含氢的Ti-2Al-2.5Zr合金的静态和动态断裂行为研究

采用紧凑拉伸(CT)试样,研究了含氢110μg/g的Ti-2Al-2.5Zr钛合金在室温的静载延迟裂纹扩展(da/dt)和疲劳加载裂纹扩展(da/dN)行为,用扫描电镜观察了断口形貌.结果表明,Ti-2Al-2.5Zr合金含氢110μg/g即足以引起材料的静载氢致延迟断裂,氢在裂纹尖端扩散聚集并析出氢化物,导致材料变脆,是氢致延迟断裂的微观机制;而相同含氢量时对疲劳断裂过程的影响微弱,疲劳断裂受通常的裂纹萌生、稳态扩展和瞬断机制控制.     

沉积颗粒对7N01-T6铝合金疲劳裂纹扩展行为的影响

利用自主设计的实验方法,结合疲劳裂纹扩展速率测试以及断口微观形貌观察研究了R=0.1和R=0.5两种应力比下,石墨和氧化铝沉积颗粒对7N01-T6铝合金疲劳裂纹扩展行为的影响。结果表明:在两种应力比条件下,裂纹扩展Ⅰ、Ⅱ阶段中,合金在石墨颗粒环境下的疲劳裂纹扩展速率均最快。当R=0.5时,在裂纹扩展Ⅰ、Ⅱ阶段,合金在氧化铝颗粒环境下的疲劳裂纹扩展速率最慢。当R=0.1时,在应力强度因子ΔK15 MPa·m~(1/2)阶段,合金在氧化铝颗粒环境下的疲劳裂纹扩展速率最慢,在ΔK=15～30 MPa·m~(1/2)阶段,合金在氧化铝颗粒环境和大气环境下的疲劳裂纹扩展速率相当。石墨颗粒环境下合金疲劳裂纹扩展速率的增加是由于石墨颗粒的润滑作用降低了疲劳卸载过程中的裂纹闭合效应。氧化铝颗粒环境下合金疲劳裂纹扩展速率的降低是由于氧化铝颗粒在断面的沉积增强了疲劳卸载过程中的裂纹闭合效应。     

超塑成形/扩散连接热环境对Ti-6Al-4V合金疲劳性能的影响

采用光学显微镜研究了Ti-6Al-4V合金经超塑成形/扩散连接(SPF/DB)热影响后的微观组织演变,在室温和空气条件下进行了旋转弯曲疲劳试验,并采用扫描电子显微镜对试样断口形貌进行了观察.结果表明:Ti-6Al-4V合金经历SPF/DB热工艺后,初始的双态组织转变为了等轴组织;强度有所降低,塑性略有提高,而旋转弯曲疲劳极限从420 MPa降低至405 MPa,在相同应力条件下(σ=431 MPa),SPF/DB后试样的疲劳寿命从10⁷量级降低至10⁶量级;疲劳断口源区附近的放射线增粗且变的不连贯,疲劳裂纹扩展区的疲劳条带间距增大,裂纹扩展速率提高.这主要是由于SPF/DB热环境使Ti-6Al-4V合金片层α数量显著减少,降低了晶界总体长度,减弱了α相晶界对疲劳小裂纹扩展的阻碍作用.     

Ti-6Al-4V钛合金的疲劳裂纹扩展规律

针对熔模铸造Ti-6Al-4V钛合金的等幅疲劳裂纹扩展速率和疲劳裂纹扩展门槛值进行了研究。结果表明：该钛合金CT试样的疲劳裂纹扩展门槛值高于CCT试样的疲劳裂纹扩展门槛值,同一类试样的疲劳裂纹扩展门槛值随着应力比的增加呈下降趋势;疲劳裂纹扩展速率随着平均应力的增加以及应力水平的增加而增大;根据疲劳裂纹扩展试验数据拟合了Ti-6Al-4V钛合金Paris方程和Walker方程中的相关材料参数,以为材料的使用寿命评估及损伤容限设计提供参考。     

