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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>Ds=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。 相似文献
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为探究热处理工艺参数对GH2036合金硬度及疲劳性能的影响,基于四因素三水平正交热处理实验,对GH2036铁基高温合金的硬度性能进行优化,并分析热处理后的显微组织;同时利用疲劳实验与DIC(digital image correlation)非接触全场应变测量相结合的方法,利用Y方向应变-疲劳寿命比的云图,直观地分析热处理后GH2036合金疲劳失效过程。结果表明:固溶温度对合金硬度性能的影响最大,其次是固溶时间、时效时间、时效温度,极差分析所得的最优热处理工艺为960℃/60 min+水冷+560℃/2 h;正交试验中最高显微维氏硬度(HV305.34)较未处理试样(HV260.41)提高17.3%;热处理后金相组织基体为奥氏体,增强相为第二相碳化物,显微硬度值随着奥氏体中的第二相碳化物含量的增加而升高;热处理后平均疲劳寿命(942372次循环)较未处理试样(450800次循环)提高109%,疲劳性能明显优化。 相似文献
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