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危险蚀坑评判及疲劳寿命计算 总被引:1,自引:0,他引:1
通过对在EXCO(exfoliation corrosion)溶液中加速腐蚀不同时间后的LC4CS试件表面腐蚀形貌进行观测,得到不同腐蚀时间下试件表面蚀坑深度及底部曲率半径。通过分析给出张开角的定义,并以此确定危险蚀坑及预测预腐蚀件的疲劳寿命。研究结果表明:张开角可以合理地确定危险蚀坑以及初始裂纹的等效尺寸。通过算例分析,用张开角来确定危险蚀坑可以较好地预测预腐蚀件的疲劳寿命。 相似文献
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基于腐蚀等级的机场环境下航空铝合金材料疲劳性能研究 总被引:1,自引:0,他引:1
通过开展航空LD2铝合金试件的定级加速腐蚀试验和预等级腐蚀疲劳试验,建立该材料腐蚀等级F与其疲劳极限S∞的对应关系函数。在此基础上,以腐蚀等级F相同为腐蚀损伤等效原则,获取机场环境腐蚀与加速环境腐蚀的当量关系系数k,并通过获得的加速腐蚀环境下腐蚀等级F与其疲劳极限S∞的对应关系函数,得到机场环境下航空LD2铝合金材料疲劳极限S∞随其服役日历年限T的对应关系函数。研究发现所建关系函数较为合理准确地反映机场环境下航空LD2铝合金材料疲劳极限S∞随其服役日历年限T的衰减规律,其结果可为飞机结构相关日历寿命评定研究奠定基础。 相似文献
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一种预测蚀坑腐蚀疲劳寿命的概率模型 总被引:2,自引:0,他引:2
蚀坑腐蚀引起的疲劳损伤过程包括七个阶段,蚀坑形成、蚀坑扩展、蚀坑转变为疲劳小裂纹、小裂纹扩展、小裂纹转变为长裂纹、长裂纹扩展和断裂.用一阶可靠性方法(first-order reliability method,FORM)和蒙特卡洛模拟法分别计算铝合金蚀坑腐蚀疲劳寿命,得到疲劳寿命的累积分布函数(cumulative distribution function,CDF),进行概率敏感性分析.同时研究几个随机变量及其变异系数(coefficient of variation,COV)对预测疲劳寿命的影响. 相似文献
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基于飞机服役期间经历“地面腐蚀与空中疲劳”的交替损伤模式,考虑载荷间的相互作用,研究了航空铝合金2A12-T4在预腐蚀与“腐蚀+疲劳”交替模式下疲劳寿命的退化与损伤累积规律。同级加载条件下提出利用腐蚀疲劳耦合损伤指数和迟滞载荷用来描述考虑交替腐蚀疲劳损伤模式,用各级疲劳损伤间的相互影响及腐蚀损伤与疲劳损伤在服役工作期间的耦合作用来描述腐蚀、疲劳间的相互促进、加速劣化的现象。基于损伤力学和非线性累积理论,考虑载腐蚀疲劳耦合指数与迟滞载荷对传统的Miner线性累积损伤理论进行修正。建立了飞机结构材料的寿命计算模型,并将模型计算结果与试验结果进行对比验证。确定了腐蚀实验中的腐蚀耦合损伤,并利用低载锻炼效应理论得出均匀分布的迟滞载荷。计算结果表明,本文提出的寿命计算模型的结果与实验结果比较吻合。 相似文献
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针对航空铝合金材料在服役过程中因恶劣环境而导致材料腐蚀的问题,通过分析腐蚀形貌、腐蚀坑开口面积、腐蚀深度、点腐蚀坑数量、pH值、腐蚀产物等变化,研究2xxx航空铝合金在不同腐蚀环境(3.5%NaCl水溶液、模拟油箱积水溶液和潮湿空气)中的腐蚀行为和机理。结果表明,在3.5%NaCl水溶液中,铝合金试样表面腐蚀坑的产生主要发生在前24h内,其最大腐蚀坑深约为45μm,而在72~120h,
随预腐蚀时间的延长,腐蚀坑深度、个数的增加并不明显;铝合金试样在模拟油箱积水环境中的腐蚀规律与在3.5%NaCl水溶液中的相似,但腐蚀坑最大开口面积和腐蚀坑的个数明显减少;与前两种环境相比,试样在潮湿空气环境中的腐蚀程度明显减小,腐蚀坑总体个数最少,最大腐蚀坑深约在20μm以内,最大开口面积约在5000μm2左右,且随着腐蚀时间的增长,腐蚀坑之间的深度差距越来越小。 相似文献
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基于皮劳额定值DFR与大气暴露时间T之间的关系式推导出了环境腐蚀造成的结构波劳寿命与日历使用寿命之间的关系式,从而给出了结合线笥螺积损伤理论的一种考虑环境蚀效应影响的飞机结构日历使用寿命的估算方法。 相似文献
