航空铝合金点蚀形貌对应力集中系数影响量化分析

开展航空7B04铝合金试件模拟机场环境的加速点蚀试验,获得点蚀损伤数据,定义点蚀蚀坑表面长度、宽度及蚀坑深度分别由A、B、C三个参量表示,此三个参量之间比例关系可确定典型蚀坑形貌特征。在此基础上,采用ABAQUS软件对一定载荷条件下典型形貌特征蚀坑的应力集中系数Kf进行量化分析。研究表明,随着点蚀周期延长,点蚀形貌逐渐呈表面椭圆、深度适中特点,量化结果为大部分B/A、C/A的值介于1和4之间,其最大值分别很少超过8和10;应力集中系数受点蚀形貌特征影响明显,表面形状一定时,应力集中系数Kf随蚀坑深度增加而增加;蚀坑深度一定时,应力集中系数Kf随蚀坑宽度增加而降低。上述结论可为飞机铝合金结构腐蚀疲劳寿命分析奠定理论基础。     

当量加速试验条件下铝合金腐蚀形态演化规律

描述了工程结构的腐蚀形貌变化规律,这对于其剩余强度及寿命评估十分重要.根据实际环境数据编制的当量加速腐蚀试验谱,实验室条件下加速腐蚀约7 d与外场暴露1 a相当,对2806铝合金包铝材料进行当量11 a的腐蚀试验;采用KH-7700三维显微镜对腐蚀损伤进行观察和测量;用深度c,宽度2a,无量纲的斜率比AR和Are-Box(AB)等参数作为腐蚀损伤的表征量,得到了备表征量随腐蚀时间的变化关系.     

新型航空铝合金2B06腐蚀形态参数分布规律研究

海洋环境下飞机结构腐蚀严重,研究航空铝合金包腐蚀形态参数分布规律,对于飞机日历寿命评估十分重要.本研究以新型铝合金包铝材料2B06为研究对象,根据实际环境数据编制的当量加速腐蚀试验谱进行当量加速腐蚀试验.采用KH-7700三维显微镜对腐蚀损伤进行观察和测量,选取合适的腐蚀形态参数对损伤形态进行描述,分别采用正态、对数正...     

LC4铝合金预腐蚀损伤疲劳寿命预测

在不同的腐蚀时间条件下,按ASTM标准对试验件进行预腐蚀试验,产生腐蚀坑,获得了腐蚀损伤的数据,然后进行疲劳加载试验,建立了不同腐蚀时间与疲劳寿命之间的关系。用AFGROW软件预测不同腐蚀时间对试件疲劳寿命影响,预测值与试验值对比偏保守。建立了预腐蚀损伤试件的疲劳寿命预测的方法。     

宽板铆接搭接件腐蚀疲劳特性试验研究

对航空铝合金2A12宽板搭接件进行了基准疲劳试验、预腐蚀疲劳试验、腐蚀-疲劳交替试验,观察搭接件内部腐蚀情况、断口情况;对比分析了三种不同情况的下的结果形成原因;从腐蚀产物、腐蚀形态、裂纹形成位置、能谱分析等方面对试验件进行微观对比分析。结果表明:预腐蚀试验后,试验件疲劳寿命下降明显,腐蚀—疲劳交替试验疲劳寿命最低,腐蚀—疲劳交替试验对试验件的疲劳性能影响较大;预腐蚀试验后,搭接处缝隙内有明显的腐蚀痕迹存在,缝隙环境加重了缝隙内部的腐蚀;裂纹源为韧性断裂,外表面有脆性特征,也存在解裂、二次裂纹等特征;对于腐蚀—疲劳交替试验搭接件,裂纹在界面腐蚀坑处发展,萌生的裂纹呈解理、沿晶等特征;腐蚀和应力的耦合降低了疲劳寿命。     

老龄结构分析中腐蚀坑与等效裂纹间的量化关系

通过对航空结构的主体材料LY12-CZ进行预腐蚀试验,得到在不同条件下的腐蚀坑尺寸,然后进行疲劳试验并得到试验件寿命,再利用蒙特卡罗(MonteCarlo)方法对Paris公式进行数值积分并求解非线性方程,从而确定了与已知尺寸腐蚀坑有相同寿命所对应的等效表面裂纹的尺寸,最后把等效裂纹和腐蚀坑的尺寸分别代到模拟软件AFGROW内进行寿命预测并和试验疲劳寿命进行了比较。结果发现,把腐蚀坑等效为具有相同寿命的表面裂纹时,等效表面裂纹的尺寸比对应腐蚀的尺寸小19.7%-22.5%。     

霉菌对直升机机体金属材料2A12力学性能影响

2A12铝合金已经广泛应用于直升机机体结构当中,霉菌腐蚀是其主要腐蚀源之一,对其强度造成很大影响。按照装机状态对2A12表面进行防护处理后制造试片,对比霉菌腐蚀和未霉菌腐蚀两种状态下静力和疲劳两种力学性能。试验结果表明,霉菌腐蚀对表面防护的2A12静力和疲劳性能没有明显的影响。     

基于图像处理技术的铝合金腐蚀等级评定方法

以LY12CZ铝合金试件加速腐蚀试验为基础,得到不同腐蚀时间下铝合金腐蚀形貌.采用基于二值特征提取的图像处理技术,确定LY12CZ铝合金的灰度闲值为0.25～0.3.并以此确定相应的孔蚀率,最终确定相应的腐蚀等级,以腐蚀等级作为铝合金腐蚀损伤的评价指标,为铝舍金腐蚀损伤演化规律表征提出新的思路.     