本刊1978年1-6期目录索引

综述航空橡胶的保管期和使用期F一15的材料与工艺固体润滑剂在航空上的应用 综合报告金属疲劳裂纹扩展规律及其微观机制(上)金属疲劳裂纹扩展规律及其微观机制(中) 材料飞机静力试验用FN一305胶74一2硬膜防锈汕的试验和应用国产铁镍墓高温合金GH140新的耐高温弹性体密封材料一FX一2氟橡胶设计和工艺厚度补偿垫片航空发动机不锈钢导管用铜基钎料聚硫型密封胶-—XM一28ZG22CrMnM。铸钢及精铸前起落架新的飞机罩布用纺织材料金属疲劳裂纹扩展形式和过程的研究 材料应用ZL一205高强度铸造铝合金航空乳胶丝与缓冲绳高强钢疲劳扩展断口特征…     

显微组织对Ti-6Al-4V ELI合金疲劳裂纹扩展速率的影响

研究了Ti-6Al-4V ELI合金板材的显微组织对疲劳裂纹扩展速率的影响.用金相显微镜对不同热处理制度下该合金α和β转变组织的变化进行了观察分析.采用MTS-810低周疲劳试验机测试合金的裂纹扩展速率.通过Origin 6.0软件对数据进行处理并绘制裂纹扩展速率(△a/△N)与应力强度因子幅△K的关系曲线.结果表明:在Pairs区范围内,疲劳裂纹扩展速率对双态组织中初生α相含量的多少不敏感,而在近门槛区和快速扩展区,裂纹扩展速率对组织比较敏感;在本实验研究的条件下,细针编织状魏氏组织的da/dN<平直状片层组织的da/dN<双态组织的da/dN.     

高温合金的高温疲劳裂纹扩展门槛值试验

疲劳裂纹扩展门槛值反映材料抗裂纹扩展的能力,是重要的材料性能指标。室温疲劳试验已经成为标准试验方法,但是该方法能否拓展到高温下,并应用于高温合金,尚无试验数据。根据目前的测试技术,试验温度在600℃以下可以使用目测法进行裂纹扩展试验,而在600℃以上,由于试样表面氧化,目测无法观察,所以使用自动测量方法——直流电位法。但由于裂纹扩展门槛值试验时间很长(上百小时),试验难度非常大。该文介绍了粉末高温合金、变形高温合金以及定向凝固高温合金3种高温合金最高到850℃的疲劳裂纹扩展门槛值试验,使用目测法和直流电位法两种方法进行裂纹长度测量。结果表明:直流电位法可以用于高温疲劳裂纹扩展门槛值试验,但试验数据还存在一定的分散性,尚需进一步研究提高裂纹长度测量精度。     

铸造Mg-Al合金疲劳裂纹萌生与扩展原位观测与评价

铸造Mg-Al合金(AM50)由于比强度、比刚度优越,广泛用于汽车和航天航空工业.研究了铸造Mg-Al合金疲劳裂纹(≤200μm)萌生与扩展,结合材料微结构与裂纹扩展路径,在原位观测SEM图片上探讨了铸造AM50合金于不同条件下的疲劳微裂纹萌生和扩展,以及与α-Mg相的分布等几个影响因数,提出了改善现有工艺、提高铸造镁铝合金疲劳强度的方法.     

船用螺旋桨铜合金组织比例与性能之间的定量关系——定量金相技术在船用螺旋桨铜合金中的应用

本文采用定量金相技术,对不同锌当量、铝当量熔炼的ZHMn55-3-1、ZQAl12-8-3-2吉尔试样中a相含量作了较精确的计算。同时选择了不同a相含量的试样,系统的完成了常规力学性能与疲劳性能试验,并且研究了组织比例与性能之间的定量关系。其中疲劳试验是模拟螺旋桨在交变应力下的受力状态,采用低周疲劳进行裂纹扩展试验,测得(da/dN)-ΔK曲线,根据裂纹扩展速率da/dN来估算不同a相含量的疲劳裂纹扩展寿命。就所测得的各种性能数据来看,两者之间的定量关系具有明显的变化规律,且表明黄铜ZHMn55-3-1中a相为25%左右,青铜ZQAl12-8-3-2中a相为60%～70%左右,能获得合金最佳的综合性能。     

Ti-6Al-4V合金包覆叠轧薄板的轧制工艺对力学性能的影响

主要研究了包覆叠轧加工及热处理工艺对Ti-6Al-4V合金室温拉伸及疲劳性能的影响规律,用金相显微镜和扫描电镜观察分析了疲劳裂纹的扩展路径及断口形貌.结果表明,在交叉轧制状态下,Ti-6Al-4V合金板材的织构较弱,且该状态下的疲劳性能最好,疲劳裂纹尖端有塑性钝化;而在较低轧制温度和单向轧制状态下,合金板材具有强烈的织构,疲劳裂纹呈快速扩展.     

