激光冲击TC17钛合金疲劳裂纹扩展试验

为研究激光冲击强化对钛合金试件疲劳性能的影响,在标准试件的裂纹扩展路径上设计了全强化和间隔强化两种不同的强化方案,研究激光冲击强化对试件疲劳寿命和裂纹稳定扩展时速率的影响规律,利用有限元数值模拟和X射线残余应力测试获得了试件的残余应力场分布状态,并对比分析了试件的断口形貌和微观组织特征。结果表明:相比于未强化试件,激光冲击强化后试件的平均疲劳寿命分别提高了2.14倍和1.90倍,两种不同的冲击强化方法分别降低钛合金试件的裂纹扩展速率24%和15%。间隔强化后试件表面产生-512 MPa的最大残余压应力,裂纹扩展的C′值为-7.3,m值为2.6,而强化间隔区引入最大值为82.4 MPa的残余拉应力,裂纹扩展速率急剧升高,C′值减小至-13.6,m值为8.0。当裂纹扩展到强化区时,扩展速率再次降低,激光冲击强化对TC17钛合金疲劳裂纹扩展有显著的抑制作用。     

激光冲击强化前处理对AISI9310齿轮钢低温渗碳的影响*

AISI 9310 钢是一种高强度渗碳齿轮钢,具有较好的韧性。服役过程中,齿面极易发生磨损和接触疲劳失效损伤。为有效改善 9310 齿轮钢的耐磨损和抗接触疲劳性能,实现磨损和接触疲劳性能协同强化,提出采用激光冲击（LSP）+渗碳（LC） 复合强化的技术思路,采用激光冲击强化技术对 AISI 9310 钢基体进行前处理,再对其开展低温渗碳热处理。为进一步研究 LSP 和 LC 对 9310 齿轮钢微观组织形貌的影响规律,利用光学显微镜、扫描电子显微镜和电子背散射衍射表征渗碳层微观组织形貌和截面方向的晶体学特征,并对试件截面方向的硬度进行考核。研究结果表明,AISI 9310 钢的渗碳层厚度约为 14 μm, 最大硬度约为 305.67 HV,硬化层厚度约 300 μm;LSP 前处理后,渗碳层厚度提升到 23 μm,最大硬度提升到 328.87HV,硬化层厚度提升到约 700 μm。对比发现,LSP 前处理分别可将 9310 钢低温渗碳层厚度提升 64.3%,渗碳层硬度提升 23.17 HV, 硬化层深度提升 133%。这主要是低温渗碳对 9310 钢的 Kernel 平均取向差（KAM）和小角度晶界影响较小,但是 LSP 前处理可引入塑性变形并提升小角度晶界比例,有助于碳元素扩散,促进 9310 钢低温渗碳行为,提升渗碳层厚度、硬化层硬度和厚度。初步解决了 LSP 前处理诱导微观组织缺陷促进碳元素扩散的问题,可为 LSP 复合强化提升航空齿轮关键部件服役寿命提供技术支撑。     

非线性消噪的LP方法在振动信号分析中的应用

采用局部投影(LP)方法对测量数据进行消噪处理，对被噪声污染的Henon映射数据进行了消噪前后的一致性检验，计算其消噪前后的关联维数。结果表明，该方法能较好地再现被污染信号的非线性特征，提高依据非线性特征进行发动机振动故障的分类和诊断的可靠性。     

激光冲击强化对镍基高温合金疲劳寿命的影响

对镍基高温合金(GH742)试件进行激光冲击强化处理,测量了合金在处理前后试样表面的残余应力、疲劳寿命,观察了表面金相组织。结果表明,激光冲击凹坑处的残余应力高达-910～-1160MPa;金相分析显示激光冲击强化使材料内部晶粒细化;激光冲击强化能提高GH742材料试件的疲劳寿命1.5～4倍。     

航空发动机部件激光冲击强化研究进展与展望

航空发动机部件服役环境恶劣、工作载荷复杂,容易发生高周疲劳断裂,严重影响发动机安全可靠性.激光冲击强化是一种新兴的表面塑性强化技术,可通过残余压应力预制和微观组织改善显著提升金属材料高周疲劳性能,已在航空发动机部件生产和修理中实现了批量化应用.将深入讨论风扇/压气机叶片、涡轮叶片、涡轮盘、机匣、作动筒、导管、齿轮等部件...     

