钛合金结构疲劳全寿命计算方法研究

依照钛合金裂纹萌生和小裂纹扩展寿命较长的特点,结合目前的检测水平,将钛合金疲劳全寿命分为3个阶段,裂纹由0 mm～0.3 mm为裂纹萌生寿命,0.3 mm～2 mm为小裂纹扩展寿命,2 mm～aC为长裂纹扩展寿命。各阶段因为破坏机理的不同而采用不同的寿命预测方法,从而提高疲劳全寿命预测的准确性。超低间隙钛合金TC4ELI和TA15ELI等幅和谱载荷下疲劳全寿命试验和预测结果表明,裂纹萌生寿命在全寿命中所占比例最大,预测误差最大;长裂纹扩展寿命所占比例最小,预测精度最高;小裂纹扩展寿命所占比例稍大于长裂纹,预测误差大于长裂纹。等幅载荷和谱载荷下全寿命预测误差均符合工程结构疲劳寿命预测的精度要求。     

多次激光喷丸作用下TC4钛合金的疲劳性能及微裂纹扩展预测模型

对TC4钛合金板进行不同次数激光喷丸处理,再进行高周疲劳试验,研究了其疲劳性能及断裂机理;基于残余压应力及晶界介微观尺寸对微裂纹扩展的阻滞作用,采用抑制参数、张开应力强度因子、残余应力强度因子对Paris公式进行修正,建立了激光喷丸处理后疲劳微裂纹扩展预测模型,并进行了试验验证.结果表明:随着喷丸次数增加,TC4钛合金的疲劳强度增大,疲劳寿命延长,断裂方式由脆性断裂向韧性断裂转变;疲劳微裂纹预测模型预测得到的疲劳寿命与试验值的相对误差小于10％,说明模型准确.     

基于材料细观特性的TC4钛合金疲劳裂纹萌生寿命仿真

建立了TC4钛合金材料的疲劳裂纹萌生寿命的预测模型,并通过试验验证了此模型在预测TC4钛合金材料疲劳裂纹萌生寿命时的可行性.基于裂纹萌生的细观位错模型,采用Tanaka-Mura的开裂寿命公式,考虑了表面粗糙度,提出了分析TC4钛合金材料疲劳裂纹萌生的有限元模型,并通过实验验证仿真模型的有效性.结果 表明:模型裂纹萌生形式在不同载荷水平下存在差异,高应力水平状态下,模型除了主裂纹的萌生扩展还伴有大量独立微裂纹,裂纹密度大,而在低应力水平状态下,模型存在少量独立微裂纹,裂纹密度小.     

低温环境下TC4ELI钛合金三维疲劳裂纹扩展模型

利用疲劳试验机及扫描电镜研究了不同温度(20,-20,-40,-60℃)下不同厚度(12.5,9.0,6.0,3.0 mm)TC4ELI钛合金的疲劳裂纹扩展行为,建立低温环境下该合金的三维疲劳裂纹扩展模型。结果表明：由于闭合效应,减小厚度或降低温度均会减缓试验合金的疲劳裂纹扩展速率,Paris二维公式中的材料参数C和n并非常数;而在三维疲劳裂纹扩展理论框架下,修正后的Paris三维公式中的材料参数C_eff和n_eff均为常数,建立的三维疲劳裂纹扩展模型可以对不同温度下不同厚度试验合金的疲劳裂纹扩展行为进行归一化描述。     

TC21钛合金的疲劳裂纹扩展研究

建立了新型损伤容限性钛合金TC21的疲劳裂纹扩展模型;研究了疲劳裂纹扩展速率da／dN与疲劳裂纹扩展门槛值之间的关系。该模型预测了TC21钛合金的疲劳裂纹扩展速率,其预测结果与实验结果非常吻合。     

TC21钛合金电子束焊接接头超高周疲劳行为研究

采用超声疲劳试验方法(20 k Hz),研究TC21钛合金电子束焊接接头的超高周疲劳性能与断裂机理。结果表明,TC21钛合金电子束焊接接头的疲劳性能要远低于母材的疲劳性能。在短寿命阶段,电子束焊接接头和母材的疲劳裂纹均在表面萌生;当寿命增大时,两者疲劳裂纹的萌生位置均由表面转向内部,母材的疲劳裂纹主要萌生于内部显微组织,而电子束焊接接头疲劳裂纹主要萌生于内部焊接气孔缺陷。当寿命较长时,疲劳源区会出现"鱼眼"形貌特征,源区附近有白色颗粒状细晶区,即细晶区(Fine granular area,FGA),其应力强度因子在2.90~3.33 MPa·m1/2,与疲劳寿命没有直接关系,可以认为是疲劳裂纹扩展门槛值。此外,基于AKINIWA小裂纹扩展理论,定量分析气孔尺寸与TC21焊接接头疲劳极限、疲劳应力的关系。     

