本文關(guān)鍵詞： 鈦合金 孔擠壓強(qiáng)化 非線性有限元分析 殘余應(yīng)力 臨界距離法 疲勞壽命　出處：《浙江大學(xué)學(xué)報(bào)(工學(xué)版)》2017年08期 　論文類型：期刊論文

【摘要】：針對(duì)缺乏孔擠壓強(qiáng)化鉸孔后的殘余應(yīng)力分布及壽命預(yù)測(cè)與評(píng)定的分析方法,研究孔擠壓強(qiáng)化鉸孔工藝的三維有限元模擬方法及擠壓強(qiáng)化后鉸孔對(duì)孔邊的殘余應(yīng)力分布的影響.分析結(jié)果表明:鉸“0”孔后擠入端的殘余壓應(yīng)力比不鉸孔的明顯增大.通過(guò)有限元法獲得鉸孔試樣在疲勞載荷作用下孔邊的應(yīng)力分布,結(jié)合臨界距離法預(yù)測(cè)3組不同載荷水平下4%孔擠壓量鈦合金TC4中心孔板的疲勞壽命,預(yù)測(cè)結(jié)果在試驗(yàn)結(jié)果的0.5~2.0倍壽命之內(nèi).
[Abstract]:The analysis method of residual stress distribution and life prediction and evaluation after the lack of hole extrusion strengthened hinge. The three-dimensional finite element simulation method of hole extrusion strengthening reaming process and the effect of extrusion strengthened reaming on the distribution of residual stress around the hole edge are studied. The analysis results show that the hinge "0" The residual compressive stress at the end of the extruded hole is obviously larger than that at the non-reaming end. The stress distribution of the reamer specimen under fatigue loading is obtained by finite element method. Combined with the critical distance method, the fatigue life of three groups of 4% hole extruded titanium alloy TC4 central hole plates under different loading levels was predicted, and the predicted results were within 0.5 ~ 2.0 times of the test results.
【作者單位】： 上海交通大學(xué)航空航天學(xué)院;北京航空材料研究院;
【分類號(hào)】：TG379
【正文快照】： 由于孔邊的應(yīng)力集中,飛機(jī)結(jié)構(gòu)中帶孔元件在服役過(guò)程中容易產(chǎn)生疲勞裂紋,降低結(jié)構(gòu)件疲勞壽命.孔擠壓強(qiáng)化是航空結(jié)構(gòu)壽命增益的主要方法.該方法用一定過(guò)盈量的擠壓棒連續(xù)、均勻地?cái)D壓孔,使孔邊產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力層[1].在疲勞載荷下,殘余壓應(yīng)力通常不會(huì)影響孔邊的應(yīng)力幅值,但會(huì)顯著

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本文編號(hào)：1448679