某飞机地面压力加油接头舱的优化设计

采用优化设计的方法对某飞机加装地面压力加油系统的加油接头舱进行设计。在考虑结构的强度、刚度和方便可操纵性 ,并尽量使结构外露部分美观的基础上 ,建立该设计优化的数学模型。以参数型惩罚函数形成增广的目标函数 ,然后以鲍威尔法为基本的优化方法进行了优化设计 ,得到了加油接头舱的优化设计参数。优化结果在实际改装中得到了运用     

感应加热对激光增材修复高温合金DZ125L组织和力学性能的影响

通过研究感应加热条件下激光增材修复高温合金DZ125L的组织和显微硬度分布规律,揭示了感应加热对高温合金修复层附近组织与性能的调控机制.结果表明,与无感应加热样品相比,1 000℃感应加热可以有效降低温度梯度,进而导致修复层枝晶间距由3.8 μm增加到7.2 μm,γ'强化相尺寸从19.8 nm增加到74.0 nm,热...     

渗铝工艺对激光冲击强化效果影响

为了研究高、低温两种渗铝工艺对激光冲击强化效果的影响,对1Cr11Ni2W2MoV和K417两种材料制成的试片分4种状态(表面抛光、渗铝、渗铝+激光冲击强化、激光冲击强化+渗铝)分别进行了振动疲劳对比试验,得到了"渗铝"、"渗铝+激光冲击强化"和"激光冲击强化+渗铝"等三种工艺对材料抗疲劳性能的影响,初步分析了相关机理。结果表明"激光冲击强化+渗铝"工艺在工程应用中具有可行性和优越性。     

恒定动能Si3N4颗粒重复冲击不同厚度TiN/Ti涂层损伤特征对比分析

目的 研究砂粒冲击航空发动机压气机叶片不同厚度的TiN/Ti硬质涂层损伤特征与机理。方法 采用Si3N4硬质球恒定动能垂直重复冲击试验方法,研究厚度对TiN/Ti涂层冲击损伤的影响。通过对比涂层动力学响应、能量吸收率、冲击坑点轮廓、H3/E2值和损伤形貌,分析不同厚度涂层的冲击坑点损伤特征。利用ABAQUS软件仿真获得垂直冲击下涂层的应力分布。结果 在调制比为9∶1的两层TiN/Ti涂层中,厚度为25 μm的涂层坑点直径最大,达到382.49 μm,比坑点直径最小的涂层（20 μm）大了24.8%;厚度为25 μm的涂层坑点最深,达到8.17 μm,比坑点最浅的涂层（15 μm）大了49.9%;厚度为5 μm涂层的接触力峰值最大,为161.4 N,比接触力峰值最小的涂层（20 μm）大了26.1%。随着涂层厚度的增加,涂层的抗冲击能力先增加后减小,厚度为20 μm的涂层抗冲击能力最好。冲击坑点损伤特征有三种：中心区与过渡区的疲劳剥落与疲劳磨损,边缘区的疲劳圆周裂纹与疲劳剥落,涂层/基体变形,其中,以剥落为主。结论 硬质层内的应力梯度和重复交变拉/压应力导致硬质层内产生疲劳圆周裂纹和疲劳剥落,硬质层与结合层界面处的高应力梯度导致产生层间疲劳剥落。     

钛合金薄壁构件激光冲击残余应力稳定性研究

针对航空发动机压气机薄叶片激光冲击后残余压应力的严重松弛问题,对TC11钛合金薄壁试件激光冲击后进行轴向拉-拉疲劳实验和真空保温处理,通过X射线衍射测试获得疲劳载荷和热应力载荷作用下的应力松弛规律,并分析松弛机理。实验结果表明:疲劳载荷(最大应力σ_(max)=500 MPa,应力比R=0.1)作用下表面残余压应力松弛了53%,前5次循环占了95%,且表面松弛程度和严重松弛深度都随疲劳载荷增大而增大,其松弛机理是局部材料发生塑性变形而引起的应力场重新分布。在200、300和400℃下恒定保温120 min后,表面残余压应力分别松弛了3%、29%和48%,而在200℃+400℃和300℃+400℃交替保温120 min后分别松弛了18%和58%,松弛均发生在前60 min内,且严重松弛深度随温度呈现相同变化规律,其松弛机理是热应力激活位错、晶界等进行运动和消亡而导致塑性回复。由于松弛机理不同,疲劳载荷与热应力载荷复合作用下应力松弛呈现出叠加效应。