發(fā)布時(shí)間：2021-09-21 22:56

　　孔邊應(yīng)力集中易導(dǎo)致飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞失效,從而引發(fā)災(zāi)難性事故。為研究孔擠壓強(qiáng)化對2024-T351鋁合金板材疲勞壽命及性能改善的影響,在疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行孔擠壓前后鋁合金板材試件的疲勞性能測試,采用X射線衍射測量及有限元仿真表征孔邊殘余應(yīng)力分布。通過掃描電鏡和透射電鏡觀察疲勞斷口、疲勞條帶及微區(qū)組織變化,揭示孔邊微結(jié)構(gòu)變化與疲勞壽命的關(guān)系。結(jié)果表明:孔擠壓顯著提高了2024-T351鋁合金板材的疲勞性能,過盈量0.4 mm時(shí)增壽效果較好,疲勞極限增幅約為42%。 

【文章來源】：航空材料學(xué)報(bào). 2020,40(06)北大核心CSCD

【文章頁數(shù)】：7 頁

【部分圖文】：

5種過盈量下有限元模型X方向殘余應(yīng)力分布

5種過盈量下殘余應(yīng)力與實(shí)測殘余應(yīng)力結(jié)果

加工平板試樣如圖1所示。試樣總長度300 mm，夾持段寬度80 mm，厚度與拉伸試樣保持一致，為4 mm，中間段寬度44 mm。試樣孔徑9.3 mm，為飛行器結(jié)構(gòu)常用孔徑。利用有限元仿真探索5種過盈量下殘余應(yīng)力分布，驗(yàn)證0.4 mm過盈量為最優(yōu)過盈量，隨后在液壓機(jī)上采用過盈量為0.4 mm的芯棒對孔進(jìn)行擠壓。疲勞試樣分為兩組：擠壓與未擠壓。每組試樣件數(shù)為25件（其中12件測定高周疲勞極限）。測試溫度22℃，測試設(shè)備為Amsler HFP 5000高頻疲勞試驗(yàn)機(jī)，執(zhí)行標(biāo)準(zhǔn)HB5287—1996，軸向加載，應(yīng)力比R=0.1，測試頻率f=120 Hz。為考察芯棒擠壓對疲勞壽命的影響，分別采用X stress Robot X射線衍射儀和ZEISS SUPRA55掃描電鏡對孔邊緣附近殘余應(yīng)力和疲勞斷口進(jìn)行分析，并將應(yīng)力測試結(jié)果與有限元仿真結(jié)果對比。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]鎳基高溫合金GH4169孔擠壓強(qiáng)化數(shù)值模擬方法及參數(shù)影響[J]. 靳盛哲,胡殿印,劉輝,王欣,王榮橋.  航空動力學(xué)報(bào). 2020(01)
[2]7075鋁合金連接孔復(fù)合強(qiáng)化數(shù)值模擬及疲勞試驗(yàn)研究[J]. 劉淵,薛紅前,靳泓睿,高國強(qiáng).  航空制造技術(shù). 2019(21)
[3]7085鋁合金鍛件孔擠壓強(qiáng)化工藝及機(jī)理研究[J]. 王亮,冉嘉,張浩.  有色金屬設(shè)計(jì). 2019(03)
[4]二次孔擠壓強(qiáng)化對TB6鈦合金疲勞性能的影響[J]. 羅學(xué)昆,艾瑩珺,王欣,王強(qiáng),宋穎剛,湯智慧,趙振業(yè).  航空材料學(xué)報(bào). 2017(06)
[5]擠壓強(qiáng)化對TC17鈦合金孔結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響[J]. 艾瑩珺,王欣,宋穎剛,王強(qiáng),羅學(xué)昆,湯智慧,趙振業(yè).  航空材料學(xué)報(bào). 2017(06)
[6]孔擠壓強(qiáng)化技術(shù)研究進(jìn)展與展望[J]. 王燕禮,朱有利,曹強(qiáng),張小輝.  航空學(xué)報(bào). 2018(02)
[7]孔擠壓強(qiáng)化對2124鋁合金疲勞壽命及微觀組織的影響[J]. 伊琳娜,汝繼剛,黃敏,宋德玉,王亮.  航空材料學(xué)報(bào). 2016(05)
[8]飛機(jī)結(jié)構(gòu)件緊固孔強(qiáng)化技術(shù)綜述[J]. 錢曉明,姜銀方,管海兵,李志飛.  機(jī)械強(qiáng)度. 2011(05)
[9]孔擠壓強(qiáng)化殘余應(yīng)力場的三維有限元模擬和實(shí)驗(yàn)研究[J]. 劉曉龍,高玉魁,劉蘊(yùn)韜,陳東風(fēng).  航空材料學(xué)報(bào). 2011(02)
[10]冷擠壓孔抗疲勞增壽機(jī)理與試驗(yàn)研究[J]. 傅仕偉,王珉,左敦穩(wěn).  航空工藝技術(shù). 1998(01)



本文編號：3402656