共查询到20条相似文献,搜索用时 20 毫秒
1.
TC4板孔冷挤压强化残余应力分布与疲劳寿命 总被引:1,自引:0,他引:1
开展了不同挤压量下TC4钛合金板孔冷挤压强化有限元仿真研究,得到了挤压强化后最小截面的切向残余应力分布规律,分析了挤压量对受载试样孔边应力分布的影响,探讨了挤压量、残余应力和疲劳增益三者之间的内在关系。采用开缝衬套冷挤压强化工艺对TC4带孔板件进行冷挤压和疲劳验证试验。研究结果表明,挤压强化后的孔边切向压缩残余应力可以有效降低孔周应力集中程度,优化受拉试样最小截面应力分布,改变裂纹源的位置并延长疲劳裂纹的萌生和扩展寿命,有效提高试样疲劳寿命。综合仿真和疲劳试验得到TC4板孔最优挤压量为4%。 相似文献
2.
3.
TC4开缝衬套冷挤压残余应力分布有限元仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
开缝衬套冷挤压工艺在孔的周围产生残余压应力,广泛应用于航空结构件疲劳增寿。冷挤压后孔周围的残余应力分布对预测带孔试样的疲劳寿命至关重要。针对开缝衬套冷挤压工艺构造了二维有限元模型,研究了TC4钛合金孔冷挤压后的残余应力分布,并对比了不同相对挤压量下试样中间层上最大残余压应力值,得到了初孔半径为3.175mm的孔的最佳相对挤压量。 相似文献
4.
《新技术新工艺》2021,(4)
开缝衬套冷挤压强化是抗疲劳增寿技术中行之有效的强化技术。某型号起落架的上扭力臂按设计要求需对14+-00..002230mm小孔进行开缝衬套冷挤压强化,工件孔的结构特征属e/D1.75的小边距孔,Ⅲ类冷挤压。在实际生产中,按FTI公司规范进行开缝衬套冷挤压强化,多次发生挤压芯棒断裂现象。对上扭力臂工件14+-00..002230mm小孔的挤压量计算和断裂原因分析,造成芯棒断裂的原因是:上扭力臂工件的孔深且挤压量大,芯棒选用材质脆硬,易发生疲劳断裂。因此,提出了优选开缝衬套和挤压芯棒的工艺改进方法,并选用相同材料、同热处理状态、同挤压工况的试件,进行了小孔冷挤压强化工艺试验。经试验验证,该方法可以保证上扭力臂工件开缝衬套冷挤压强化工艺的顺利开展。 相似文献
5.
为了提高航空耳片结构疲劳性能,建立TC4钛合金耳片孔开缝衬套冷挤压与干涉配合复合强化有限元模型,分析了复合强化工艺参数对孔周塑性变形及结构疲劳寿命的影响。设计耳片孔周残余应力测试试验,验证了模型的准确性。复合强化工艺参数的研究结果表明:孔壁材料随芯棒的塑性流动使孔壁变形量在厚度方向上分布不均,弹塑性边界随挤压量的增长向耳片外侧转移;交变载荷下应力幅值的最大值始终位于孔壁处,且入口处应力水平最高;针对TC4钛合金耳片结构,3%挤压量与1%干涉量的复合强化工艺参数组合,疲劳寿命增益效果最好。 相似文献
6.
为研究芯棒挤压和开口衬套挤压工艺的疲劳增寿效益,以及应力水平高低对增寿效益的影响,针对飞机结构中常用的铝合金和钛合金,设计孔表面状态分别为未挤压、芯棒挤压和开口衬套挤压的含孔细节模拟试件。通过模拟试件等幅谱下疲劳试验,获得裂纹形成、扩展和总寿命,通过对试验数据的统计对比分析,对芯棒挤压和开口衬套挤压工艺的疲劳增寿效益进行对比,研究应力水平高低对疲劳增寿效益的影响,分析在裂纹形成和扩展阶段的疲劳寿命增益。 相似文献
7.
孔的开缝衬套冷挤压强化技术 总被引:3,自引:0,他引:3
孔的开缝衬套冷挤压强化技术是目前国际飞行制造业中最优最先进的孔冷挤压强化工艺,是提高飞机紧固因个连接结构寿命最有效的措施之一,本文就孔的开衬套挤压强化的原理,工艺系统的基本硬件组成、操作过程、主要工艺参数等方面的问题加以阐述。 相似文献
8.
9.
10.
11.
12.
孔挤压与超载复合强化对LY12CZ铝合金疲劳裂纹起始寿命的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了孔挤压与超载复合强化对LY12CZ铝合金疲劳裂纹起始寿命的影响。实验结果与分析表明,孔挤压与超载复合强化对LY12CZ铝合金的疲劳裂纹起始寿命及裂纹萌生、扩展特性的影响和孔挤压单一强化效果相同。此外还给出了复合强化后LY12CZ铝合金疲劳裂纹起始寿命的定量表达式,以及变幅载荷下LY12CZ铝合金孔挤压件疲劳裂纹起始寿命的估算新方法。 相似文献
13.
