30CrNiMo8合金钢的弯曲微动疲劳特性

在不同弯曲载荷水平下,对30CrNiMo8合金钢进行了系统的弯曲微动疲劳试验,建立了其微动疲劳S-N曲线,讨论了其弯曲微动疲劳特性及相关规律。结果表明:30CrNiMo8钢弯曲微动疲劳的S-N曲线明显不同于常规疲劳的,呈现"C"曲线特征;随着弯曲载荷的增加,微动依次运行于部分滑移区、混合区和滑移区;在混合区,裂纹最易萌生且微动疲劳寿命最短;微动损伤区的磨损机制主要为磨粒磨损、氧化磨损和剥层;弯曲微动疲劳裂纹的扩展表现为三个不同的阶段,第一阶段裂纹斜向扩展,以接触应力控制为主,第二阶段裂纹转向,受接触应力和弯曲应力共同控制,第三阶段裂纹扩展方向变为垂直方向,以弯曲应力控制为主。     

40CrNi2MoA合金钢的弯曲微动疲劳特性

在不同弯曲载荷下,对40CrNi2MoA合金钢进行弯曲微动疲劳试验,建立其弯曲微动疲劳下的循环次数-应力曲线;通过对微动损伤区的微观分析,研究该合金钢的弯曲微动疲劳特性。结果表明:40CrNi2MoA钢弯曲微动疲劳应力曲线不同于常规疲劳应力曲线,呈现"C"型曲线特征;随着弯曲载荷的增加,微动依次运行于部分滑移区、混合区和滑移区;相对于另外两个区域,混合区试样的裂纹更易萌生、扩展且微动疲劳寿命最短;试样表面的磨损机制主要为磨粒磨损、氧化磨损和剥层;由于接触应力和弯曲应力的影响程度不同,弯曲微动疲劳裂纹的扩展分为三个阶段,即接触应力控制阶段、接触应力与弯曲疲劳应力共同控制阶段和完全受弯曲应力控制阶段。     

钛合金TC11微动疲劳特性研究

以航空发动机榫连接结构微动疲劳问题的简化模型为研究对象,设计和制造了一套采用液压加载方式来实现微动疲劳法向载荷施加的试验装置,用于研究钛合金TC11微动疲劳的损伤过程,并对试验过程中在接触区域萌生裂纹的试件断口进行观测。研究结果表明:保持法向载荷恒定不变,增加轴向载荷将减少微动疲劳寿命。同样,保持轴向载荷恒定不变,法向载荷对微动疲劳寿命影响不如轴向载荷显著。另外,等效应力和滑移幅值是微动疲劳寿命的主要影响因素。     

钛合金薄壁板干涉强化孔边距工艺研究

针对某型机关键部位研制过程中钛合金薄壁板干涉强化的孔边距工艺问题,在有限元软件Abaqus平台上建立了3D有限元模型,分析了在循环载荷作用下,材料为TC4钛合金带孔薄壁板件的孔边距对干涉强化试件应力分布影响以及疲劳寿命预测分析。研究表明:随着边距比减小,疲劳寿命呈现明显降低趋势,疲劳破坏位置逐渐向远离孔方向移动,当边距比小于2时,疲劳破坏在薄壁板边缘处发生。     

微动疲劳加载装置的设计及其在典型合金上的应用

以疲劳试验机为平台,设计开发了一套微动疲劳加载装置,进行了钛合金TC11与TC11接触、单晶高温合金DD3与粉末高温合金FGH95接触以及定向凝固高温合金DZ125与FGH95接触等三种不同材料配对的微动疲劳试验,并对TC11、DD3和DZ125三种材料的微动疲劳性能进行比较。结果表明:三种材料的疲劳裂纹均出现在微动接触区域,说明所设计的试验装置性能良好,法向载荷加载稳定,可用于微动疲劳试验;在相同的几何尺寸、载荷条件以及表面加工状况的试验条件下,沿晶体生长方向上的各向异性材料DD3和DZ125的微动疲劳寿命比各向同性材料TC11的高。     

