铝合金结构腐蚀损伤性能评价指标

以试验为基础,结合有限元方法对遭受腐蚀损伤的铝合金结构性能进行了研究.将铝合金试验件在不同的腐蚀条件下进行预腐蚀,对预腐蚀后的试件进行疲劳加载试验.利用光学显微镜和扫描电镜对腐蚀损伤形貌进行观测和分析,对描述铝合金腐蚀损伤性能的两个关键参数:腐蚀损伤度、腐蚀损伤平均深度进行了实验观测和有限元分析.结果表明这两个参数可以作为铝合金结构腐蚀损伤性能的评价指标.     

腐蚀预损伤与盐水环境对铝合金细节疲劳性能的影响

采用扫描电镜分析和疲劳试验等方法,研究了腐蚀预损伤和盐水环境对7XXX铝合金细节疲劳性能的影响,并探讨了对疲劳裂纹萌生和扩展的影响机理。结果表明:腐蚀预损伤和盐水环境对7XXX铝合金细节疲劳性能的影响较为显著;以未腐蚀试样在实验室空气环境下的细节疲劳额定强度截止值为基准,预腐蚀48h试样在实验室空气环境下的细节疲劳额定强度截止值的保持率为97%,未腐蚀试样和预腐蚀48h试样在盐水环境下的细节疲劳额定强度截止值的保持率分别为73%和67%。     

LY12CZ铝合金单轴腐蚀疲劳寿命评估的损伤模型

基于损伤力学基本理论,建立了LY12CZ铝合金试件的腐蚀疲劳寿命预测模型,并利用LY12CZ铝合金进行腐蚀疲劳的验证性试验。结果表明,利用损伤力学基本理论建立的模型所得到的预腐蚀LY12CZ铝合金试件腐蚀的疲劳寿命预测结果与腐蚀疲劳试验结果吻合程度良好,尤其对于应力水平较高的低周疲劳结果预测更为准确。这说明基于损伤力学的铝合金预腐蚀疲劳寿命预测模型合理有效,对LY12CZ铝合金构件的损伤容限评估具有参考价值。     

含点蚀损伤7075-T6铝合金拉伸性能数值模拟

在环境腐蚀的作用下,高强度铝合金的宏观拉伸性能,尤其是断裂延性会出现明显下降,严重危害结构的安全.文中在细观力学分析的基础上,引入细观损伤变量--孔隙率等效点蚀坑对材料性能的影响.根据未腐蚀材料拉伸试验数据,回归给出改进的孔隙率演化模型中的参数值.使用改进的Gurson屈服准则,对经过不同时间预腐蚀的7075-T6铝合金的延性断裂性能进行数值模拟.数值结果与试验结果吻合,证明文中方法的正确性和有效性.     

LD10CS腐蚀疲劳裂纹扩展速率评价的可靠性模型

腐蚀损伤会加速疲劳载荷下的飞机铝合金结构裂纹的萌生和扩展,威胁结构安全性。针对腐蚀影响下的疲劳裂纹扩展的随机性本质,对预腐蚀LD10CS合金的预腐蚀疲劳试验进行了数据分析,提出了基于可靠性的腐蚀裂纹扩展速率表征方法,与试验结果对比表明,该方法可以给出LD10CS腐蚀疲劳裂纹扩展速率的上下限,进而给出该种材料铝合金构件的疲劳裂纹扩展寿命的上下限,为评估铝合金构件的寿命提供了依据。     

动力蓄电池包挤压失效仿真与实验

为提高动力蓄电池包挤压仿真的精度,将延性损伤准则引入到有限元仿真,通过单轴拉伸试验、纯剪切试验与缺口件拉伸试验与有限元仿真,获得了某动力蓄电池包结构所用材料6061-T6铝合金的延性损伤参数。型材三点弯曲试验、动力蓄电池包挤压试验与有限元仿真的结果表明：输入延性损伤参数的有限元仿真结果与试验结果误差小,能较为准确地模拟铝合金损伤对结构承载性能的影响;不考虑材料失效的结果与试验结果误差较大。     

