【摘要】：7075鋁合金作為硬鋁合金的一種,被廣泛應用于航空領域。飛機結構常常受到多軸疲勞載荷的作用,其中,載荷種類和相互作用、服役過程的腐蝕環(huán)境以及結構中的不連續(xù)特征,會對失效行為產生顯著影響。因此,對材料的疲勞失效進行分析十分重要。針對不同加載條件下的7075鋁合金多軸疲勞失效問題,對薄壁管件進行拉扭復合疲勞試驗,結果表明,隨等效應力幅的降低,多軸疲勞壽命增加;等效應力恒定時,壽命隨應力幅比的升高而增加;拉扭相位差對壽命影響較小。高應力幅下材料在軸向和扭向以軟化為主,低應力幅下硬化和軟化交替出現(xiàn)。宏觀斷口平臺區(qū)隨應力幅比的增加而逐漸減小,擴展區(qū)可以觀察到疲勞條帶和二次裂紋,瞬斷區(qū)出現(xiàn)混合型韌窩。提出基于Basquin準則的改進模型,壽命預測效果較好,壽命預測值均位于兩倍分散帶內。針對加載順序對多軸疲勞累積損傷的影響,對7075鋁合金薄壁管件進行12組兩級加載多軸疲勞試驗。對比分析表明,兩級多軸疲勞加載的相互作用會降低疲勞損傷累積速率。分析循環(huán)加載曲線和斷口形貌可知,對應較低疲勞壽命的載荷在兩級加載中占主導地位�？紤]應力幅比影響和載荷相互作用,基于改進的Basquin準則,提出非線性累積損傷模型,壽命預測結果較好,所有預測數據均位于兩倍分散帶內。針對飛機地面腐蝕與空中疲勞交替過程,研究預腐蝕和交替腐蝕對7075鋁合金的多軸疲勞行為的影響,結果表明:等效應力恒定時,隨著預腐蝕時間增加,試樣表面蝕坑數量和密度增加,腐蝕影響權重增大,多軸疲勞壽命降低;腐蝕-多軸疲勞交替試驗中,單位加載周次恒定時,單位腐蝕時間增加導致多軸疲勞壽命下降,隨著交替級數的增加,試樣表面腐蝕程度加劇;基于Miner模型和預腐蝕疲勞壽命數據,提出修正的損傷累積模型進行交替腐蝕-多軸疲勞壽命預測,壽命預測值基本位于兩倍分散帶內。針對缺口對多軸疲勞性能的影響,對7075鋁合金缺口件進行不同等效應力條件下的拉扭復合疲勞試驗,結合DIC數字圖像相關技術進行分析,結果表明:隨等效應力的增加,缺口件多軸疲勞壽命降低,缺口局部最大軸向、扭向和剪切工程應變增大。不同等效應力條件下,疲勞過程中缺口局部周邊出現(xiàn)應變集中�；贒IC分析出的臨界平面,引入臨界面角度和最大正應變,提出修正的SWT模型,其預測效果較為理想。
【學位授予單位】：中國民航大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：V252.2;TG146.21
【圖文】：

第二章 試驗材料、設備及方法試驗材料試驗所用 7075-T651 鋁合金化學成分如表 2.1 所示，采用擠壓成型、直徑為棒材，沿成型方向取材加工試樣，測得材料常溫下基本力學性能為：屈服5MPa，抗拉強度 538.90MPa，彈性模量 70.36GPa。對于多軸疲勞試驗，依測試標準 ASTM E2207[85]加工成薄壁管狀試樣，光滑件尺寸如圖 2-1 所示，如圖 2-2 所示。表 2.1 7075-T651 鋁合金化學成分（質量分數/ %）i Fe Cu Mn Mg Zn Ti Cr 0 0.50 1.20~2.00 0.30 2.10~2.90 5.10~6.10 0.20 0.18~0.28

圖 2-2 所示。表 2.1 7075-T651 鋁合金化學成分（質量分數/ %） Fe Cu Mn Mg Zn Ti Cr 0 0.50 1.20~2.00 0.30 2.10~2.90 5.10~6.10 0.20 0.18~0.28 圖 2-1 多軸疲勞光滑件試樣尺寸圖 (mm)

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本文編號：2728675