斗轮堆取料机回转支承螺栓连接疲劳寿命分析

常规螺栓连接中,螺栓承受的预紧力和工作载荷是拉力,而斗轮堆取料机回转支承联接螺栓承受轴向压力而产生压缩,轴向工作载荷和变形不同于常规螺栓连接。本文在对受偏心轴向压力的回转支承高强度螺栓群进行受力分析的基础上,对螺栓群疲劳寿命进行了分析。     

连接方式对紧固孔疲劳性能的影响

通过对紧固孔件的疲劳试验,研究不同连接方式对其疲劳性能的影响.对两种不同连接方式的紧固件的疲劳试验结果进行对比分析,对疲劳断口进行观察分析,基于当量初始裂纹(equivalent initial flaw size)理论计算不同连接方式下的原始疲劳质量.试验结果表明,采用沉头铆钉连接方式紧固孔的疲劳寿命略长于采用沉头螺栓连接方式的紧固孔,但沉头铆钉连接方式紧固件疲劳寿命的分散性较后者大;铆接紧固件的当量初始裂纹尺寸比螺接紧固件小,原始疲劳质量有所提高;在不同连接方式下,裂纹萌生位置不变,裂纹萌生寿命约为紧固件总疲劳寿命的80％.     

腐蚀对TC17钛合金超高周疲劳性能的影响

针对航空发动机在腐蚀环境下存在的超高周疲劳问题,先对TC17钛合金进行加速腐蚀处理,然后应用超声疲劳试验系统在室温下研究了腐蚀对TC17钛合金超高周疲劳性能的影响,最后观察了疲劳断口形貌。结果表明:在疲劳循环大于107周次时,腐蚀与未腐蚀的试样都会发生疲劳断裂,并不存在明显的疲劳极限;腐蚀后钛合金的疲劳强度略有降低,且随着载荷循环周次的增加,其S-N曲线更接近未腐蚀钛合金的;腐蚀后钛合金的疲劳源位于表面,氧化膜破坏导致的点蚀是疲劳裂纹于表面萌生的主要原因。     

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。     

拉—拉变幅载荷下45钢缺口件疲劳寿命分布的预测及其验证

根据预测模型。采用旋转弯曲得到的带存活率的疲劳寿命表达式和Miner法则,对给定多级拉-拉变幅载荷谱下的正火45钢缺口件变幅载荷下疲劳寿命下疲劳寿命和累积疲劳损伤临界值的分布进行预测,并通过拉-拉变幅载荷疲劳试验进行了验证,结果表明：45钢缺口件在多级拉-拉变幅载荷下的疲劳寿命和累积疲劳损伤临界值的预测值与试验值均近似服从对数正态分布,且两者符合很好。因此,此预测模型可应用于恒、变幅疲劳加载方式不同的疲劳试验结果预测。     

基于损伤力学-临界面法预估多轴疲劳寿命

基于损伤力学理论建立的非线性疲劳寿命预估模型在多轴疲劳寿命预估中获得了广泛的应用,但该模型并未考虑损伤面发生的位置及其物理意义,将其与临界面法相结合提出一种新的多轴非线性疲劳寿命预估模型,新模型能够弥补现有的非线性疲劳寿命预估模型未考虑临界面物理意义的不足。新模型从损伤的角度来预估多轴疲劳寿命,不仅考虑了临界面上裂纹形成及扩展的物理意义、相位差对附加强化现象的影响,而且对非对称加载下的平均应变进行修正。新模型仅仅利用单轴疲劳试验数据以及单轴疲劳材料常数就可以预估出试样的多轴疲劳寿命,从而避免了代价高昂的多轴疲劳试验。采用45钢、316不锈钢、钛合金TC4三种材料的多轴疲劳试验数据对提出的模型进行评估和验证,对几种材料比例/非比例以及对称/非对称加载下的多轴疲劳寿命进行预估,预估结果与试验结果的误差都在5%以内,结果表明提出的多轴非线性疲劳寿命预估模型具有较高的预估精度。     

Improvement of the fretting damage resistance of Ti-811 alloy by Cu/Ni multilayer films

The Cu/Ni multilayer films were prepared on the titanium alloy surface by ion-assisted magnetron sputtering deposition (IAD) technique. The Cu/Ni multilayer films could significantly improve the resistance of fretting wear and fretting fatigue (FF) of Ti-811 alloy at room temperature. The FF resistance of the titanium alloy substrate did not increase monotonically with increase in the modulation period thickness of the Cu/Ni multilayer films. The Cu/Ni multilayer films with modulation period thickness of 200 nm had the highest FF resistance among the prepared Cu/Ni multilayer films for its comprehensive properties with high toughness, high strength and good lubricating action.     

