激光沉积TA15钛合金高周疲劳性能研究

为了研究激光沉积TA15钛合金的高周疲劳性能,在720,760和800 MPa应力水平下进行了室温高周疲劳(HCF)测试并分析了疲劳断口,结果显示激光沉积TA15钛合金具有较高的高周疲劳寿命,720 MPa下疲劳源区断口形貌表现为很高的组织敏感性,敏感尺寸达单个α片层尺寸单元,800 MPa下敏感性较弱,只达到α片层集束尺寸单元。部分试样有气孔存在,气孔范围在20～40μm,气孔的存在使试样的高周疲劳寿命呈现不同于锻件的明显分散性,表现为同一应力水平下寿命量级的分散,且气孔的大小与位置对疲劳寿命有不同程度的影响。直径较大和距离表面越近的气孔对疲劳寿命损伤越大。采用数值模拟方法研究发现尺寸大、距离表面近的气孔应力集中系数大,导致裂纹萌生寿命降低。虽然有气孔的存在,但激光沉积TA15钛合金仍具有优异的疲劳性能,这与取向随机、尺寸细小的片层组织有关,细小的显微组织增加裂纹的萌生阻力,提高高周疲劳强度。     

激光沉积修复TA15激光沉积件的组织和疲劳性能

采用激光沉积修复技术(LDR)对TA15激光沉积件(LDM)内部损伤进行修复,研究修复后的组织与疲劳性能,并与原沉积试样进行对比。结果表明,修复试样整体组织均为网篮组织,母材区组织尺寸相比修复区较为粗大,两区之间的热影响区由大到小逐渐过渡;修复试样的疲劳极限为540 MPa略低于原沉积试样的555 MPa,但应力水平较高时,修复试样组织细小的优势突出,疲劳性能高于原沉积试样;修复试样具有较强的组织敏感性,疲劳裂纹均起源于气孔,裂纹源区有明显的α,β片层撕裂特征并有与其尺寸相当的解理台阶出现。裂纹扩展初期,组织敏感尺寸较小,易在多个取向相同的α片层处偏转,裂纹扩展后期,组织敏感尺寸增大,裂纹更易在粗大的α晶界处偏转。同时二次裂纹常伴随出现,增加能耗,提高疲劳寿命。     

TA15钛合金高温持久腐蚀行为研究

为深入分析热盐应力腐蚀对TA15钛合金高温性能的影响,对大规格TA15钛合金棒材进行不同的表面腐蚀处理,测试了500℃/470 MPa条件下的持久性能,并对试样表面、断口处的组织特征进行观察,分析TA15钛合金的热盐应力腐蚀机制。结果表明：在500℃/470 MPa下,TA15钛合金对热盐应力腐蚀非常敏感,导致持久寿命显著降低;在腐蚀过程中,沿着α相界(β基体)发生复杂的化学反应,形成腐蚀氧化物并向内扩散;应力作用加速了腐蚀裂纹扩展,形成沿晶断裂特征,降低了试样的持久寿命。     

高钴钼不锈轴承钢疲劳裂纹萌生及扩展行为

采用高钴钼不锈轴承钢光滑圆柱形试样和缺口试样(理论应力集中系数K_t=3)进行旋转弯曲疲劳测试,研究了高合金轴承钢的裂纹萌生及裂纹扩展行为。用升降法和成组法分别测得轴承钢的疲劳极限和S-N曲线,利用扫描电镜对轴承钢旋转弯曲疲劳试样断口进行观察。结果表明,光滑试样起裂类型为单源萌生起裂,起裂源为表面缺陷和次表面夹杂物,表面缺陷为表面粗糙度、驻留滑移带和加工凹痕,次表面夹杂物为Al_2O_3-CaO-MgO-SiO_2复合夹杂;缺口试样疲劳极限显著下降,起裂类型为多源萌生起裂,计算得轴承钢的缺口敏感系数q_f为1.18。光滑试样疲劳破坏从以高应力幅粗糙度萌生表面裂纹的破坏向低应力幅驻留滑移带、加工凹痕、夹杂缺陷萌生裂纹转移。疲劳裂纹萌生寿命占整个疲劳寿命的94.1%以上。     

