航空铝合金原位腐蚀疲劳性能及断裂机理EI北大核心CSCD

为了研究不同腐蚀条件下2024铝合金的疲劳性能,首先设计搭建原位腐蚀疲劳平台,然后分别进行无腐蚀疲劳、预腐蚀疲劳和原位腐蚀疲劳实验,分析不同腐蚀疲劳条件下2024铝合金的疲劳断裂行为,最后利用扫描电镜(SEM)表征宏、微观断口特征,探究失效机理。结果表明:相同腐蚀环境和时间下,预腐蚀和原位腐蚀疲劳寿命分别为无腐蚀疲劳寿命的92%和42%;在原位腐蚀疲劳条件下,滑移带挤入、挤出导致表面粗糙度增加,吸附较多腐蚀介质,加剧蚀坑演化,易于裂纹萌生并形成多个裂纹源。裂纹的连通形成更大尺寸的损伤,并在材料内部快速扩展。预腐蚀和原位腐蚀疲劳试件断口观察到大量脆性疲劳条带,并且原位腐蚀疲劳条带平均间距约为无腐蚀疲劳条带间距的2倍,说明原位腐蚀疲劳条件下裂纹扩展速率更快。     

模拟海洋和一般大气环境下锈蚀钢材表面形貌差异研究

为了研究海洋和一般大气环境下锈蚀钢材表面形貌的差异,开展了模拟两种环境下钢试件的加速腐蚀试验.采用非接触式三维形貌扫描仪PS50获得锈蚀钢材的表面形貌,并通过编程提取钢材表面的蚀坑参数,包括平均蚀坑深度h、平均蚀坑深宽比Ar、蚀坑密度Pd,以及粗糙度参数如均方根高度Sq、界面扩展面积比Sdr和分形维数D.通过分析以上各参数和测试区域非均匀体积损失率ξs之间的关系,得到了两种环境下锈蚀钢材表面形貌的演化规律及差异.结果表明,与模拟一般大气环境相比,模拟海洋大气环境下的试件具有更小的平均蚀坑深度h和更大的平均蚀坑深宽比Ar,蚀坑形状更加浅而窄;模拟海洋大气环境下试件的粗糙度参数Sq、Sdr和D均大于模拟一般大气环境下的试件,其表面具有更大的高度差异、褶皱面积和更显著的形貌幅值变化;模拟海洋大气环境下试件表面蚀坑分布集中,局部腐蚀更为显著;模拟一般大气环境下试件表面蚀坑分布分散,更偏向全面腐蚀.     

超声深滚处理改善预腐蚀7A52-CZ铝合金疲劳性能机理

研究了超声深滚(UDR)处理对预腐蚀7A52-CZ铝合金疲劳性能的作用.7A52铝合金试样在剥蚀腐蚀溶液中浸泡不同时间后进行了超声深滚处理.分别对未腐蚀试样、腐蚀试样和腐蚀+UDR处理试样进行了疲劳试验,用XRD应力测试和扫描电镜等方法分析了UDR处理前后试样的残余应力和断口形貌,并对疲劳断口进行了分析.结果表明:UDR处理在铝合金中引入超过1mm深的残余压应力层,延长了7A52的预腐蚀疲劳寿命.对于腐蚀较轻的试样,UDR处理使裂纹源在表层下残余压应力和拉应力过渡区产生,延长了疲劳裂纹萌生寿命;对腐蚀较重试样,疲劳裂纹仍从晶间腐蚀处形核,但由于引入残余压应力及腐蚀裂纹的部分愈合效应,仍在很大程度上改善了7A52的预腐蚀疲劳寿命.     

变形镁合金AZ80的腐蚀疲劳机理

根据挤压镁合金AZ80人工时效热处理(T5-177℃,16 h)前后分别在空气和NaCl介质中的疲劳寿命,研究了变形镁合金的腐蚀疲劳机理以及β相在腐蚀疲劳中的作用.结果表明:时效可导致AZ80组织β相体积分数增加、拉伸强度和硬度提高,可明显地提高在低应力水平下的腐蚀疲劳寿命.在空气中,疲劳裂纹萌生于表层和亚表面中的夹杂物;而在腐蚀介质中,腐蚀疲劳微裂纹萌生于试样表面的腐蚀坑,点蚀坑萌生于与β相相邻的α相.疲劳断口可见河流花样、二次裂纹、韧窝,具有解理特征.阳极溶解是挤压镁合金AZ80的腐蚀疲劳机制.     

