本文關(guān)鍵詞：拉扭復(fù)合受力條件下金屬材料的失效研究

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【摘要】：拉扭復(fù)合疲勞是典型的多軸疲勞模式之一。民航飛機(jī)大部分結(jié)構(gòu)件如飛機(jī)的翼梁、隔框、翼肋等都承受多軸載荷的作用。2A12鋁合金是典型的航空鋁合金,在這些結(jié)構(gòu)中廣泛應(yīng)用。所以,本文對(duì)2A12鋁合金進(jìn)行了多方面的多軸疲勞試驗(yàn),斷口的掃描電鏡分析,建模與仿真分析。采用SDN100/1000型電液伺服拉扭復(fù)合疲勞試驗(yàn)機(jī)對(duì)2A12試樣進(jìn)行試驗(yàn)。通過改變應(yīng)力幅值、相位角、應(yīng)力幅比、平均應(yīng)力等主要參數(shù),研究在不同載荷加載模式下材料的壽命規(guī)律。拉扭疲勞試驗(yàn)后又對(duì)疲勞斷口進(jìn)行了宏觀與微觀分析,力求從斷口的宏觀與微觀形貌方面發(fā)現(xiàn)規(guī)律。通過試驗(yàn)過程中采集的位移、載荷、扭矩和扭角數(shù)據(jù),繪制相關(guān)循環(huán)曲線,觀察循環(huán)過程中試樣變化的相關(guān)規(guī)律。最后通過Patran建模的方法,采用內(nèi)部不同的壽命計(jì)算方法得到材料的預(yù)測(cè)壽命,并與試驗(yàn)得到的試驗(yàn)壽命相對(duì)比,得到軟件中較好的壽命預(yù)測(cè)方法。多方面研究2A12航空硬鋁合金的拉扭復(fù)合疲勞性能。結(jié)果分析表明,在Von-Mise等效應(yīng)力350MPa相同的條件下,單軸扭轉(zhuǎn)疲勞壽命小于單軸拉壓疲勞壽命。多軸疲勞壽命會(huì)隨著相位差的加大而減小,隨著拉扭應(yīng)力幅比的增加而增加。在正應(yīng)力幅值247.3MPa與切應(yīng)力幅值143.1MPa均不變的條件下,改變二者的平均應(yīng)力中的一個(gè),另一個(gè)保持不變,無論增大還是減小,多軸疲勞壽命都會(huì)降低。在兩極變幅加載試驗(yàn)中,等效載荷300MPa轉(zhuǎn)350MPa的加載模式下,隨著一級(jí)載荷循環(huán)周次的增加,試樣的整體疲勞壽命增加,并產(chǎn)生鍛煉效應(yīng);等效載荷350MPa轉(zhuǎn)300MPa的加載模式下,隨著一級(jí)載荷循環(huán)周次的增加,試樣整體疲勞壽命減小。在正應(yīng)力幅值和切應(yīng)力幅值都不變的情況下,正弦波壽命大于三角波壽命,三角波壽命大于方波。在選用三種波形等數(shù)量循環(huán)組合時(shí),疲勞壽命介于正弦波與方波之間。試樣斷面與試樣主軸的夾角隨著相位差的加大而增大,隨著拉扭應(yīng)力幅比的增加而減小。在單軸拉壓疲勞斷口上,裂紋擴(kuò)展區(qū)出現(xiàn)開裂的疲勞條紋。在單軸扭轉(zhuǎn)疲勞的斷口上,整體形貌體現(xiàn)為旋渦狀,并伴有指向扭轉(zhuǎn)主軸的裂紋組。多軸疲勞斷口呈現(xiàn)出明顯的多裂紋源特點(diǎn)。在拉扭復(fù)合疲勞斷口上,比例加載下可觀察到疲勞條紋和蜂窩狀形貌。非比例加載下可觀察到魚骨狀形貌與魚鱗狀形貌。經(jīng)過能譜分析可知,斷口裂紋源區(qū)深色物質(zhì)存在氧化物,孔洞中存在材料析出相。在不同的相位差下,在疲勞試驗(yàn)初期材料的扭向性質(zhì)都呈現(xiàn)出循環(huán)硬化現(xiàn)象。隨著應(yīng)力幅比的降低,在疲勞試驗(yàn)初期材料拉向循環(huán)硬化現(xiàn)象越發(fā)明顯。與正弦波、三角波相比,方波作用下循環(huán)遲滯現(xiàn)象最為明顯試樣體現(xiàn)出了更大的結(jié)構(gòu)耗能。針對(duì)本文所采用的材料以及試樣尺寸,對(duì)比Patran建模壽命預(yù)測(cè)結(jié)果發(fā)現(xiàn),Fatemi-Socie方法在預(yù)測(cè)比例加載模式時(shí)更加準(zhǔn)確,Wang-Brown+Mean方法得到的非比例模式計(jì)算結(jié)果更好。兩種方法得到的結(jié)果均在2倍分散帶以內(nèi)。
【學(xué)位授予單位】：中國民航大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號(hào)】：V215;V252

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