腐蚀预损伤铝合金的疲劳行为研究进展

腐蚀损伤是老龄飞机所面临的一个关键问题,是引发裂纹萌生、扩展并导致飞机结构失效的重要原因,对铝合金的疲劳寿命起决定性作用;腐蚀预损伤如何影响铝合金的疲劳行为是建立含腐蚀损伤铝合金疲劳寿命预测方法的基础,是近年来航空界疲劳断裂领域研究的热点和难点.综述了近年来国内外关于腐蚀预损伤铝合金,尤其是在点蚀情况下的疲劳裂纹萌生和...     

预腐蚀铝合金贯穿疲劳裂纹扩展行为的统一表征模型

在环境腐蚀损伤以及疲劳载荷的联合作用下,铝合金结构更容易萌生裂纹,威胁结构安全。腐蚀疲劳短裂纹扩展行为与长裂纹扩展行为差别很大,而且往往短裂纹阶段占据构件疲劳寿命的90%以上。通过对线弹性裂纹扩展模型进行修正,得到了预腐蚀弹塑性裂纹扩展表征模型,并对LD2铝合金进行预腐蚀疲劳验证性试验。结果表明,改进后的模型能够统一地表征预腐蚀弹塑性短裂纹和线弹性长裂纹的扩展行为,对于铝合金构件的腐蚀疲劳寿命预测和损伤容限评估具有重要的参考价值。     

定向凝固DZ4合金的低周疲劳与断裂行为研究

对定向凝固DZ4合金760℃和800℃下的低周疲劳行为进行了研究,并结合断口观察,对其疲劳裂纹的萌生与扩展进行了分析.结果表明,DZ4合金760℃和800℃下的低周疲劳属应力疲劳,其损伤以弹性损伤为主,弹性损伤与疲劳寿命具有很好的相关性.定向凝固DZ4合金高寿命低周疲劳裂纹易于萌生于试样内部或亚表面的柱状晶界.其疲劳裂纹的稳定扩展也较难形成典型的疲劳条带.     

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。     

含点蚀铝合金的疲劳寿命预测技术研究进展

腐蚀损伤是老龄飞机所面临的一个关键问题,尤其是点蚀坑,是引发裂纹萌生、扩展并导致飞机结构失效的一个重要原因。进行含点蚀损伤铝合金的疲劳寿命预测是充分发挥老龄飞机的潜力,使之继续安全、有效服役的关键。综述了近年来国内外进行含点蚀损伤铝合金疲劳寿命预测的研究现状和取得的主要研究成果,重点介绍了基于断裂力学方法的主要分析模型和所采用的关键技术,并对今后该领域的研究方向提出了几点建议。     

结构疲劳裂纹扩展寿命的区间预测北大核心

针对结构疲劳裂纹扩展寿命预测中参数不确定性会导致结构裂纹扩展寿命偏差较大的问题,在分析过程中考虑结构材料特性、载荷和裂纹尺寸等的不确定性,将影响结构疲劳裂纹扩展寿命的不确定性参数视为区间变量,给出了疲劳裂纹开始扩展的区间条件;以Paris公式恒幅载荷疲劳裂纹扩展寿命计算公式为基础,提出了恒幅载荷和变幅载荷作用下结构疲劳裂纹扩展寿命预测的区间模型,并且给出了该区间模型求解的优化方法。通过工程实例计算,表明该方法是可行、有效和简便的,它可以作为结构疲劳裂纹扩展寿命预测的一种新方法。     

基于Tanaka-Mura位错模型的疲劳裂纹萌生寿命预测

为了准确预测材料的疲劳寿命,提高结构疲劳寿命预测精度,对ABAQUS有限元数值模拟预测试样疲劳寿命的方法进行了研究. 基于Tanaka-Mura位错理论,利用python语言对ABAQUS进行二次开发,模拟预测了S960QL马氏体钢和Ti₂AlNb钛合金接头各区域疲劳裂纹萌生寿命. 利用泰森多边形法生成了晶体特征单元建立了微观子模型,考虑了体心立方结构相互垂直的两条滑移带作为潜在的裂纹萌生位置,并对具有相同取向的多条平行滑移带都进行了模拟计算. 通过计算得到的裂纹扩展速率变化,给出了裂纹萌生阶段过渡到裂纹扩展阶段的临界点处的裂纹萌生寿命. 模拟结果表明,除焊缝柱状晶组织外裂纹萌生寿命与试验数据吻合良好.     