基于断裂力学的圆钢管混凝土T型焊接节点疲劳寿命预测

该文应用线弹性断裂力学基本原理预测圆钢管混凝土桁架焊接T型节点的疲劳寿命。首先,进行了一些节点的疲劳试验,作为验证节点疲劳寿命预测是否可靠的参考数据;其次,建立了基于断裂力学的疲劳寿命数值模拟的模型和流程框图,采用ANSYS软件编制了APDL宏命令,实现了节点疲劳寿命的计算;最后,分析了节点疲劳裂纹的扩展特性。研究结果表明:断裂力学数值模型能较好地预测这种复杂的钢混组合节点的疲劳寿命;在正常的焊接质量条件下,不同的初始裂纹尺度对节点疲劳扩展寿命的影响不大;裂纹在长度方向的扩展速度大于在深度方向的扩展速度;裂纹深度在达到1/2主管壁厚之前,裂纹沿深度方向的扩展非常缓慢,大部分的疲劳寿命消耗在此阶段,之后裂纹沿深度方向的扩展较快。     

X56海底管道在腐蚀环境下疲劳裂纹扩展过程预测

海底管道浸没在海洋环境中,腐蚀疲劳破坏十分常见,因此为这些管道的剩余疲劳寿命提供一种准确的预测方法至关重要。本工作研究了海浪循环荷载下含裂纹管道的疲劳裂纹扩展行为,提出了一种新的管道寿命预测方法。使用新提出的形状因子处理试验数据获得X56钢的Paris常数,并分析了其在腐蚀环境下的疲劳性能。运用有限元软件模拟管道疲劳裂纹的扩展过程并计算其应力强度因子(Δ~K),随后基于Paris公式对管道的剩余寿命进行预测。结果表明,对于给定的Δ~K,海水中管道的疲劳裂纹扩展速率(da/d N)为空气中的1. 6倍,且随着疲劳裂纹扩展速率的增加,海水对管道腐蚀疲劳的影响逐渐降低。运用新提出的方法预测管道剩余寿命并与足尺寸X56管道疲劳试验结果进行对比,结果表明该方法能够有效地预测管道的疲劳裂纹扩展状态和剩余疲劳寿命。     

预腐蚀结构耐久性分析的概率断裂力学方法

考虑腐蚀环境的影响,建立了预腐蚀后结构耐久性分析的概率断裂力学方法。预腐蚀疲劳是影响飞机结构经济性和安全性的最重要因素,考虑地面停放预腐蚀的影响,建立预腐蚀条件下的相对小裂纹扩展规律,以裂纹萌生寿命(TTCI)服从双参数威布尔分布和对数正态分布为基础,反推得到预腐蚀条件下的当量初始缺陷尺寸分布(EIFSD),从而得到任意时刻裂纹尺寸分布函数,进行损伤度分析和经济寿命预测,并进行了预腐蚀后的某型飞机机翼副梁的经济寿命评定。     

5号汽轮机叶片断裂原因分析

对某热电厂5号汽轮机的断裂叶片进行了宏观形貌、化学成分、金相组织以及扫描电镜形貌和元素成分能谱分析。结果表明,叶片失效性质为腐蚀疲劳断裂;叶片拉筋孔处的点蚀坑是裂纹源;造成叶片发生点蚀的原因是蒸汽中含有的氯、硫等介质。     

核电主管道不锈钢在高温高压水环境下的疲劳裂纹萌生行为

利用腐蚀疲劳测试系统研究了高温高压水环境下两种压水堆核电站一回路主管道用不锈钢的腐蚀疲劳裂纹萌生行为。结果表明,316LN奥氏体不锈钢的裂纹主要在材料表面的驻留滑移带处萌生,少量裂纹在两簇驻留滑移带交界的亚晶界面处。含有少量铁素体的Z3CN20.09M奥氏体不锈钢的疲劳裂纹依次在试样表面的驻留滑移带处、相界处和点蚀坑处萌生,但主要是在驻留滑移带处。通过研究高温高压水环境下氧化膜的组成和腐蚀疲劳试样横截面的形貌,分析了疲劳裂纹在滑移带处萌生的机理。最后对比分析两种不锈钢裂纹萌生机制的异同,并讨论了铁素体对材料腐蚀疲劳性能的影响。     

挤压镁合金AM60的腐蚀疲劳

研究了加载频率、溶液pH值、氯离子浓度和氟化物转化膜等对挤压镁合金AM60疲劳寿命的影响,讨论了疲劳机理及AlMn相的作用.结果表明:在空气中10 Hz以下,疲劳寿命与频率有一定的关系;而在10 Hz以上,疲劳寿命与频率无关.AM60在中性溶液中疲劳寿命最短,在碱性溶液中疲劳寿命最长.氯离子能明显地降低疲劳寿命,含氟转化膜提高腐蚀疲劳寿命的作用不明显.断口分析表明,挤压镁合金AM60疲劳裂纹的形成与AlMn相粒子有关.在空气中,疲劳裂纹源为AlMn相粒子;而在溶液介质中,腐蚀疲劳裂纹萌生于AlMn相粒子周围的点蚀坑.     

