鈦合金TC4是飛機(jī)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)件中應(yīng)用最廣泛的材料。為保障飛機(jī)在服役過(guò)程中安全穩(wěn)定運(yùn)行,將數(shù)字圖像相關(guān)（DIC）和聲發(fā)射技術(shù)結(jié)合,開(kāi)展TC4合金疲勞損傷狀態(tài)監(jiān)測(cè)研究;利用微力拉伸實(shí)驗(yàn)系統(tǒng),對(duì)TC4合金進(jìn)行不同應(yīng)力水平下的循環(huán)加載聲發(fā)射監(jiān)測(cè)實(shí)驗(yàn)。選擇試樣表面變形不均勻程度參數(shù)表征TC4合金疲勞損傷狀態(tài),結(jié)合加載過(guò)程中聲發(fā)射信號(hào)時(shí)域經(jīng)歷,分析試件內(nèi)部微損傷、裂紋開(kāi)裂及擴(kuò)展?fàn)顟B(tài)下聲發(fā)射特征參量分布規(guī)律。結(jié)果表明:利用DIC和聲發(fā)射技術(shù)結(jié)合方法,可以實(shí)現(xiàn)TC4合金疲勞狀態(tài)的動(dòng)態(tài)監(jiān)測(cè)及損傷狀態(tài)的有效表征。 

【文章來(lái)源】：東北石油大學(xué)學(xué)報(bào). 2020,44(03)北大核心

【文章頁(yè)數(shù)】：9 頁(yè)

【部分圖文】：

循環(huán)加載過(guò)程力—位移遲滯回線

利用技術(shù)計(jì)算試樣直邊段表面應(yīng)變,獲得不同應(yīng)力控制下的試樣表面應(yīng)變分布云圖。在1.6、1.7、1.8 kN力控制下,TC4試樣第一次達(dá)到最大載荷時(shí)應(yīng)變?cè)茍D見(jiàn)圖6(a-c),疲勞斷裂瞬間應(yīng)變?cè)茍D見(jiàn)圖6(d)。由圖6可知,在3個(gè)應(yīng)力水平下,試樣表面塑性變形分布存在不均勻現(xiàn)象,最大應(yīng)變與疲勞裂紋開(kāi)裂的位置一致,裂尖是材料局部應(yīng)力/應(yīng)變最為集中的區(qū)域。根據(jù)式(2),計(jì)算應(yīng)變?cè)茍D(見(jiàn)圖6(a-c))的平均總應(yīng)變 ε t - 和平均塑性應(yīng)變 ε p - :

不同力控制下,試樣表面變形不均勻程度γSD循環(huán)曲線見(jiàn)圖8。由圖8可知,γSD隨循環(huán)周次增加而呈鋸齒形增加,1.8 kN力控制下的γSD增加的速率明顯大于1.6、1.7 kN力控制下的。為進(jìn)一步分析γSD隨循環(huán)周次的變化規(guī)律,圖8Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ方框中γSD在兩個(gè)循環(huán)周期內(nèi)循環(huán)曲線細(xì)節(jié)見(jiàn)圖9。由圖9可知,試樣表面γSD不僅與應(yīng)力狀態(tài)有關(guān),還與循環(huán)周次有關(guān)。當(dāng)應(yīng)力增加時(shí),γSD由A點(diǎn)增加至B點(diǎn),在小應(yīng)力幅控制下,材料微觀組織變形主要以彈性變形為主;當(dāng)應(yīng)力下降時(shí),γSD由B點(diǎn)降至C點(diǎn),其中C要比A高出0.04×10-3。由于晶粒彈性模量是各向異性的,即使在彈性變形階段晶粒的變形也是不均勻的。這種不均勻隨力的卸載而消失,只有不可逆的塑性不均勻變形殘留在材料內(nèi)部(ΔγSD),并且隨循環(huán)增加而不斷累積。當(dāng)循環(huán)載荷增加至1.7 kN時(shí),ΔγSD為0.07×10-3;當(dāng)循環(huán)載荷增加至1.8 kN時(shí),ΔγSD為0.70×10-3。圖8 不同力控制下TC4試樣表面應(yīng)變標(biāo)準(zhǔn)差循環(huán)響應(yīng)曲線

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]TC18鈦合金疲勞斷裂過(guò)程聲發(fā)射信號(hào)特征分析[J]. 張昭,肖迎春,王倩,鄭建軍.  航空工程進(jìn)展. 2015(04)
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碩士論文
[1]基于聲發(fā)射和數(shù)字圖像相關(guān)方法編織復(fù)合材料損傷破壞研究[D]. 盧博遠(yuǎn).河北大學(xué) 2017



本文編號(hào)：3492979