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研究了腐蚀特别是点腐蚀过程产生声发射(AE)的源机制及AE信号特点,推导了AE信号幅度与腐蚀深度及频率的关系,并说明该关系对利用AE技术监测腐蚀损伤的意义。论述了利用模态声发射(MAE)技术识别腐蚀AE信号的理论根据,介绍了利用MAE技术对飞机主结构件日历损伤进行评估的方法。基于试验获得的航空用铝合金材料在加速腐蚀过程中的声发射信号与腐蚀损伤的关系对研究材料损伤程度与声发射强度之间的内在联系有重要意义。试验表明,腐蚀能远在被肉眼发现之前即可很方便地用AE仪器检测,利用AE技术探测早期腐蚀、研究腐蚀发展规律、监测和评估腐蚀损伤具有极其良好的应用前景。 相似文献
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腐蚀对新型高强度铝合金疲劳裂纹萌生机制及扩展行为的作用 总被引:6,自引:0,他引:6
根据编制的某机场环境加速试验谱,通过腐蚀试验模拟飞机服役过程中遭受的潮湿空气、盐雾、二氧化硫、酸雨和干/湿交变等严酷条件的侵蚀作用,采用飞机主承力结构新型高强度铝合金7B04-T74,制备单边缺口拉伸(Single edge notch tension, SENT)试样进行预腐蚀和疲劳试验,分析不同程度腐蚀损伤对疲劳裂纹萌生、裂纹扩展行为和疲劳寿命的影响,揭示腐蚀对裂纹萌生及扩展行为的作用机理。结果表明,在腐蚀初期,疲劳裂纹萌生源主要为单个蚀孔,裂纹扩展路径较为平直;随着腐蚀程度的加重,在多个蚀孔处同时萌生多条小疲劳裂纹,萌生疲劳裂纹的蚀孔具有隧道效应,扩展路径不规则,形成“之”字形裂纹;疲劳裂纹萌生机制是材料第二相与腐蚀损伤之间相互竞争的结果;腐蚀导致疲劳寿命显著降低,尤其是裂纹萌生寿命,腐蚀12年试验件裂纹萌生寿命仅为未腐蚀试验件裂纹萌生寿命的2.2%。 相似文献
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腐蚀坑应力集中系数影响分析 总被引:1,自引:0,他引:1
利用KH-7700型三维显微镜对经过预腐蚀的6151/T6铝合金材料的腐蚀坑三维形貌进行测量分析,发现可以将腐蚀坑近似为规则的半椭球体。对不同加速腐蚀时间的腐蚀坑测量数据统计分析,得到腐蚀坑的三维尺寸比值一般不超过4,极少达到10。基于ABAQUS6.10有限元软件,对含不同形貌、不同位置腐蚀坑的试验件进行应力集中系数分析发现,不同形貌的腐蚀坑随着b/c的增大,应力集中系数逐渐变小,而a/c增大,应力集中系数逐渐变大;对于同一腐蚀坑,试验件在不同位置引起的应力集中,其影响变化不大,大约在5%以内。 相似文献
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In present study, effects of thermal aging and triaxial stress were investigated in terms of primary water stress corrosion cracking susceptibility. The thermal aging was applied via heat treatment at 400°C and triaxial stress was applied via notched tensile test specimen. The crack initiation time of each specimen were then measured by direct current potential drop method during slow strain rate test at primary water environment. Alloys with 10 years thermal aging exhibited the highest susceptibility to stress corrosion cracking and asreceived specimen shows lowest susceptibility. The trend was different with triaxial stress applied; 20 years thermal aging specimen shows highest susceptibility and as-received specimen shows lowest. It would be owing to change of precipitate morphology during thermal aging and different activated slip system in triaxial stress state. 相似文献