腐蚀预损伤对铝合金小裂纹行为影响研究

研究了不同腐蚀预损伤对新型高强铝合金小裂纹行为的影响。小裂纹试验采用单边缺口拉伸试样（SENT）,在试样半圆形缺口根部预制直径大小为100—300μm的单腐蚀坑,后在空气环境进行疲劳小裂纹实验,实验在R=0．5恒幅载荷下,采用复型法观测小裂纹的萌生及扩展情况。结果表明,与预腐蚀24h试样相比,预腐蚀240h试样产生的裂纹数量较少,裂纹萌生与扩展较快。预腐蚀240h试样裂纹绝大多数萌生于腐蚀坑处而预腐蚀24h试样并未出现类似特性。预腐蚀240h试样未显现明显的小裂纹效应,预腐蚀24h试样有较明显的小裂纹效应出现。文中还通过引入参数aT对腐蚀时间与小裂纹受微观组织影响程度的关系进行了描述。相较预腐蚀24h试样预腐蚀的240h试样的aT更短,小裂纹受微观组织影响也更小。     

空气环境对预腐蚀2XXX系铝合金疲劳性能的影响

在实验室空气和潮湿空气环境下,对预腐蚀2XXX系铝合金光滑试样(Kt=1)和缺口试样(Kt=3)进行疲劳试验,并用单侧容限因数法对疲劳寿命进行估算,得到了两种试样在两种空气环境下的中值疲劳寿命和99%可靠度、95%置信度水平上的疲劳寿命。结果表明:潮湿空气环境降低了预腐蚀2XXX系铝合金的疲劳性能;光滑试样的疲劳寿命数据比较分散,且应力水平越低越分散;缺口试样的疲劳寿命数据比较集中;潮湿空气环境下疲劳寿命较低的原因是铝合金表面的薄水膜加速了裂纹的扩展以及原子氢引起的局部损伤。     

腐蚀和疲劳交替作用下飞机铝合金疲劳性能及断裂机理研究

对LY12-CZ铝合金试验件进行腐蚀和疲劳的交替试验研究,分析"腐蚀+疲劳"和"疲劳+腐蚀+疲劳"两种方式下不同的腐蚀时间及不同的温度对试验件疲劳性能的影响及疲劳断裂特性差异。对试验结果的分析处理表明,同样腐蚀条件下"疲劳+腐蚀+疲劳"较"腐蚀+疲劳"方式的试验件疲劳寿命有所增加,而且增加幅度随着预疲劳寿命的增加而降低。腐蚀钝化疲劳过程中产生的微裂纹及挤入/挤出是疲劳寿命增加的原因。在腐蚀较轻状况下,腐蚀过程的钝化有着修复疲劳微损伤的功能,在腐蚀较为严重情况下(如腐蚀时间为40 h、温度为60℃),同时也产生大量腐蚀坑缺陷成为疲劳裂纹源,使得试验件疲劳寿命增加不明显,疲劳与腐蚀交替作用的先后顺序对试验件疲劳寿命的影响无差别。     

铝锂合金预腐蚀疲劳退化研究

铝锂合金是一种新型的航空用铝合金。本文基于电化学原则建立了某地的腐蚀加速环境谱,并基于加速环境谱,研究了铝锂合金预腐蚀疲劳性能。研究结果表明,低腐蚀损伤对其疲劳寿命影响不大,而高腐蚀损伤会明显缩短试件的疲劳寿命。     

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%。     

模拟海洋环境下航空铝合金铣削表面的耐腐蚀性研究

通过铣削实验,研究航空铝合金7050 - T7451铣削加工切削速度和每齿进给量等参数对表面粗糙度的影响规律,优化切削加工参数以获得较低的粗糙度.模拟海洋环境对铣削加工后工件进行耐腐蚀实验,用腐蚀损伤的平均深度和腐蚀损伤度两个参数表征腐蚀损伤程度.初步研究结果发现,在残余应力相差不大的情况下,表面越粗糙工件的耐腐蚀性越...     