表面处理对Ti-6-22-22合金高温疲劳寿命的影响

采用喷丸和离子注入对Ti-6-22-22合金机械加工样品进行表面处理,研究表面处理对Ti-6-22-22合金室温和高温疲劳寿命的影响.结果表明,喷丸和离子注入对材料疲劳S-N曲线的影响与实验温度有关.喷丸和离子注入对Ti-6-22-22合金的室温疲劳强度影响较小,400℃时的疲劳强度明显提高.SEM断口分析显示,400℃长寿命疲劳后的表面处理样品裂纹在亚表面萌生.     

螺旋桨用铜合金ZCuAl8Mn14Fe3Ni2的疲劳裂纹扩展特性

采用标准紧凑拉伸CT试样及改进型CT试样,研究了螺旋桨用铜合金ZCuAl8Mn14Fe3Ni2在空气、自来水及3.5%氯化钠水溶液中的疲劳裂纹扩展特性。结果显示:在自来水中,试验材料的疲劳裂纹扩展速率与在空气中的差别不大,表明自来水对试验材料的腐蚀作用不明显;当应力强度因子范围ΔK在(17~32)MPa.m1/2之间变化时,在3.5%氯化钠水溶液中,试验材料的疲劳裂纹扩展速率明显比在空气中时快,表明试验材料同时受到了腐蚀作用,但当应力强度因子范围ΔK大于32MPa.m1/2时,这种腐蚀作用却随着ΔK的增加在逐渐弱化。研究结果为试验材料的工程应用提供了依据。     

温度和应力比对航空铝合金疲劳裂纹扩展规律的影响及其机理

针对7475-T761航空铝合金中心开裂(MT)试样进行了不同温度、不同应力比条件下的一系列疲劳裂纹扩展试验,得到了相应试验条件下的疲劳裂纹扩展数据与规律,讨论了应力比、环境温度对疲劳裂纹扩展行为的影响,并利用扫描电镜(SEM)观测分析了疲劳断口。结果表明:7475-T761铝合金疲劳裂纹扩展速率随应力比、温度的增加而增加;消除裂纹闭合效应影响后,相同温度不同应力比下的da/dN-ΔKeff可由同一拟合公式描述;高温时弹性模量和材料抗拉强度的下降以及裂纹表面氧化导致裂纹扩展速率较快;对比不同条件下稳定扩展区疲劳条带宽度验证了试验分析结论。     

喷射成形GH738合金的疲劳裂纹扩展行为

进行了不同温度、频率和应力比条件下喷射成形GH738合金紧凑拉伸(CT)试样的疲劳裂纹扩展试验,分析了相应条件下的疲劳裂纹扩展速率及其对疲劳裂纹扩展行为的影响规律。结果表明:随着温度的升高,裂纹扩展速率略有加快;加载频率降低,疲劳裂纹扩展加速;裂纹扩展速率da/d N随应力比R的增大而增大。疲劳断口呈现多裂纹源特征,裂纹稳定扩展为疲劳条带机制。     

船用铸造高强度铜合金腐蚀疲劳性能的研究

本文模拟船用螺旋桨的受力状态及工作环境,采用小试样,低应力高周疲劳试验进行裂纹扩展观察,来研究螺旋浆铜合金材料的腐蚀疲劳性能。重点测定裂纹扩展速率dα/dN,并通过dα/dN来估算疲劳裂纹扩展寿命,评定五种铜合金的优劣。同时对比研究了这几种钢合金的化学成分,铸态组织,常规力学性能及腐蚀疲劳性能的内在联系。指出在本实验中满足δ_5≥20％时,随着强度的增高,合金的抗腐蚀疲劳性能提高。提高合金的强度仍是提高螺旋桨使用寿命的主要方法。对同一牌号的黄铜,锌当量的不同对腐蚀疲劳性能有显著的影响,适当控制锌当量即合金组织中α相与β相的比例,也是提高螺旋桨使用寿命的一个途径。     