应力作用下点蚀损伤发展特点的理论分析

根据现场挂片试验下点蚀发展速度规律和应力对腐蚀电流的加速效应,提出了应力作用下点蚀速度和点蚀坑形状变化规律的微分方程,并通过数值方法进行求解.分析发现,应力作用下腐蚀速度更快;点蚀坑的形状受应力影响,通常在垂直于主应力方向上腐蚀更快,可能逐渐形成垂直于主应力的扁平型点蚀坑甚至发展成为裂纹;应力必须要达到一定数值才会对腐蚀速度有明显的影响,对于304不锈钢半球形点蚀损伤,残余应力达到180 MPa就可能引起点蚀坑迅速发展成裂纹.     

当量加速腐蚀条件下7B04-T6高强度铝合金疲劳裂纹扩展规律研究

基于编制的机场环境加速试验谱,针对关键结构高强度铝合金件进行当量腐蚀试验,在实验室条件下成功地模拟和再现了服役环境条件的腐蚀损伤,借助复型法观测得到了腐蚀损伤的演化规律;通过预腐蚀疲劳试验和疲劳断口扫描电镜定量分析,得到了裂纹长度a与循环次数N数据集,分析了裂纹扩展速率da/d N与应力强度因子幅值ΔK的对应关系,定量表征了不同程度腐蚀损伤对疲劳裂纹扩展行为的影响规律.结果表明,在腐蚀初期,疲劳裂纹扩展过程中有经典的小裂纹扩展阶段;随着腐蚀损伤的加重,小裂纹行为不明显;腐蚀损伤越严重,疲劳裂纹扩展速率越快,结构抗疲劳性能显著退化.     

基于有限元仿真腐蚀疲劳试验方案研究

当前很多研究做了各种有关腐蚀介质对铝合金疲劳寿命影响的试验。发现很多环境都会加速疲劳裂纹的扩展。考虑到腐蚀和疲劳的相互作用影响,两者并不仅仅是简单的先后作用关系,同时目前主流试验方案都有需要完善的方面,因此本课题提出一种优于现存腐蚀研究的试验方案:"腐蚀-腐蚀疲劳循环试验",可以较为全面的实现飞机的飞-续-飞和疲劳预腐蚀同时作用的实际工况,更加完善腐蚀与疲劳的试验方法,并设计一种基于有限元仿真的寿命预测方法。     

预腐蚀铝合金典型螺栓单搭接件疲劳寿命研究

模拟飞机服役环境,对航空LY12 铝合金板材典型螺栓单搭接试验件做了预腐蚀试验,然后通过疲劳试验得到了未腐蚀试验件和预腐蚀后试验件的疲劳寿命。通过对试验件分解检查,分析了腐蚀对航空LY12 铝合金典型螺栓单搭接件的影响。建立了考虑腐蚀影响的基于断裂力学的沉孔螺栓搭接件疲劳寿命计算模型,对预腐蚀搭接件的疲劳寿命进行了计算和分析。结果表明:螺栓孔附近和搭接面腐蚀较表面其他部位严重,腐蚀产物的膨胀作用下产生了“枕垫效应”;计算模型得到的疲劳寿命与试验寿命吻合较好,其中模型1 最大相对误差为36.7%,模型2 的最大相对误差为25.7%。搭接件不同的腐蚀程度要选择不同的计算模型才能得出精确的结果。在分析较严重的腐蚀对搭接件疲劳寿命影响时,应考虑搭接面的多腐蚀损伤。     