织构对含铒铝合金疲劳裂纹扩展行为的影响

对含铒铝合金板材进行不同工艺的轧制及热处理,得到了具有不同织构的铝合金板材,再通过中心裂纹板材的高周疲劳试验,研究了织构对合金疲劳裂纹扩展的影响。结果表明:合金板材中织构的含量与板材轧制变形量及退火温度有关;板材中疲劳裂纹总是倾向于沿Schmid因子较大的方向扩展;板材中织构越多,则晶粒间取向差角越小,疲劳裂纹偏折越小,裂纹扩展路径越短,疲劳裂纹扩展速率越快;板材中织构越少,晶粒间取向差角越大,疲劳裂纹偏折越厉害,裂纹扩展路径越长,疲劳裂纹扩展速率降低。     

激光冲击强化对TC4钛合金单面修饰激光焊接接头疲劳性能的影响

对TC4钛合金单面修饰激光焊接接头进行激光冲击强化,对比强化前后焊接接头的疲劳寿命,在光学显微镜和扫描电镜下观察断口疲劳断裂特征,并从焊接接头的显微硬度、微观组织、残余应力分布等方面综合分析激光冲击强化对TC4钛合金单面修饰激光焊接接头的强化机理。试验结果表明：未强化和强化试样均在焊缝咬边处萌生疲劳裂纹,强化试样疲劳寿命是未强化试样疲劳寿命的3.77~9.15倍,强化试样焊缝咬边处马氏体细化,显微硬度提高,焊缝表面呈残余压应力分布,焊缝咬边处残余压应力达-564.37±9.85MPa。晶粒细化和高幅值残余压应力综合作用下抑制了焊缝咬边处疲劳裂纹的萌生,且增大了裂纹扩展阻力,从而提高了焊接接头疲劳性能。     

TC4板孔冷挤压强化残余应力分布与疲劳寿命

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%。     

直齿轮弯曲疲劳裂纹的扩展行为预测与分析

以渐开线圆柱齿轮为研究对象,在其齿根部存在初始裂纹的前提下,研究齿根疲劳裂纹扩展特性及其寿命;将齿轮啮合过程的动力学计算等效为多个啮合位置的静力分析,得到不同位置的应力强度因子;根据线弹性断裂力学,将裂纹扩展过程线性等效,以K判据分析裂纹是否发生扩展,根据Paris准则计算裂纹扩展量,采用最大周向应力准则确定裂纹扩展角度,得到整个计算周期的应力强度因子、疲劳裂纹扩展路径及疲劳寿命;采用高频试验台对齿轮进行疲劳试验,得到齿轮的疲劳扩展路径,与有限元计算结果进行对比验证;最后分别分析了初始裂纹的尺度、位置和载荷的不同对疲劳裂纹的扩展及疲劳寿命的影响。     

Ti-6Al-4V燕尾榫结构微动疲劳裂纹萌生及扩展行为研究

针对Ti-6Al-4V钛合金燕尾榫连接结构在不同载荷下的微动疲劳现象,采用榫形微动疲劳试验进行研究,并对裂纹萌生扩展、微动磨损及断口进行分析。结果表明,微动疲劳使构件疲劳寿命显著降低约70%;疲劳载荷对微动裂纹扩展的影响比对裂纹萌生的影响更大;微动疲劳裂纹起始于接触面边缘,与接触表面约成45°角,裂纹扩展到60~150μm后转向与接触表面垂直;微动疲劳断口形貌表面在微动磨损区具有多个裂纹源点,但只有一个主裂纹形成。     

钛合金TC4低周疲劳连续损伤力学研究

基于Lemaitre损伤理论,利用改进的损伤演化模型和损伤解耦简化分析方法,对钛合金材料TC4(Ti6Al4A)进行等幅低周疲劳损伤演化的理论分析和试验研究.试验结果表明,TC4材料的明显循环软化阶段和宏观裂纹扩展阶段较短,在两者之间的稳定损伤演化阶段,随循环次数的增加,应力幅平稳、缓慢地降低,下降幅度不很大,该阶段构成低周疲劳寿命的主要部分;在典型低周疲劳阶段TC4材料损伤抗力较强,疲劳破坏对于连续损伤比较敏感.用简化的损伤力学分析方法,计算试件和元件的低周疲劳损伤和寿命,验证方法的有效性.所建议的方法比较简单,可用于具有类似疲劳破坏特点的材料与构件的损伤演化分析和寿命预测.     