挤压SiCw／LD2复合材料的疲劳裂纹扩展

本文测量了挤压19％(Vol)SiCw/LD2复合材料疲劳裂纹扩展的门槛值ΔK_(th)和扩展速率da/dN。并在扫描电镜下观察了疲劳断口形貌。结果表明,复合材料在门槛值附近和中速扩展区的疲劳裂纹扩展抗力高于基体材料LD2合金。复合材料纵向试样于170℃时效后的疲劳裂纹扩展抗力高于150℃时效,疲劳裂纹扩展扩展过程包括不在一个面内的微裂纹长大和联接这些微裂纹的(Ⅰ+Ⅱ)复合型裂纹的扩展。与裂纹相垂直的晶须有效地阻碍了微裂纹的长大。     

钛合金环形气瓶耐压强度的计算机模拟

对Ti-3Al-2.5V和β-Ti 2种钛合金环形气瓶进行了耐压计算机模拟,计算了环形气瓶各个部位的应力应变分布和改变气瓶形状时应力应变的变化情况以及环形气瓶失效时的应力.结果表明,选用Ti-3Al-2.5V合金,在施加60 MPa内表面压强的情况下,材料的米塞斯应力为692 MPa,大于其屈服强度,气瓶发生失效;同样条件下选用β-Ti合金时,其米塞斯应力为851 MPa,小于其屈服强度,材料可以安全使用.当在气瓶内表面施加40 MPa的压强,2种材料的最大应力均小于其屈服强度,可以安全使用.对气瓶3个方向的应力计算机模拟表明,气瓶内侧表面处所受拉应力最大,该处最容易首先发生失效.在其它条件不变的情况下,减小气瓶外径,气瓶的内侧表面处应力依然最大,其数值为1320 MPa,远大于直径较大的气瓶.对于Ti-3Al-2.5V环形气瓶,其失效时内表面压强为45 MPa;对于β-Ti合金的环形气瓶,其失效时内表面压强为86 MPa.     

预制疲劳裂纹应力强度因子幅对超高强度钢断裂韧度的影响

采用多试样法对D406A超高强度钢进行了准静态断裂韧度KⅠC试验,分析了不同应力强度因子幅预制疲劳裂纹对疲劳预裂纹扩展周期、疲劳预裂纹扩展速率、试样断口形貌以及最终断裂韧度试验结果的影响。结果表明:疲劳预裂纹扩展周期和扩展速率均与应力强度因子幅呈指数变化规律,断口上的疲劳裂纹间距及最终断裂韧度试验结果均随应力强度因子幅的增大而增大,在材料断裂韧度KⅠC的20%~30%选择最大应力强度因子进行KⅠC试验结果较为稳定。     

GH33A合金在蠕变-疲劳交互作用下的裂纹扩展特性

通过对 GH33A 合金在蠕变与疲劳复合加载条件下的系列试验,发现拉伸保时使蠕变与疲劳发生了交互作用,加快了疲劳裂纹扩展速率,加速裂纹早期进入失稳扩展,大大降低了疲劳寿命。GH33A 合金具有良好的抗蠕变裂纹扩展能力,但疲劳裂纹扩展阻力较低。由此讨论了拉伸保时对裂纹扩展的影响,并对在蠕变-疲劳交互作用下的裂纹扩展模型作了探讨。     

WC_p含量对粉末冶金Cu/WC_p复合材料疲劳裂纹扩展行为的影响

通过粉末冶金热压烧结法制备高压电触头Cu/WC_p颗粒增强复合材料,研究WC_p颗粒含量(15%和3%,体积分数,下同)对Cu/WC_p复合材料的疲劳裂纹扩展行为的影响,并结合SEM进行断口分析;利用原位SEM疲劳裂纹观测系统原位观察微裂纹萌生,分析颗粒对裂纹扩展路径的影响机制。结果表明:在相同应力强度因子幅(△K)下WC_p含量为15%的Cu/WC_p的疲劳裂纹扩展速率大于WC_p含量为3%的复合材料;颗粒含量的增加并没有提高复合材料的裂纹扩展门槛值△K_(th),这主要是因为颗粒和基体的界面属于弱界面;在疲劳过程中颗粒脱粘形成裂纹源,不同脱牯微裂纹连接长大形成主裂纹是Cu/WC_p颗粒增强复合材料的疲劳损伤形式;当主裂纹尖端和颗粒WC_p相互作用时裂纹基本沿着颗粒界面往前扩展;复合材料的断裂模式从WC_p低含量3%时的颗粒脱粘-裂纹在基体里穿晶断裂,过渡为WC_p高含量15%时颗粒脱粘-基体被撕裂为主。