检验腐蚀对镍基单晶高温合金高周疲劳性能的影响EI北大核心CSCD

为了研究检验腐蚀对一种镍基单晶高温合金高周疲劳性能的影响,将经过标准热处理的试样置于FeCl 3+HCl+H 2O腐蚀剂中分别腐蚀2次和4次,采用莱卡DCM8共聚焦显微镜和扫描电镜对未腐蚀、2次与4次腐蚀试样的表面形貌进行观察,然后分别测试未腐蚀和4次腐蚀试样760℃与980℃的旋转弯曲疲劳性能。结果表明:未腐蚀试样表面存在纵向且相互平行的由抛光带来的细小抛痕,表面粗糙度低;2次腐蚀后,表面抛痕有所减少,枝晶间区域出现腐蚀坑,表面粗糙度增加;4次腐蚀后,表面抛痕被完全腐蚀掉,腐蚀坑深度和表面粗糙度进一步增加。4次腐蚀会略微降低合金760℃的疲劳性能,但对高应力幅条件下的疲劳寿命影响较大,对低应力幅条件下的疲劳寿命影响较小。4次腐蚀对合金980℃疲劳性能影响很小。     

盐雾预腐蚀对HRB400E抗震钢筋超低周疲劳性能的影响

研究了盐雾预腐蚀对HRB400E钢的超低周疲劳性能影响.用NaC1溶液在盐雾腐蚀箱中对试验钢加速腐蚀30～90 d,然后采用轴向位移控制模拟强震载荷进行超低周疲劳试验,获得载荷随循环周次的变化关系和应变寿命曲线等;最后采用扫描电镜对断口形貌进行观察,分析微观断裂机理.试验结果表明:预腐蚀30、60和90 d的试验钢寿命...     

孔边倒角和预腐蚀作用下航空铝合金疲劳性能及断裂机理研究

基于航空铝合金带孔结构材料在服役过程中常因腐蚀损伤而导致疲劳断裂问题,通过对未腐蚀和预腐蚀24h后的7075铝合金双孔未倒角和双孔倒角试样进行疲劳实验研究,分析腐蚀预损伤和孔边倒角对试件疲劳性能的影响及疲劳断裂特性差异。结果表明:腐蚀预损伤对7075铝合金材料疲劳寿命的影响显著,双孔未倒角和倒角试样预腐蚀24h后试样中值疲劳寿命比未腐蚀试样最大下降了31.74%和26.92%;孔边倒角对材料疲劳寿命有一定的影响,未腐蚀和预腐蚀24h孔边倒角试样中值疲劳寿命比未倒角试样最大下降了28.02%和15.36%,主要原因是由于孔边倒角过程中产生加工刀痕,引入了"预损伤",且倒角后疲劳裂纹萌生位置变多,导致材料发生疲劳断裂的概率变大。     

含腐蚀坑结构损伤演化评估过程

基于有限元理论并结合局部应力应变法, 得到了确定尺寸腐蚀坑底部在疲劳载荷作用下产 生非扩展裂纹的萌生寿命值;采用断裂力学模型 通过求解数值积分和非线性方程,得到了微裂纹 扩展到极限尺寸的寿命值和等效裂纹的尺寸;采 用神经网络技术建立了腐蚀坑尺寸与等效裂纹尺 寸之间的非线性映射关系。     

考虑结构裂纹扩展的振动疲劳寿命计算方法

工程实践中任何结构都存在不同程度的裂纹损伤,振动激励下动响应与疲劳裂纹扩展之间互相耦合,直接影响结构振动疲劳寿命.为了考虑结构振动疲劳耦合效应对疲劳寿命的影响,提出了一种考虑结构裂纹扩展的振动疲劳寿命计算方法.分析时,通过建立若干个含不同长度裂纹的结构有限元模型模拟结构裂纹扩展,采用Paris方程分段计算结构振动疲劳裂纹扩展寿命,通过试验确定的固有频率降变化规律反推结构裂纹萌生寿命,最后累计得到结构疲劳总寿命.结论表明,仿真计算结果与试验结果比较吻合.     

基于遗传规划算法的不同应力比下不同厚度7050铝合金疲劳裂纹扩展寿命预测

针对不同厚度7050铝合金试样进行了不同应力比条件下的一系列疲劳裂纹扩展试验,并运用遗传规划算法对疲劳裂纹扩展寿命进行预测。遗传规划算法是模拟自然界中生物的进化策略,通过交换、突变等遗传操作,搜索目标的最优解。建立7050铝合金疲劳裂纹扩展速率的遗传规划模型,并利用试验数据对模型进行测试,后与其他典型疲劳裂纹扩展模型进行比较。研究结果表明:GP模型预测的7050铝合金疲劳裂纹扩展寿命结果与试验值基本吻合,相对误差小于1.5%,且GP模型预测结果的准确性高于Paris模型和Walker模型。