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

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%。     

TP347H钢疲劳裂纹生长规律及显微组织影响研究

对TP347H钢标准试件进行常温疲劳试验,在金相显微镜下观察分析疲劳裂纹的萌生及扩展规律,并研究显微组织对疲劳裂纹生长过程的影响。研究发现:疲劳裂纹萌生于微观组织结构不连续区域,如晶界、孔洞、夹杂等,开始时沿与载荷轴呈45°方向扩展,之后扩展方向逐渐垂直于主应力方向;相邻裂纹间会发生合体行为,且由于裂纹间干涉作用导致部分裂纹扩展缓慢,甚至不扩展;当疲劳裂纹进行穿晶扩展时,裂纹会在晶界处发生偏折后进入相邻晶粒。     

铝合金点焊拉剪接头疲劳性能及寿命分析

研究了铝合金AA5754点焊拉剪接头的疲劳性能,获得了不同厚度试件的载荷寿命曲线。研究了铝合金焊点的疲劳失效模式,讨论了焊点疲劳裂纹的扩展形式,并测量了裂纹扩展路径与点焊熔核界面之间的角度。分析了点焊拉剪试件在同时承受I型和II型载荷时,疲劳裂纹的扩展方向,并与测量值进行了比较。利用疲劳破坏后沿铝板厚度方向的实际裂纹长度修正了裂纹尖端的局部应力强度因子,提出了评价焊点寿命的疲劳参量K(i),并对试验数据进行了分析比较。结果证明K(i)可以有效关联试件尺寸效应和焊点疲劳寿命,能够用于预测焊点疲劳寿命。     

7050-T7451铝合金不同结构耳片疲劳裂纹的扩展行为

对7050-T7451铝合金直耳片、对称斜耳片和非对称斜耳片进行了不同方向、不同大小载荷下的疲劳裂纹扩展试验,对比分析了疲劳裂纹扩展曲线和裂纹扩展路径。结果表明:在加载方向和载荷峰值相同时,对称斜耳片的疲劳寿命高于直耳片的,且增大斜切角有利于提高其疲劳寿命;对称斜耳片受纵向疲劳载荷时的疲劳寿命高于受斜向疲劳载荷时的,初始裂纹在斜切角较小侧的非对称斜耳片更容易发生疲劳断裂;随着加载角度的增大,耳片的裂纹扩展方向与载荷方向的夹角逐渐减小;受横向斜载荷的斜耳片,其耳孔内侧首先出现裂纹,其扩展方向与载荷方向的夹角约为45°。     

钛合金典型结构细节原始疲劳质量分析

针对飞机结构中常用的钛合金典型结构细节,采用原始疲劳质量方法对其耐久性进行了分析.首先完成了钛合金典型结构细节在3个应力水平下的耐久性试验,通过疲劳断口判读补充了小裂纹扩展数据集,统计获得了各应力水平下的裂纹形成时间TTCI及通用当量初始缺陷尺寸EIFS的概率分布及特征参数.在此基础上,预测了典型结构细节95％可靠度疲劳寿命,并基于EIFS分布预测了95％可靠度的当量初始裂纹尺寸,结果表明该钛合金典型结构细节满足设计要求.     

航空发动机涡轮盘用GH4133B合金疲劳裂纹扩展行为研究

材料的疲劳寿命由裂纹形成寿命和扩展寿命两部分组成。针对航空发动机涡轮盘用GH4133B合金,进行室温下不同应力比的疲劳裂纹扩展试验,测试疲劳裂纹扩展门槛值。Paris公式回归分析结果表明,裂纹扩展速率随应力强度因子和应力比的增大而增大,含门槛值的修正Paris公式能精确描述疲劳裂纹扩展行为。利用光学显微镜在线观测裂纹扩展路径,并利用扫描电镜考察试样断口微观形貌。结果发现,随应力强度因子增大,裂纹扩展路径由平直变得曲折。在疲劳裂纹萌生区、稳定扩展区和快速扩展区,断裂表面依次呈现为解理断裂、疲劳条带和沿晶韧窝混合断裂模式。基于断口反推理论反推载荷和裂纹扩展方程,结果表明,利用反推方程预测疲劳裂纹的扩展,可有效防范疲劳断裂的发生。     

断裂力学在焊接结构疲劳裂纹扩展研究中的应用

疲劳裂纹的产生以及扩展对结构件的安全使用存在着巨大的隐患,掌握疲劳裂纹扩展的基本规律和熟悉影响疲劳裂纹扩展的因素是非常必要的。对疲劳裂纹扩展的基本规律和影响因素进行了分析,并举例应用断裂力学的理论对焊接结构疲劳裂纹的扩展寿命进行了估算。     

基于随机有限元法的结构经济寿命分析

基于随机有限元,将材料和载荷等影响结构疲劳寿命的不确定因素视为随机变量,分别对结构的裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命进行可靠性分析.将结构的疲劳寿命看成由裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命组成的串联系统,并由此确定结构的检修周期.通过随机有限元得到的分析结果与Monte Carlo模拟结果的比较,表明此方法能给出合理的结构检修周期,具有较强的适用性.