7075铝合金搅拌摩擦焊接头表面在盐水环境中腐蚀坑形貌

以7075铝合金搅拌摩擦焊接头表面分区情况及微观组织为基础,采用超景深三维显微镜研究了接头表面在盐水溶液中一定时间内腐蚀坑的立体形貌,统计分析了腐蚀坑分布及形貌变化规律。结果表明:接头表面各区腐蚀损伤程度和晶粒尺寸呈正相关关系,经360 h的腐蚀试验,热影响区腐蚀坑平均深度和最大深度在接头各区中居首位,平均腐蚀坑深度为120μm;轴肩作用区腐蚀损伤最轻,平均腐蚀坑深度为50μm。     

飞机结构等效腐蚀损伤概率模型研究

为描述腐蚀对结构材料疲劳性能的影响,本文首先定义了等效腐蚀损伤的概念;其次通过结构件预腐蚀前后的疲劳寿命试验,得到了等效腐蚀损伤数据,并选取正态分布、从Gumbel第一型极值分布、Logistic分布、双参数威布尔分布及三参数威布尔分布等五种分布形式,对其进行了统计特征的研究。结果表明,等效腐蚀损伤较好地服从三参数威布尔分布。     

腐蚀环境对LC4CS铝合金疲劳裂纹闭合的影响

采用透射电子显微镜观察了３．５％ＮａＣｌ溶液中的ＬＣ４ＣＳ薄膜试样裂纹扩展，并用俄歇能谱仪对ＬＣ４ＣＳ铝合金边缺口试件在３．５％ＮａＣｌ溶液中腐蚀疲劳裂纹面进行了测试。结果表明，腐蚀介质使薄膜试样理解纹扩展，裂纹面有腐蚀产物生成；腐蚀疲劳裂纹面生成的致密的钝化膜抑制了腐蚀产物的进一步发展，分析认为，３．５％ＮａＣｌ溶液中ＬＣ４ＣＳ铝合金裂纹闭合与干燥空气中相同。     

LY12铝合金初始不连续状态研究

通过疲劳试验得到LY12铝合金新标准试验件的疲劳试验数据,以疲劳实验数据为基础通过断裂力学的方法应用AFGROW来反推LY12铝合金的初始不连续状态(IDS)。选取四种分布对IDS尺寸值进行统计特征研究,结果表明IDS值较符合三参Weibull分布。给出了LY12铝合金新标准实验件的疲劳寿命预测实例。并对不同IDS值的试验件的断口进行了对比和分析。     

随机循环载荷下某硬铝合金的疲劳可靠性分析

根据P－S－N曲线族方程，求出了在可靠度为P时的材料常数，并由疲劳寿命分布推导出疲劳强度分布，最后采用一维动态应力-强度干涉模型，研究了在随机循环载荷作用下的某硬铝合金的疲劳可靠性。     

LY12铝合金微动腐蚀特性及损伤机制研究

微动广泛存在于航空航天等各种机械构件中,加速构件接触表面及表层裂纹的萌生与扩展.由于海军飞机服役环境的复杂性,铝合金构件腐蚀相当严重,因此了解铝合金微动腐蚀规律具有极其重要的作用,有助于减少微动腐蚀,为老龄飞机的维护提供更多技术指导.结合微动损伤理论分析了铝合金在大气和盐水中的微动特性,总结了微动磨损过程主要的损伤机制...     

应变速率对LC4CS铝合金腐蚀性能的影响

在腐蚀环境和外力的协同作用下，铝合金的某些电化学性能将发生明显变化，本文发现，随着应变速率的增加，LC4CS铝合金自腐蚀电位负移的速率也增加，当与阳极氧化后的铝合金耦合时，LC4CS铝合金的耦合电流随应变速率的增加而逐渐增大，应变量大小0．04后的耦合电流急剧增大，在小幅度恒电位方波的作用下，暂态电流呈现新奇的力学效应，可以认为暂态电流的波动，将预示着铝合金表面状态的变化，尽管暂态电流波形受自腐蚀电位负移的影响而不对称，无法从恒电位的负向极化准确测量暂态电流，但是，从该方法所得的结果与耦合状态时的结论仍然是一致的。     

服役环境下材料S-N曲线的BP模型

目前常规条件下各种金属材料的S—N曲线已基本完备，但是考虑腐蚀环境影响的S—N曲线还很少见。本文研究了在加速腐蚀当量环境谱作用后，LY12-CZ铝舍金材料的S—N曲线随日历年限的变化规律。首先，将试件暴露于加速腐蚀环境中，进行0年、3年、8年和13年的腐蚀试验。其次进行常幅谱下的疲劳试验。试验结果表明：腐蚀环境作用后的疲劳寿命均值随日历年限的增加显著降低，而变异系数呈增长的趋势。鉴于腐蚀环境作用后的S—N曲线具有较强的非线性，本文采用反向传播网络对加速腐蚀后的疲劳试验结果进行训练，建立了日历腐蚀环境下材料S—N曲线的BP模型，仿真结果与试验结果吻合较好。     

硬质合金刀具高速铣削航空铝合金时的磨损形态及磨损机理

对硬质合金整体立铣刀高速铣削加工航空铝合金时的刀具磨损形态及其磨损机理进行了观察和分析.结果表明:在高速切削条件下,硬质合金整体立铣刀的磨损形态主要表现为涂层破坏、月牙洼磨损、微崩刃、剥落和破损等.磨损机理主要是粘结磨损、扩散磨损以及疲劳磨损.与常速铣削磨损机理的不同之处在于高速旋转形成的热、力耦合的应力场对硬质合金刀具的作用与冲击影响占主导地位.