【摘要】：在航空航天領(lǐng)域采用激光焊接技術(shù)對(duì)高強(qiáng)度鋁合金進(jìn)行焊接,極大地提高了飛行器的制造水平,但焊縫區(qū)域容易產(chǎn)生氣孔、裂紋等缺陷。其中,焊接裂紋的存在破壞了構(gòu)件的連續(xù)性和完整性,降低了結(jié)構(gòu)的承載能力。本文基于全場(chǎng)變形提出了裂尖和塑性區(qū)確定方法,開展了對(duì)6061鋁合金激光焊縫裂紋擴(kuò)展與偏折行為的研究,測(cè)得Ⅰ型、Ⅱ型和混合型裂紋的偏折軌跡、裂紋尖端塑性區(qū)的形狀與大小及裂紋的斷裂韌性,討論分析了上述裂紋參數(shù)對(duì)裂紋擴(kuò)展行為的影響。首先,使用數(shù)字圖像相關(guān)方法獲得含Ⅰ型焊縫裂紋的6061鋁合金激光焊接試驗(yàn)件表面的位移場(chǎng)和應(yīng)變場(chǎng)數(shù)據(jù)。通過(guò)近裂紋面的參考直線擬合法求得Ⅰ型焊縫裂紋擴(kuò)展過(guò)程中的名義裂尖位置、裂紋尖端張開角(CTOA)、裂紋尖端張開位移(CTOD),使用焊縫區(qū)域的圍線積分法求得Ⅰ型焊縫裂紋的斷裂韌性。通過(guò)相位一致方法獲得Ⅰ型焊縫裂紋的擴(kuò)展軌跡,結(jié)合最大類間方差法(Otsu)求得裂紋尖的塑性區(qū)形狀及大小。結(jié)果表明:名義裂尖確定方法能夠準(zhǔn)確地測(cè)得裂紋尖端位置,獲得裂紋尖端位置處的CTOA、CTOD。當(dāng)裂紋在焊縫區(qū)擴(kuò)展后,CTOA、CTOD由緩慢的增長(zhǎng)模式轉(zhuǎn)變到穩(wěn)定較快近線性增長(zhǎng);裂紋由焊縫區(qū)向熱影響區(qū)過(guò)渡階段,CTOA和CTOD近似為零;裂紋在熱影響區(qū)穩(wěn)定擴(kuò)展階段,CTOA和CTOA緩慢增加。其次,將6061鋁合金激光焊接試驗(yàn)件Ⅰ型焊縫裂紋的研究方法擴(kuò)展至混合型焊縫裂紋,研究混合型焊縫裂紋的擴(kuò)展與偏折行為�；旌闲土鸭y具有復(fù)雜的擴(kuò)展行為,使用名義裂尖方法不能有效地獲得混合型裂紋的尖端位置,因此采用相位一致方法獲得混合型裂紋的偏折軌跡,并通過(guò)裂紋軌跡獲得裂紋尖端位置。同樣地,結(jié)合最大類間方差法與去基平面方法,獲得裂紋尖端位置處的塑性區(qū)形狀和大小,以此研究Ⅰ型焊縫裂紋和Ⅱ型焊縫裂紋在混合型裂紋中對(duì)裂紋擴(kuò)展與偏折行為的影響,并通過(guò)圍線積分法獲得混合型裂紋的斷裂韌性。結(jié)果表明:Ⅱ型焊縫裂紋相比于Ⅰ型焊縫裂紋擴(kuò)展難度加大;Ⅰ型裂紋所引起的塑性區(qū)范圍大于Ⅱ型裂紋引起的塑性區(qū)范圍;隨著加載角度的增大,裂紋尖端塑性區(qū)形狀越發(fā)的狹長(zhǎng);混合型裂紋中Ⅱ型裂紋占比越多,Ⅱ型裂紋擴(kuò)展方向所積累的塑性變形越多,裂紋越早的由熱影響區(qū)向母材方向擴(kuò)展。最后,對(duì)6061鋁合金激光焊接試驗(yàn)件Ⅰ型、Ⅱ型和混合型裂紋的擴(kuò)展行為進(jìn)行了有限元模擬。結(jié)果表明:激光焊縫裂紋擴(kuò)展過(guò)程中,裂紋尖端應(yīng)力場(chǎng)出現(xiàn)了明顯的不連續(xù),母材區(qū)域塑性區(qū)對(duì)應(yīng)的半徑大小大于焊縫區(qū)域大于熱影響,這與試驗(yàn)件母材、焊縫和熱影響區(qū)所對(duì)應(yīng)的材料屬性相一致。
【圖文】：

圖 4.3 實(shí)驗(yàn)件有限元模型Fig. 4.3 Finite element model of the sample邊界條件 鋁合金激光焊接試驗(yàn)件，，有限元計(jì)算過(guò)程中輸入相應(yīng)

圖 4.4 等效邊界條件Fig. 4.4 The equivalent boundary condition裂紋模型加載方向如圖 4.4 所示，緊湊拉伸試驗(yàn)件上螺
【學(xué)位授予單位】：大連理工大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：O346.1;TN249

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前3條

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本文編號(hào)：2604549