Prediction of multiaxial fatigue life for notched specimens of titanium alloy TC4

Both the proportional and nonproportional multiaxial fatigue tests were conducted on two kinds of notched specimens of titanium alloy TC4. The multiaxial fatigue critical area of notched specimen is considered as the location experiencing the maximum damage. It is unsatisfactory to predict the multiaxial fatigue life with the local stress and strain in the fatigue critical area. The critical distance concepts are employed in the multiaxial life prediction method for notched specimens. The proposed method was checked by the test data of TC4 notched specimens. The prediction results are almost within a factor of three scatter band of the test results.     

超高压压缩机汽缸螺栓剩余疲劳寿命的计算

汽缸螺栓在压缩机的吸、排气的压差交变载荷作用下，在使用一段时间后可能会产生疲劳失效破坏，因此有必要对这些在役使用的汽缸螺栓疲劳寿命进行评估，以确保装置的安全生产。一般来说，汽缸螺栓使用一段时间后都会产生一些缺陷，因而，我们利用裂纹扩散速率与螺栓的临界裂纹尺寸对螺栓的剩余寿命进行计算，并得出了它的剩余使用寿命。     

热处理对损伤容限型TC4钛合金疲劳性能的影响

本文利用光学显微镜(OM)、扫描电子显微镜(SEM)研究了不同的状态下损伤容限型TC4钛合金的疲劳性能。结果表明:损伤容限型TC4钛合金经过995℃/1hAC+550℃/4 h处理后得到魏氏组织,并且疲劳性能比原始状态和经900℃/1hAC+550℃/4h处理后都要好。从疲劳断口观察到,预裂区和快速扩展区主要是以微区解理断裂为主,稳态扩展区主要是以疲劳条带扩展机制为主,同时也存在微区解理断裂机制。     

钛合金高周疲劳特性的影响因素分析

高周疲劳（HCF）亦称高循环疲劳,它是航空燃气涡轮发动机的主要失效方式之一。高周疲劳失效几乎涉及航空发动机每一个钛合金零件,如压气机叶片、压气机内环和机匣等,会导致发动机重要部件的过早失效,甚至整个发动机和飞机的损失。但仅研究高周疲劳并不能解决实质问题,必须研究各种损伤对钛合金材料高周疲劳特性的影响。损伤通常包含低周疲劳、外物损伤、在缺口或应力集中处形成裂纹和接触疲劳等,这些损伤都可能降低高周疲劳性能。本文主要介绍和总结了国内外有关低周疲劳和外物损伤对钛合金高周疲劳特性影响的研究现状。     

航空钛合金铣削过程有限元数值模拟

基于材料损伤理论确定了切屑分离准则,建立了钛合金TC4构件铣削过程的有限元模型,利用商业有限元软件(ABAQUS),在给定切削参数条件下,采用不同几何参数(前角、后角、螺旋角)的刀具对钛合金TC4的铣削过程进行了有限元模拟,研究了切削力和切削温度随刀具角度变化的规律,结果表明:铣刀的前角在10°~20°,后角为12°~20°,螺旋角为30°~45°时比较适合钛合金TC4的铣削。     

TC4合金微动疲劳损伤研究

研究了TC4合金在柱面-平面接触务件下的微动疲劳行为，分析了其微动疲劳损伤机制。结果表明：在试验务件下，微动区边缘的损伤特征以粘着磨损为主，而微动区中部则以磨粒磨损和接触疲劳为主。疲劳裂纹易于在微动区．特别是在蚀坑处萌生和扩展。促使微动疲劳裂纹萌生的因素：一是法向应力和切向摩擦力引起的材料表层塑性变形，二是微动磨损破坏了材料的表面完整性，造成了缺口应力集中效应。     

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。     

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。