重熔处理对火焰热喷涂Ni60A涂层件疲劳性能的影响

为了研究重熔处理对火焰热喷涂件疲劳性能的影响,本文应用火焰热喷涂技术在40Cr基体上制备出Ni60A自熔性粉末合金涂层,将热喷涂件经不同时间的火焰重熔处理后,应用疲劳试验机测试了喷涂试样及基体试样的弯扭疲劳寿命,分析了试样的宏观断口及极限应力。结果表明:重熔处理时间是影响热喷涂件疲劳寿命的关键因素之一。当重熔时间不足时,涂层表面缺陷为主要裂纹源,涂层与基体的结合力不强,极限应力随裂纹的萌生波动,裂纹在涂层中的扩展以微观第一阶段为主,断口大多为瞬断面,无疲劳辉纹,热喷涂件的疲劳寿命较短;当重熔时间过长时,涂层强度有所提高,但涂层中再次形成的缺陷为主要裂纹源,极限应力波动显著,裂纹在涂层中的扩展为微观第一阶段及第二阶段,断面有较明显的疲劳辉纹;当重熔时间合理时,缺陷对喷涂件疲劳寿命的影响减弱,构件疲劳寿命显著提高。     

15Cr14Co12Mo5Ni2齿轮钢的扭转疲劳特性及裂纹扩展行为

 通过扭转疲劳试验,研究了15Cr14Co12Mo5Ni2钢的扭转疲劳断裂的裂纹扩展行为和夹杂物尺寸与扭转疲劳寿命之间的关系。得到了钢的扭转疲劳极限强度和[τ-N]曲线,15Cr14Co12Mo5Ni2钢的扭转疲劳极限强度为350 MPa,扭转疲劳寿命分散度较大。通过断口观察,发现15Cr14Co12Mo5Ni2钢的疲劳破坏模式以表面破坏和近表面破坏为主,主要由氧化物夹杂引起。通过计算应力强度因子[ΔK]和裂纹扩展门槛值[ΔKth]分析15Cr14Co12Mo5Ni2钢的疲劳裂纹扩展的断裂力学条件,试验钢在断裂过程中受载荷情况为,II型载荷—I型载荷—II型载荷—I＋II型载荷,分别对应起裂源区、纤维区、疲劳裂纹扩展区和瞬断区;当有大裂纹产生时,则不会产生纤维区,受载荷情况则为：II型载荷—I＋II型载荷。通过公式推导和数据拟合得到夹杂物尺寸和15Cr14Co12Mo5Ni2钢扭转疲劳寿命的关系,发现随着夹杂物尺寸减小,钢的[τ-N]曲线向高寿命区移动。当引起裂纹萌生的夹杂物尺寸小于5 μm时,在350 MPa应力下,15Cr14Co12Mo5Ni2钢的扭转疲劳寿命超过107循环周次。     

TA15钛合金超塑成形/扩散连接的可行性研究

采用厚度为2、4 mm的TA15钛合金板材,通过超塑成形/扩散连接的方法制备TA15钛合金重要承力壁板。经宏观及显微镜观察、超声波无损检测发现,该壁板质量良好。制备与超塑成形/扩散连接壁板的材质、厚度、成形工艺及成形过程完全一致的试验件,考核其拉伸性能、疲劳性能、剪切性能。结果表明,采用该种工艺制造的TA15钛合金壁板的力学性能满足设计要求,同时也指出TA15钛合金超塑成形/扩散连接的工艺参数有待进一步优化。     

