發(fā)布時(shí)間：2020-04-03 02:46

【摘要】：激光噴丸強(qiáng)化技術(shù)(Laser peening,LP)利用高功率激光束與材料相互作用引起材料表面劇烈塑性形變,從而獲得穩(wěn)定的殘余壓應(yīng)力分布和晶粒細(xì)化效果。因此,激光噴丸能夠有效地抑制裂紋的萌生和降低疲勞裂紋的擴(kuò)展速率,從而提高關(guān)鍵零部件的服役壽命。本文針對(duì)航空航天發(fā)動(dòng)機(jī)熱端零部件亟須解決的高溫疲勞失效問題,以IN718鎳基合金為研究對(duì)象,通過數(shù)值模擬和試驗(yàn)研究相結(jié)合的方法,分析激光噴丸后孔周殘余應(yīng)力的奇異特性及其熱力松弛行為,探索激光噴丸強(qiáng)化的高溫疲勞延壽機(jī)理,最終實(shí)現(xiàn)激光噴丸后材料高溫疲勞壽命的合理預(yù)測(cè)。主要研究?jī)?nèi)容如下:(1)從蠕變損傷、疲勞損傷和氧化角度,分析材料的高溫疲勞失效機(jī)制;以材料的彈塑性力學(xué)為基礎(chǔ),對(duì)激光噴丸誘導(dǎo)的殘余應(yīng)力場(chǎng)進(jìn)行估算,分析高應(yīng)變率下材料的動(dòng)態(tài)響應(yīng)機(jī)制;探索激光噴丸誘導(dǎo)的殘余應(yīng)力在高溫交變載荷條件下的松弛行為,并推導(dǎo)殘余應(yīng)力熱力松弛估算模型;根據(jù)蠕變力學(xué)和斷裂力學(xué)相關(guān)理論,對(duì)激光噴丸后材料的高溫疲勞壽命估算公式進(jìn)行推導(dǎo)。(2)開展激光噴丸強(qiáng)化試驗(yàn)及其相應(yīng)的數(shù)值模擬研究,分析激光噴丸強(qiáng)化后IN718合金單聯(lián)中心孔試樣孔周材料表面殘余應(yīng)力場(chǎng)的奇異特性。由于激光噴丸在孔周誘導(dǎo)的殘余應(yīng)力具有各向異性,選用殘余最小主應(yīng)力表征激光噴丸強(qiáng)化效果。探索激光噴丸強(qiáng)化后在小孔附近出現(xiàn)典型“殘余壓應(yīng)力環(huán)”的產(chǎn)生機(jī)理,研究不同激光功率密度下,“殘余壓應(yīng)力環(huán)”出現(xiàn)位置與孔壁距離的相互關(guān)系。(3)選取典型試樣進(jìn)行高溫拉伸試驗(yàn),研究不同溫度服役環(huán)境下IN718合金的力學(xué)性能。在此基礎(chǔ)上,開展激光噴丸強(qiáng)化單聯(lián)中心孔試樣的高溫疲勞試驗(yàn)和數(shù)值模擬研究,建立試樣整體疲勞壽命與各個(gè)危險(xiǎn)節(jié)點(diǎn)之間的函數(shù)關(guān)系模型,提出激光噴丸強(qiáng)化后試樣高溫疲勞壽命的預(yù)測(cè)方法。結(jié)果表明,高溫環(huán)境下激光噴丸工藝提高材料抗疲勞性能的增益效果有所弱化,而且隨著溫度上升,強(qiáng)化效果越不顯著,高溫疲勞斷口形貌SEM分析表明,不同溫度下試樣疲勞裂紋的擴(kuò)展方式有所區(qū)別。
【圖文】：

圖 1.1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1.1 Schematic diagram of the aeroengine structure端零部件制造須以選取優(yōu)異高溫力學(xué)性能的工程材料化處理技術(shù)，使其在高溫服役環(huán)境下獲得最佳的使用包括機(jī)械噴丸[4,5]、滾壓[6,7]等）由于強(qiáng)化效果弱和高

圖 1.2 IN718 合金的組織形貌[25]Fig.1.2 Microstructure of IN718 alloyγ的元素組成以 Ni 為主，當(dāng) Ni 含量達(dá)到 5另外，γ"相作為 IN718 的主要強(qiáng)化相，其，形成共格應(yīng)力強(qiáng)化效果，從而進(jìn)一步提
【學(xué)位授予單位】：江蘇大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V263

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2612824