【摘要】：激光噴丸強化技術(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)定的殘余壓應力分布和晶粒細化效果。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展速率,從而提高關鍵零部件的服役壽命。本文針對航空航天發(fā)動機熱端零部件亟須解決的高溫疲勞失效問題,以IN718鎳基合金為研究對象,通過數值模擬和試驗研究相結合的方法,分析激光噴丸后孔周殘余應力的奇異特性及其熱力松弛行為,探索激光噴丸強化的高溫疲勞延壽機理,最終實現激光噴丸后材料高溫疲勞壽命的合理預測。主要研究內容如下:(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制;以材料的彈塑性力學為基礎,對激光噴丸誘導的殘余應力場進行估算,分析高應變率下材料的動態(tài)響應機制;探索激光噴丸誘導的殘余應力在高溫交變載荷條件下的松弛行為,并推導殘余應力熱力松弛估算模型;根據蠕變力學和斷裂力學相關理論,對激光噴丸后材料的高溫疲勞壽命估算公式進行推導。(2)開展激光噴丸強化試驗及其相應的數值模擬研究,分析激光噴丸強化后IN718合金單聯中心孔試樣孔周材料表面殘余應力場的奇異特性。由于激光噴丸在孔周誘導的殘余應力具有各向異性,選用殘余最小主應力表征激光噴丸強化效果。探索激光噴丸強化后在小孔附近出現典型“殘余壓應力環(huán)”的產生機理,研究不同激光功率密度下,“殘余壓應力環(huán)”出現位置與孔壁距離的相互關系。(3)選取典型試樣進行高溫拉伸試驗,研究不同溫度服役環(huán)境下IN718合金的力學性能。在此基礎上,開展激光噴丸強化單聯中心孔試樣的高溫疲勞試驗和數值模擬研究,建立試樣整體疲勞壽命與各個危險節(jié)點之間的函數關系模型,提出激光噴丸強化后試樣高溫疲勞壽命的預測方法。結果表明,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展方式有所區(qū)別。
【圖文】：

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

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 Ni 含量達到 5另外，γ"相作為 IN718 的主要強化相，其，形成共格應力強化效果，從而進一步提
【學位授予單位】：江蘇大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：V263

【參考文獻】

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本文編號：2612824