缺口对渗氮CrNiW钢超高周疲劳特性的影响

 为了研究缺口敏感性对渗氮CrNiW钢疲劳特性的影响,设计了一种光滑试样和两种缺口试样(应力集中系数K_t=1.20、1.55),开展了渗氮CrNiW钢的超高周疲劳试验,使用SEM观测疲劳断口的微观结构,分析了疲劳缺口系数K_f、疲劳敏感系数q和循环周次N_f之间的关系。结果表明,渗氮对钢材疲劳性能的提升不大,光滑试样和K_t=1.20的缺口试样存在表面和内部两种起裂模式,诱发内部起裂的缺陷均位于内部非渗氮区,K_t=1.55时发现一种新的渗氮层内不均匀基体组织诱发的失效模式。光滑试样未出现双重S-N特性,K_t=1.20时S-N曲线出现表面与内部起裂双重S-N特性,K_t=1.55时出现短寿命区和超高周寿命区表面起裂双重S-N特性。随着K_t的增大,多个内部缺陷同时萌生裂纹的现象被单裂纹源诱发失效的现象取代,并且诱发失效的内部缺陷位置呈现向试样表面靠近的趋势,鱼眼形状呈近似横向扁形→圆形→纵向椭圆形变化。缺口应力集中对表面起裂疲劳寿命影响较大,对内部起裂疲劳寿命影响很小。     

Q345R钢中微缺陷的裂纹萌生与扩展

 对压力容器与压力管道用钢Q345R在低周疲劳下微孔（[?]40～200 μm）的裂纹萌生与扩展规律进行了研究。研究表明小裂纹的萌生主要机理为滑移带启裂,并且由剪应力起主导作用。微缺陷的尺寸、应力幅等因素对疲劳寿命均有影响显著,当应力幅值较低时,微孔的尺寸对疲劳寿命有明显影响。当应力幅值水平较高时,小孔直径对疲劳寿命的影响则不敏感。微观缺陷尺寸存在临界值,当缺陷尺寸大于临界值时,疲劳寿命下降很快。在同一应力幅水平下,裂纹萌生寿命与疲劳总寿命的比值[（Nt/Nf）]与微孔尺寸没有关系,本试验的低周疲劳下约为10%～25%。     

开缝衬套挤压工艺影响TA15孔疲劳增益研究

采用对比疲劳试验方法,研究了相对挤压量、终铰参量、衬套开缝放置角度等工艺参数和特征对开缝衬套挤压TA15钛合金连接孔疲劳增益的影响。结果表明,开缝衬套挤压技术可有效提高TA15钛合金孔结构疲劳强度,延长其疲劳寿命；相对挤压量越大,孔挤压疲劳增益越大,但是TA15钛合金对挤压量非常敏感,微小的相对挤压量波动会导致显著的疲劳增益波动；在完全去除开缝衬套在孔壁遗留的材料凸脊前提下,0.190 mm和0.065 mm两种单边终铰参量对TA15孔结构挤压疲劳增益有明显影响,0.190 mm单边铰削量时挤压疲劳增益更大,而非终铰参量越小越好；在s_max=400 MPa,R=0.1疲劳载荷条件下,衬套开缝与试样最窄截面平行放置,仍能够获得明显的疲劳增益,但相对于与试样与最窄截面呈90°放置,疲劳增益会略有下降,建议在实际孔挤压操作中,衬套开缝尽量避开最窄截面放置。     

32Cr3MoVE轴承钢旋弯疲劳特性及裂纹萌生扩展行为

摘要：采用光滑漏斗状试样对32Cr3MoVE轴承钢进行旋转弯曲疲劳测试，研究了32Cr3MoVE轴承钢旋转弯曲疲劳性能及裂纹萌生扩展行为。采用升降法测得其疲劳极限为860MPa，疲劳断口SEM观察并统计破断试样结果表明：疲劳破坏68.7%是由于非金属夹杂起裂，18.8%由表面加工缺陷起裂，125%为表面粗糙度起裂。当加载应力低于980MPa时，疲劳断裂主要是由于内部非金属夹杂引起的，高于980MPa时，疲劳断裂主要是由于表面粗糙度引起的。表面加工缺陷和表面粗糙度引起的最大应力强度因子分别为3.05和2.97MPa·m1/2，容易引发疲劳裂纹。非金属夹杂物尺寸在5.30～5.90μm范围内，局部应力从859.35MPa升至977.75MPa时，疲劳寿命从1.96×105降低到1.58×105；非金属夹杂物局部应力在840～900MPa范围内，夹杂物尺寸从2.28μm升至5.83μm时，疲劳寿命从1.10×106降低到1.96×105。     