分别采用高干涉量压合衬套单侧挤压强化和两侧挤压强化两种工艺对7050铝合金孔结构进行强化,研究孔结构的残余应力和疲劳性能,并采用梯形累积法由疲劳断口定量反推出疲劳裂纹萌生寿命和扩展寿命。结果表明:孔结构中形成深度达12mm的残余压应力场,单侧挤压强化试样挤入端的残余应力显著低于挤出端的,两侧挤压强化试样挤入端和挤出端的残余应力相当;单侧挤压强化试样和两侧挤压强化试样的平均疲劳寿命比未挤压强化试样的分别提高了770%和1 500%,高干涉量压合衬套强化技术具有显著的疲劳强化效果,且双侧挤压强化的效果更好;高干涉量压合衬套强化技术可同时提高孔结构的疲劳裂纹扩展寿命和萌生寿命,且萌生寿命提高的幅度更大。 相似文献
14.
压缩载荷对冷胀孔残余应力的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
用考虑组合强化、增量理论的有限元法计算了2124-T851 板件开缝衬套冷胀孔的残余应力场及其在压缩载荷作用下的变化情况。结果表明冷胀之后的压载循环将引起冷胀残余应力的衰减。一个足够大的压缩载荷能够使冷胀工艺给疲劳寿命带来的增益完全丧失。文中说明压缩载荷对冷胀的作用可以和超载后半周压载对裂纹的作用相比拟,建议在确定合理胀孔量时应当把它对所承受的载荷谱中压缩载荷的敏感性考虑在内,应当加强有关的疲劳对比试验研究及残余应力场测量研究。 相似文献
15.
采用孔挤压方法对含孔的7A85铝合金锻件进行了强化,对比分析了孔挤压前后试样的疲劳寿命;通过扫描电镜、透射电镜以及X射线应力仪等研究了挤压前后试样的疲劳断口形貌、显微组织变化以及孔表层的残余应力场。结果表明:采用5.3%的挤压过盈量可达到最佳强化效果,其疲劳寿命是挤压强化前的11倍;孔挤压强化后,试样在强化层处产生位错缠结及残余压应力,可有效延缓疲劳裂纹的扩展,从而提高试样的疲劳寿命,压应力层深度约为4.7 mm,最大残余压应力出现在距孔边约1 mm处,其值为-319 MPa。 相似文献
16.
预腐蚀对LY12CZ挤压件疲劳寿命的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
通过对LY12CZ挤压孔板在4种不同介质预腐蚀后的疲劳对比研究,探索了预腐蚀对孔挤压试件疲劳寿命的影响,分析了影响因素,其结论为挤压强化工艺的工程应用提供了依据。 相似文献
17.
扭力臂组件是直升机旋翼系统中的重要部件之一,在飞行过程中,其承受着复杂高频振动及交变载荷,所以紧固孔连接处易发生疲劳破坏。为了改善扭力臂孔的疲劳性能,通过三维非线性接触有限元对扭力臂进行力学行为分析。基于Smith-Waston-Topper(SWT)准则,对扭力臂孔的裂纹萌生位置及疲劳寿命进行预测,并分析孔挤压工艺对扭力臂孔疲劳寿命的影响。结果表明:SWT损伤准则可以成功预测疲劳裂纹萌生位置和寿命;扭力臂孔的疲劳破坏属于I型破坏,且裂纹萌生处有三维裂纹源;随着挤压量的增加,扭力臂孔的疲劳寿命基本呈现出增大的趋势,最后趋于稳定;把扭力臂孔破坏点位置作为挤出端,寿命提升效果最好;孔面残余压应力有益于延长疲劳裂纹萌生寿命。挤压强化多轴疲劳预测方法可以为扭力臂寿命预测和优化设计提供理论依据。 相似文献
18.
通过不同硬度聚氨酯材料单轴拉伸试验,建立了聚氨酯轮的Mooney-Rivlin超弹性材料本构模型;利用ABAQUS有限元软件对小直径开缝衬套双轴柔性滚弯制备过程进行有限元模拟,探究了聚氨酯轮硬度对开缝衬套成形直径的影响趋势;结合仿真参数进行了小直径开缝衬套双轴柔性滚弯工艺试验,并用MATLAB软件的直径拟合程序识别出仿真和试验中的带材成形直径。结果表明,相同挤压量下,随着聚氨酯轮硬度的增加,带材的成形直径减小,尤其在制备小直径开缝衬套时,使用高硬度的聚氨酯轮制备出的开缝衬套成形质量好,曲率一致,基本没有出现直边现象。 相似文献
19.
冷挤压强化件的耐久性分析 总被引:4,自引:0,他引:4
针对挤压强化件裂纹形成寿命的特点,用孔的原始疲劳质量表征挤压工艺状态,用当量初始缺陷尺寸分布表征挤压工艺的分散性,裂纹扩展采用b=1的确定性裂纹扩展模型,从而建立了一套适用于冷挤压强化件的耐久性分析方法。 相似文献