Unified Principal S-N Equation for Friction Stir Welding of 5083 and 6061 Aluminum Alloys

With the popularization of friction stir welding(FSW),5083-H321 and 6061-T6 aluminum alloy materials are widely used during the FSW process.In this study,the fatigue life of friction stir welding with two materials,i.e.,5083-H321 and 6061-T6 aluminum alloy,are studied.Fatigue tests were carried out on the base metal of these two materials as well as on the butt joints and overlapping FSW samples.The principle of the equivalent structural stress method is used to analyze the FSW test data of these two materials.The fatigue resistances of these two materials were com-pared and a unified principal S-N curve equation was fitted.Two key parameters of the unified principal S-N curve obtained by fitting,Cd is 4222.5,and h is 0.2693.A new method for an FSW fatigue life assessment was developed in this study and can be used to calculate the fatigue life of different welding forms with a single S-N curve.Two main fatigue tests of bending and tension were used to verify the unified principal S-N curve equation.The results show that the fatigue life calculated by the unified mean 50％master S-N curve parameters are the closest to the fatigue test results.The reliability,practicability,and generality of the master S-N curve fitting parameters were verified using the test data.The unified principal S-N curve acquired in this study can not only be used in aluminum alloy materials but can also be applied to other materials.     

随机载荷下燃油泵托架疲劳寿命仿真分析

针对一类含橡胶减振垫燃油泵托架出现疲劳断裂的现象,研究利用数值仿真技术预测结构疲劳寿命的方法。应用有限元法和随机振动理论计算结构随机振动响应的各种统计参数,采用Miner累积损伤理论预测疲劳寿命。重点讨论了有限元模型中系统阻尼和橡胶垫刚度等关键参数的确定方法,并利用优化技术实现有限元模型修正的自动化。计算结果表明动态随机激励环境下存在严重的局部应力集中是造成托架损坏的主要原因。仿真结果和随机振动试验结果吻合,证明利用数值仿真技术预测此类产品的疲劳寿命是可行的。     

7075航空铝合金原位腐蚀-多轴疲劳行为分析

针对沿海地区飞机服役过程中的疲劳失效问题,利用自行开发的腐蚀装置对7075铝合金进行未腐蚀和3.5%NaCl盐雾原位腐蚀条件下,等效应力分别为200 MPa、250 MPa和300 MPa时的多轴疲劳试验。结合循环曲线和断口形貌对未腐蚀和原位腐蚀条件下的多轴疲劳失效机理进行对比分析,并提出改进的Manson-Coffin-Basquin（MCB）准则进行寿命预测。结果表明,随着等效应力的增大,7075铝合金未腐蚀和原位腐蚀条件下多轴疲劳寿命均下降;等效应力相同时,相对于未腐蚀试样,原位腐蚀试样的多轴疲劳寿命显著缩短,轴向和扭向滞回线的面积均不同程度增大;200 MPa等效应力条件下,试样多轴疲劳寿命在未腐蚀条件下为99 675周次,原位腐蚀条件下下降至55 284周次;未腐蚀和原位腐蚀条件下,裂纹源均出现在外表面,原位腐蚀试样扩展区有盐粒出现;修正的MCB准则引入加载条件和环境因素,得到了良好的预测效果,寿命预测值均位于两倍分散带内。     

某型飞机典型疲劳关键件加速腐蚀条件下 C-T曲线的测定

针对某型飞机典型疲劳结构模拟件开展加速环境谱及加速腐蚀试验技术探索性研究.根据腐蚀损伤等效原则,给出试验室加速环境下与外场使用环境下的腐蚀当量关系,对预腐蚀不同时间后的模拟件进行载荷谱疲劳试验,获得了腐蚀影响系数C随地面停放年限T的变化曲线,为确定该结构日历寿命提供依据.     

基于ANSYS Workbench铝合金车轮弯曲疲劳性能的分析

通过三维软件SolidWorks建模,并且运用ANSYS Workbench进行铝合金车轮弯曲疲劳性能的有限元分析,通过仿真得到弯曲疲劳寿命云图及安全系数云图,所得分析数据与实际试验数据相对比,证明有限元分析的可靠性,为铝合金车轮的开发设计提供了理论依据。     

履带车辆行动系统扭杆的腐蚀诱发断裂分析及对策

履带车辆悬挂系统的扭杆是减震缓冲的关键承力元件,其受力是典型的疲劳载荷。车辆所处的环境因素对扭杆会产生影响。如果是处在足以引起腐蚀的环境中,例如南方的湿热气候条件,则扭杆在承受疲劳载荷的同时还会受腐蚀影响。在长江以南地区的履带车辆扭杆承受着疲劳载荷和疲劳腐蚀的双重影响。通过实地取样,系统地分析受力、断口、腐蚀等因素,得到了扭杆发生非正常早期断裂失效的原因并提出了对策。