共查询到20条相似文献,搜索用时 31 毫秒
1.
2.
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
3.
4.
5.
借助腐蚀环境谱与疲劳载荷谱交替作用来模拟沿海飞机停放-飞行-停放过程。以飞机梁结构连接件的下壁板为主要研究对象,采用标记载荷法和详细目视检测法监测其裂纹的扩展状况,并采用GE5显微镜观测断口形貌。分析了腐蚀环境对梁结构连接件疲劳寿命与裂纹扩展的影响。试验结果表明:在形成穿透裂纹的初始阶段,试验件受到表面的防护漆以及连接处的密封胶保护,腐蚀环境在该阶段对梁结构连接件的疲劳寿命影响不明显,与非腐蚀试验相比, 该阶段的寿命仅缩短了5.5%;在穿透裂纹的扩展阶段,腐蚀环境加速了穿透裂纹的扩展过程,同时还加剧了穿透裂纹扩展过程的分散性,与非腐蚀试验相比,穿透裂纹的扩展寿命缩短了23.1%。 相似文献
6.
对含预制裂纹的2A12铝合金板进行搅拌摩擦修复试验,并对修复后的试样进行热处理。对修复试样与修复后热处理试样分别进行疲劳寿命与裂纹扩展试验,研究其疲劳性能的变化。结果表明:热处理可使修复试样疲劳寿命延长34.79%,修复试样与修复后热处理试样分别达到母材寿命的36.98%和49.89%,裂纹扩展速率均比母材的快,但修复后热处理试样裂纹扩展速率较修复试样低。疲劳断口显示,母材裂纹源多萌生于表面或亚表面夹杂相,修复试样与修复后热处理试样裂纹源多萌生于修复区和母材的界面,且裂纹源通常不止一处。稳定扩展区修复试样的修复区没有河流花样的解理面,而热处理后试样出现与母材类似的致密紧凑疲劳条带。修复试样瞬断区中由大量细小的等轴韧窝组成,而修复后热处理试样韧窝大小不等,但分布均匀。 相似文献
7.
针对沿海地区飞机服役过程中的疲劳失效问题,利用自行开发的腐蚀装置对7075铝合金进行未腐蚀和3.5%NaCl盐雾原位腐蚀条件下,等效应力分别为200 MPa、250 MPa和300 MPa时的多轴疲劳试验。结合循环曲线和断口形貌对未腐蚀和原位腐蚀条件下的多轴疲劳失效机理进行对比分析,并提出改进的Manson-Coffin-Basquin(MCB)准则进行寿命预测。结果表明,随着等效应力的增大,7075铝合金未腐蚀和原位腐蚀条件下多轴疲劳寿命均下降;等效应力相同时,相对于未腐蚀试样,原位腐蚀试样的多轴疲劳寿命显著缩短,轴向和扭向滞回线的面积均不同程度增大;200 MPa等效应力条件下,试样多轴疲劳寿命在未腐蚀条件下为99 675周次,原位腐蚀条件下下降至55 284周次;未腐蚀和原位腐蚀条件下,裂纹源均出现在外表面,原位腐蚀试样扩展区有盐粒出现;修正的MCB准则引入加载条件和环境因素,得到了良好的预测效果,寿命预测值均位于两倍分散带内。 相似文献
8.
9.
10.
11.
12.
LY12CZ铝合金在人工海水中的腐蚀疲劳裂纹扩展行为 总被引:1,自引:0,他引:1
采用腐蚀疲劳试验方法,研究了LY12CZ铝合金在人工海水(3.5%Na Cl溶液)中腐蚀疲劳裂纹的扩展规律,分析了载荷频率、应力比以及人工海水p H对裂纹扩展速率的影响,并借助扫描电镜对其断口形貌进行了观察。结果表明:随载荷频率、人工海水p H的降低,腐蚀疲劳裂纹扩展速率会显著加快,应力比则主要影响腐蚀疲劳近门槛值区的裂纹扩展;在中性人工海水中阳极溶解对裂纹加速扩展起主导作用;随人工海水p H的降低,裂尖氢置换反应加剧,裂尖材料氢损伤对裂纹扩展的加速效应逐渐显现。 相似文献
13.