电磁胀形对5052铝合金疲劳行为的影响（英文）

为了研究电磁胀形技术对铝合金疲劳行为的影响,对电磁胀形后的5052铝合金样件进行疲劳试验研究。疲劳应力-寿命曲线结果表明,相对于原始试样,电磁胀形后的疲劳试样疲劳强度有显著增加。采用扫描电子显微镜对断口形貌进行分析,结果表明,两种条件下,疲劳裂纹都萌生于存在应力集中的边角处,随着裂纹扩展都出现了典型的疲劳辉纹和韧窝结构。对比不同位置的疲劳辉纹宽度并计算裂纹扩展速率,由此得到的裂纹扩展速率曲线表明电磁胀形后试样疲劳裂纹扩展速率降低。理论分析表明疲劳强度的提高主要归因于电磁胀形引起的应变硬化和位错密度增加对裂纹尖端的屏蔽效应。     

结合S-N曲线和断裂力学的焊接结构疲劳寿命分析

针对焊接结构的疲劳裂纹演化过程,将焊接结构的疲劳寿命定义为裂纹萌生寿命N_i和裂纹扩展寿命N_p之和,提出一种结合S-N曲线和断裂力学理论的疲劳寿命分析方法.采用等效结构应力法和99%下限主S-N曲线计算焊接结构的裂纹萌生寿命,并将这一阶段结束时的裂纹看作为半椭圆表面裂纹.采用Paris裂纹扩展模型和半椭圆表面裂纹应力强度因子ΔK计算裂纹扩展寿命N_p.参照某起重机走行梁的疲劳试验结果进行对比和验证研究.结果表明,等效结构应力可以较好地表征复杂焊接结构的裂纹萌生特性,结合S-N曲线和断裂力学的疲劳寿命计算结果与试验结果具有较好的一致性.     

典型飞机结构腐蚀损伤模拟件修理前后疲劳寿命研究

采用加速腐蚀试验与疲劳试验相结合的方法,对典型飞机腐蚀失效关键结构模拟件腐蚀修理前后的疲劳寿命进行了研究。结果表明,与未腐蚀状态相比,含腐蚀损伤模拟件的疲劳寿命均值和95%置信度下的单侧置信下限分别降低16.9%和47.4%,经过腐蚀修理后其疲劳寿命均值和95%置信度下限的单侧置信分别下降21.4%和28.9%。含腐蚀损伤模拟件的疲劳寿命分散性显著增大,但经过修理后疲劳寿命分散性得到明显改善。     

Q960E热影响粗晶区疲劳寿命与ΔKth值的关系分析

基于模拟焊接热循环试验及疲劳裂纹扩展试验,对动载结构用高强钢Q960E热影响粗晶区进行了多种应力幅值作用下的疲劳寿命研究.通过得到Paris方程建立了不同焊接热模拟工艺下疲劳裂纹扩展门槛值（ΔK_th）随不同交变载荷下疲劳寿命值的近似线性关系.利用场发射扫描电镜中背散射衍射功能（EBSD）对疲劳裂纹扩展试样中的裂纹尖端进行了晶体学取向分析及扩展机制讨论.结果表明,在应力幅值ΔP固化后,疲劳寿命N随ΔK_th的增大而增加,其延寿微观机理在于组织中的亚结构取向存在差异,所形成的大角度晶界（≥15°）可有效迫使裂纹转向,从而提高材料的疲劳寿命.     

LY12CZ铝合金腐蚀疲劳研究进展

综述了LY12CZ铝合金腐蚀疲劳机制及影响疲劳裂纹扩展的因素,探讨了采用加速腐蚀当量折算谱模拟日历腐蚀环境对飞机结构主体材料LY12CZ先做加速腐蚀再进行疲劳试验的方法;并介绍了该方法在计算飞机日历寿命上的最新研究进展和未来的发展方向.      

超高周疲劳寿命预测方法探讨

分析了金属材料超高周疲劳断口形貌特征,介绍了基于Paris公式的裂纹扩展寿命预测模型和基于位错理论的疲劳裂纹萌生寿命预测模型,并结合前期有关金属材料超高周疲劳行为的试验数据,对2种预测模型的误差进行分析。结果表明,基于位错理论的寿命预测模型较为准确;而基于Paris公式的裂纹扩展寿命预测模型,其预测精度随着疲劳寿命的增加而降低,即材料组织缺陷萌生成为疲劳裂纹阶段占据疲劳寿命的绝大部分。在此基础上,提出了超高周疲劳寿命预测的研究方向:疲劳裂纹的萌生机制,特别是裂纹源表面萌生和内部萌生的竞争性机制;建立大样本数据,结合统计学方法,以工程构件的服役安全性和可靠性为基础,精确评价超高周疲劳寿命。     

划痕损伤对含铆钉孔2198-T8铝锂合金疲劳性能的影响

针对飞机蒙皮搭接处的划痕损伤问题,研究了含划痕缺陷的含铆钉孔2198-T8铝锂合金板材的疲劳性能。首先,利用Abaqus有限元仿真软件,通过正交试验法确定了划痕关键影响参数,优化了疲劳试验方案。其次,预制了9类划痕损伤试样,分析了划痕参数对其疲劳性能的影响,并结合数字图像相关技术对裂纹扩展路径进行了讨论。最后,利用体视显微镜及扫描电子显微镜对断口进行了表征并分析了疲劳断裂机理。结果表明,划痕尖端角度θ对力学性能影响最小;划痕深度D是影响疲劳性能的主要因素。在D=0.8 mm、c=72 mm、θ=45°的损伤条件下,疲劳寿命下降至1795次,较无损试样下降97.66%。当D>D_s=0.15 mm时,断裂位置由铆钉孔截面转移至划痕截面,且断裂模式由单一疲劳源扩展的韧性断裂转变为多疲劳源放射状扩展的准解理断裂。     