循环热处理对激光复合制造TA15合金组织及性能影响

以TA15钛合金粉末为原料,锻造TA15钛合金板料为基材,采用激光复合制造技术制备实验试样。利用光学显微镜(OM)及扫描电子显微镜(SEM)等方法观察试样显微组织及断口形貌,对试样室温拉伸性能进行测试,以探究循环热处理对激光复合制造TA15钛合金试样拉伸性能和显微组织的影响,并分析xy向及z向试样在不同热处理制度下的断裂机制。研究结果表明:激光复合制造试样包括锻造基材区、激光沉积区和热影响区3部分,在热影响区内随着逐渐向沉积区靠近,等轴状初生α相体积分数减少,β相体积分数增加;循环热处理会降低材料强度,提高材料塑性;由于不同取样方向试件β晶界受力状态不同使xy向及z向试样室温拉伸性能呈现各向异性,循环热处理会弱化抗拉强度的各向异性特征,加强塑性的各向异性特征;循环热处理使xy向试样断裂机制由半解理半韧性断裂变为完全韧性断裂。     

高氮轴承钢高温疲劳性能与裂纹萌生扩展机理

200℃下,40Cr15Mo2VN高氮轴承钢旋转弯曲疲劳性能测试结果表明其安全疲劳极限强度为883MPa,较室温条件下降了17%。通过SEM疲劳断口观察发现,疲劳破坏类型主要为表面缺陷起裂和内部非金属夹杂物起裂。与室温相比,200℃条件下疲劳应力强度因子门槛值ΔKth下降了20%,导致疲劳裂纹起始的临界非金属夹杂物尺寸减小;200℃条件下表面起裂中疲劳源附近细小裂纹的相互作用使得应力强度因子KI增加,加速表面初始裂纹扩展。同时,根据高氮轴承钢中非金属夹杂物所在位置的名义应力幅度与缺陷疲劳极限强度的比值,分析了非金属夹杂物尺寸、位置及温度对疲劳寿命的影响。     

激光直接沉积成形Ni3Al合金的裂纹分析北大核心

激光直接沉积成形技术给Ni3Al合金提供了更广泛的应用场景,但成形过程中的热裂倾向限制了其应用。对Ni3Al合金激光直接沉积成形热裂问题展开研究和讨论,通过微观表征及力学性能测试探究了裂纹形成机制,并提出了相应的成形工艺优化方案。结果表明:Ni3Al合金在激光直接沉积成形时,会产生明显的宏、微观沿晶裂纹。枝晶偏析使得晶界上Ti、Al富集,促进了γ/γ?共晶相的形成,弱化了晶界,在快速热循环带来的残余应力不断积累下,裂纹发生沿晶扩展。通过优化激光工艺合理降低激光线能量密度,改善成形气氛,可以有效克服Ni3Al合金激光直接沉积成形的热裂倾向,实现构件的无裂纹增材制造。     

基于应力三轴度的TA18钛合金损伤失效研究

对TA18钛合金材料设计不同缺口尺寸的拉伸试样,进行不同应力状态下的室温拉伸试验及断口形貌观察,通过试验和数值计算结合的方法研究TA18钛合金的韧性断裂特性,分析了应力状态对微观断裂机制的影响规律.利用Bridgman正向计算法修正颈缩失稳后的应力数据,建立了TA18钛合金的Johnson-Cook(J-C)本构模型,计算了拉伸试样的平均应力三轴度和断裂应变,回归确定了TA18钛合金损伤失效模型.结果 表明:不同应力状态下的TA18钛合金断裂应变各不相同,断裂应变随着应力三轴度的增大而减小,断口韧窝尺寸与应力三轴度呈正相关关系,所建立的损伤失效模型能够描述该材料的断裂特性.     