《机械工程材料》2016,(9)
为研究残余热应力对复合材料双面胶接修复损伤金属结构疲劳寿命的影响,利用T300/E51复合材料补片对含中心裂纹的LY12CZ铝合金板进行双面胶接修复,研究了修复结构的疲劳寿命,并通过断口分析反推出了疲劳裂纹的扩展情况;利用Abaqus软件建立了考虑残余热应力的修复结构的三维有限元模型,分别计算了应力强度因子随裂纹长度的变化关系,并利用二次多项式拟合得到了应力强度因子幅值与裂纹长度的关系式;最后,利用Pairs公式材料常数修正法,对修复结构的疲劳寿命进行了预测。结果表明:在相同的疲劳载荷条件下,裂纹板修复结构的疲劳寿命约为未修复裂纹板的23倍;残余热应力会增加裂纹尖端的应力强度因子;有限元模拟的裂纹板修复结构的疲劳寿命与试验结果吻合较好,相对误差为3.7%。 相似文献
14.
通过有限元软件建立受电弓三维有限元模型,结合断裂分析软件Franc3D研究受电弓上框架尾部疲劳裂纹的扩展特性,并对常温、大气环境以及腐蚀环境下疲劳裂纹扩展寿命进行预测.结果 表明:当受电弓上框架尾部已产生2 mm的表面裂纹时,继续扩展至表面长度约为15 mm时将会穿透管壁;对于常温、大气环境,疲劳裂纹从2 mm的表面裂纹扩展为50 mm的穿透裂纹所对应的运行里程约为24万公里;在腐蚀环境下,表面裂纹扩展至相同长度对应的运行里程约为3.19万公里. 相似文献
15.
16.
腐蚀结构损伤评估方法 总被引:2,自引:0,他引:2
针对腐蚀环境下老龄化飞机结构表面存在广布随机的腐蚀坑,而使其强度降低这一问题,先采用有限元方法并结合仿真软件ANSYS的参数化分析语言APDL,得到不同形状腐蚀坑底部的有效应力集中系数,然后结合局部应力应变法求解各个腐蚀坑底部在疲劳载荷作用下产生初始裂纹的萌生寿命值,再通过蒙特卡罗方法求解数值积分和非线性方程,得到和腐蚀坑具有相同寿命等效裂纹的尺寸,最后采用神经网络技术建立腐蚀坑各种几何尺寸与等效裂纹深度间的多变量非线性映射关系.为工程实践中用广布裂纹方法处理含随机分布腐蚀坑的老龄化结构提供可能. 相似文献
17.
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
18.
19.
在实验室空气和潮湿空气环境下,对预腐蚀2XXX系铝合金光滑试样(Kt=1)和缺口试样(Kt=3)进行疲劳试验,并用单侧容限因数法对疲劳寿命进行估算,得到了两种试样在两种空气环境下的中值疲劳寿命和99%可靠度、95%置信度水平上的疲劳寿命。结果表明:潮湿空气环境降低了预腐蚀2XXX系铝合金的疲劳性能;光滑试样的疲劳寿命数据比较分散,且应力水平越低越分散;缺口试样的疲劳寿命数据比较集中;潮湿空气环境下疲劳寿命较低的原因是铝合金表面的薄水膜加速了裂纹的扩展以及原子氢引起的局部损伤。 相似文献
20.
不同断口定量分析疲劳寿命模型应用对比 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了金属结构材料断口定量分析疲劳寿命模型,即Paris公式、梯形法及断口宏观特征模型的应用条件和范围;利用Paris公式和梯形法对7B04铝合金和TA15钛合金疲劳试样断口进行疲劳扩展寿命定量分析,通过对两种方法计算结果的比较,并结合梯形法的本质,提出了对梯形法修正的前提和具体修正方法,即当裂纹开始扩展尺寸(a0)大于第一个测量点的裂纹长度(a1)或a0与a1非常接近时,可不对梯形法进行修正,当a0小于a1时,则计算疲劳扩展寿命时需对梯形法进行修正,此时梯形法公式中不除2;第一个测量点值后的算法保持不变;用修正后的梯形法计算的疲劳扩展寿命表明了修正方法的合理性. 相似文献