为1.06、0.628、0.488μm,裂纹扩展速率分别为1.06×10^-3、6.28×10^-4、4.88×10^-4 mm/N。结论激光冲击强化能显著提高2524铝合金的表面硬度,并在表面产生较大的残余压应力。激光冲击强化能够有效迟滞2524-T3铝合金的疲劳裂纹扩展速率,进而有效延长疲劳寿命。     

激光冲击喷丸对LY12合金疲劳寿命的影响

研究了激光冲击喷丸对含中心紧固孔LY12合金试样的疲劳寿命的影响。试样表面经连续三次激光冲击喷丸处理后，可获得351MPa的表面残余压应力，且深度可达1．3mm以上。疲劳试验结果显示，激光冲击喷丸后．试样的裂纹扩展速率比未喷丸试样低约一个数量级，疲劳寿命约为未喷丸试样的20倍。结果表明，激光冲击喷丸是改善构件或材料疲劳性能的有效表面处理技术，在航空工业具有广泛的应用前景。     

激光冲击喷丸对LY12合金疲劳寿命的影响

研究了激光冲击喷丸对含中心紧固孔LY12合金试样的疲劳寿命的影响。试样表面经连续三次激光冲击喷丸处理后,可获得351MPa的表面残余压应力,且深度可达1．3mm以上。疲劳试验结果显示,激光冲击喷丸后,试样的裂纹扩展速率比未喷丸试样低约一个数量级,疲劳寿命约为未喷丸试样的20倍。结果表明,激光冲击喷丸是改善构件或材料疲劳性能的有效表面处理技术,在航空工业具有广泛的应用前景。     

激光冲击强化对Ti6Al4V合金表面完整性和四点弯曲疲劳性能的影响

采用扫描电镜、显微硬度仪、X射线应力测量仪及透射电镜等对激光冲击强化Ti6Al4V合金的表面完整性进行了分析,采用MTS疲劳试验机测试了疲劳性能,并采用扫描电镜分析了疲劳断口,探讨了激光冲击强化机制。结果表明:经功率密度为15. 9 GW/cm~2的激光处理后,其四点弯曲中值疲劳寿命较未处理试样提高了4. 2～23. 5倍;激光功率密度越大,试样的中值疲劳寿命越长。激光冲击强化表现出比喷丸强化更优的疲劳寿命增益效果。经激光冲击强化后,Ti6Al4V合金表面形成了深度为600～1 400μm的残余压应力场,表面硬度比未强化区域提高了约10%,且亚表层内部的位错密度也有显著提高。     

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。