开缝衬套挤压工艺对TA15孔结构疲劳增益的影响

研究了相对挤压量、终铰参量、衬套开缝放置角度等工艺参数对开缝衬套挤压TA15钛合金连接孔疲劳增益的影响。结果表明,开缝衬套挤压技术可有效提高TA15孔结构疲劳强度,延长其疲劳寿命;相对挤压量越大,孔挤压疲劳增益越大,但是TA15钛合金对挤压量非常敏感,微小的相对挤压量波动会导致显著的疲劳增益波动;在完全去除开缝衬套在孔壁遗留的材料凸脊前提下,0. 190 mm和0. 065 mm 2种单边终铰参量对TA15孔结构挤压疲劳增益有明显影响,0. 190 mm单边铰削量时挤压疲劳增益更大,而非终铰参量越小越好;在Fmax=400 MPa,R=0. 1疲劳载荷条件下,衬套开缝与试样最窄截面平行放置,仍能够获得明显的疲劳增益,但相对于与试样与最窄截面呈90°放置,疲劳增益会略有下降。建议在实际孔挤压操作中,衬套开缝尽量避开最窄截面放置。     

激光直接沉积成形Ni_3Al合金的裂纹分析

激光直接沉积成形技术给Ni3Al合金提供了更广泛的应用场景,但成形过程中的热裂倾向限制了其应用。对Ni3Al合金激光直接沉积成形热裂问题展开研究和讨论,通过微观表征及力学性能测试探究了裂纹形成机制,并提出了相应的成形工艺优化方案。结果表明:Ni3Al合金在激光直接沉积成形时,会产生明显的宏、微观沿晶裂纹。枝晶偏析使得晶界上Ti、Al富集,促进了γ/γ?共晶相的形成,弱化了晶界,在快速热循环带来的残余应力不断积累下,裂纹发生沿晶扩展。通过优化激光工艺合理降低激光线能量密度,改善成形气氛,可以有效克服Ni3Al合金激光直接沉积成形的热裂倾向,实现构件的无裂纹增材制造。     

飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法

为了对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量进行评估,本文首先对飞机机翼缘条结构中常用的BXXX铝合金紧固孔试件分别开展了高、中、低3种应力水平下的疲劳试验,通过断口判读和反推得到3组关于裂纹长度a和疲劳寿命t的（a?t）数据,在此基础上应用当量初始缺陷尺寸（EIFS）控制方程对每个试件的EIFS值进行计算并初步评估,验证了在不同应力水平下紧固孔结构细节的EIFS无显著性差异;得到了紧固孔结构细节的裂纹萌生时间（TTCI）分布,在指定应力水平下对紧固孔结构细节95%置信水平下的经济寿命进行预测,并与设计寿命进行对比,提出了一种不同超越概率P下的结构细节当量初始缺陷尺寸模型,基于给定5%的裂纹超越概率,对结构细节的通用EIFS分布进行评估。通过以上对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量的三重评估,得到综合评估结果:飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量满足要求。      

M50NiL轴承钢淬回火组织特征及拉压疲劳裂纹的萌生

摘要：通过拉压疲劳试验及微观组织观察研究了M50NiL轴承钢淬回火组织特征及对疲劳裂纹萌生的影响作用。结果表明,试验钢的组织主要为板条马氏体,少量δ-铁素体及M2C、MC碳化物;扫描电镜观察发现1070℃淬回火试样δ-铁素体及临近的聚集球状M2C碳化物,δ-铁素体位于晶界处,尺寸主要为4~8μm,钢中碳化物尺寸最大为2.66μm;1100℃淬回火试样δ-铁素体相界存在大量片状的M2C碳化物,尺寸在8μm以上的δ-铁素体数量增加,最大为17.51μm;1070℃淬回火试样的疲劳极限为713MPa,主要起裂源为Al2O3、Al2O3-CaO夹杂物,循环次数随夹杂物尺寸的增大而降低,且Al2O3-CaO夹杂更易引起试样的疲劳断裂;1100℃淬回火试样的疲劳极限为707MPa,主要起裂源为δ 铁素体组织缺陷,起裂源于8μm以上δ-铁素体的相界处,疲劳寿命受应力及δ-铁素体尺寸影响。     

加载方式与初生α相对钛合金裂纹扩展行为的影响

利用带载荷台的扫描电镜原位观察了近α型钛合金TA15中初生α相在单向拉伸和循环交变载荷下裂纹的扩展行为,结果表明:单向拉伸时,由于初生α相强度高于基体β转变组织,裂纹遇到初生α相时一般不能穿过而是绕过;而在交变载荷下,由于基体β转变组织产生循环硬化,其强度水平与初生α相相当,裂纹遇到初生α相时可直接贯穿,并沿与应力垂直的水平方向扩展.