高速缓冲液压缸内表面裂纹扩展特性研究

由于制造缺陷、疲劳及腐蚀等原因,缓冲液压缸在服役过程中内壁会产生轴向裂纹,严重影响液压缸的结构强度、缓冲性能和使用寿命。通过AMESim液压仿真平台建立缓冲系统模型来模拟实际工况,将缓冲油压作为有限元分析的初始载荷,建立缓冲缸有限元模型和裂纹扩展模型,研究不同初始裂纹形状、裂纹位置对疲劳寿命的影响,并分析裂纹前缘动态应力强度因子和裂纹形貌的变化。结果表明：无缺陷的油缸完全能承受缓冲压力;裂纹初始长度一定时,随着深长比增大,裂纹前缘应力强度因子会整体增大,裂纹扩展速度加快;不同深长比的初始裂纹经过多次循环载荷后都更倾向于在长度方向快速扩展;缸体内不同位置的裂纹疲劳寿命存在较大差异,在壁厚较小的边角位置,疲劳裂纹扩展寿命最短。     

拉保持对316L奥氏体不锈钢焊接接头低周疲劳循环应力响应及损伤机制的影响

在873 K温度下对316L奥氏体不锈钢母材和焊缝分别进行连续和拉保持低周疲劳试验,使用光学显微镜(OM)和透射电镜(TEM)对试样位错微观结构和裂纹扩展形貌进行观察,分析拉保持对母材和焊缝低周疲劳循环应力响应及损伤机制的影响.结果表明,母材在连续和拉保持低周疲劳试验初期都发生循环硬化,焊缝在连续低周疲劳试验中发生连续循环软化,而在拉保持试验后期则出现明显循环稳定阶段;母材和焊缝试样拉保持低周疲劳寿命低于其连续低周疲劳寿命;母材和焊缝在连续低周疲劳试验中裂纹主要以穿晶方式扩展,而在拉保持试验中焊缝是以沿晶或混合方式扩展.     

一种新型粉末高温合金的低周疲劳行为与寿命预测模型分析

对一种新型第3代粉末高温合金A3在700℃、应变范围0.6%～1.4%试验条件下的低周疲劳性能进行了研究,分析了材料的循环滞后回线、Massing特性、循环应力应变响应、应变-寿命关系等特性。采用Manson-Coffin模型、拉伸滞回能模型、三参数能量模型对疲劳寿命数据进行拟合预测,结果表明Manson-Coffin模型的寿命预测精度最高,在3倍分散带以内。用扫描电子显微镜对疲劳源区观察,结果表明:低应变时疲劳源数量上呈现单源,高应变时呈多源特征;随应变量增大,疲劳源位置趋向于试样表面,裂纹扩展区面积减小,瞬断区面积增大。疲劳断口典型的3个区域观察结果表明:疲劳源四周存在较多河流状线,其为裂纹扩展方向,裂纹扩展区存在较多二次裂纹,瞬断区出现韧窝与解理断裂特征。A3合金的断裂模式主要为穿晶断裂。     

加速预腐蚀与疲劳试验估算飞机结构日历寿命的新方法

提出估算日历寿命的一种新方法—线性累积破坏率准则法,其物理意义明确,简单明了.飞机机体的损伤模式描述为疲劳损伤和预腐蚀疲劳损伤,并将飞机结构的日历寿命定义为地面停放日历寿命和飞行日历寿命之和.选取破坏率为损伤参量,在环境腐蚀当量关系加速预腐蚀疲劳试验的基础上,通过疲劳寿命分布形式和概率密度函数求出破坏率来估算预腐蚀环境下的日历寿命.利用一组预腐蚀与疲劳试验数据对该方法进行了验证.     

某型飞机疲劳试验中的损伤特点分析

对某型民用飞机全机疲劳试验中,通过实施无损检测而发现的损伤,从损伤类型、损伤出现部位及部分裂纹的扩展进行分析,总结了该飞机的结构薄弱部位及危险裂纹扩展规律,为此类飞机无损检测检测及维修提供一定的参考依据。     

蠕变疲劳交互作用下裂纹萌生的有限元模拟

通过结合初始应力应变场与连续损伤力学理论以及单元失效和裂纹萌生准则,构建了蠕变-疲劳交互作用下裂纹萌生的预测模型,将模型编写为UMAT耦合到ABAQUS有限元分析软件中,实现了初始无缺陷结构蠕变-疲劳交互作用下裂纹萌生的有限元模拟,并分析了影响裂纹萌生寿命的因素.通过与线性累计损伤理论对比发现,裂纹萌生位置蠕变损伤和疲劳损伤具有相互促进作用,蠕变疲劳的交互作用使裂纹萌生寿命减小;蠕变和疲劳载荷加载顺序对损伤的累积具有很大影响,模拟发现承受蠕变载荷的结构在承受后续循环载荷下总损伤值更大,裂纹萌生寿命更短.