由于強度高、密度低等優(yōu)點,鋁合金在機身蒙皮、桁條等重要部件中被廣泛使用。然而,鋁合金零部件在飛機運行過程中經(jīng)常受環(huán)境作用而產(chǎn)生局部腐蝕(剝落腐蝕、點蝕等),進而在疲勞載荷作用下加快裂紋的萌生和擴展,導(dǎo)致飛機結(jié)構(gòu)失效。因此,研究預(yù)腐蝕航空鋁合金的疲勞失效具有重要的意義。本文針對預(yù)腐蝕鋁合金的疲勞失效進行實驗表征與建模分析,首先進行了預(yù)腐蝕7075-T7651鋁合金的宏觀疲勞實驗,基于數(shù)字圖像相關(guān)(DIC)技術(shù)觀測試件疲勞損傷演化過程,結(jié)合損傷程度曲線和應(yīng)變云圖演化描述損傷累積、宏觀裂紋的萌生和擴展;利用掃描電子顯微鏡(SEM)針對宏觀裂紋萌生區(qū)域中的微觀特征進行了微觀斷口分析。實驗觀察發(fā)現(xiàn),在L-S或L-T表面的局部腐蝕促進了疲勞裂紋成核,影響了裂紋的成核位置、擴展路徑并且伴隨著氫脆現(xiàn)象。局部腐蝕程度的分散性導(dǎo)致試件的損傷演化和失效過程存在時空差異性。實驗存在多裂紋萌生擴展現(xiàn)象,呈現(xiàn)了三種典型的失效模式(單裂紋斷裂、多裂紋競爭以及多裂紋平行擴展),不同的失效模式是由加載條件和主裂紋源的相對位置共同決定的。論文進一步結(jié)合掃描電鏡原位(in-situ SEM)疲勞實驗和掃描電鏡斷口觀測,分析了...

【文章頁數(shù)】：66 頁

【學位級別】：碩士

【部分圖文】：

圖1-1(a)飛機用鋁材部分示意圖；(b)飛機零部件剝落腐蝕現(xiàn)象；(c)疲勞引發(fā)阿羅哈空難在飛機服役期間，飛機零部件受到環(huán)境腐蝕和疲勞載荷的協(xié)同作用

中國民航大學碩士學位論文1第1章緒論1.1研究背景及意義鋁合金（AA）是現(xiàn)役航空器的主要結(jié)構(gòu)材料之一，由于材料具有高強度和低密度的優(yōu)勢，被廣泛用于機身結(jié)構(gòu)、飛機壁板和機翼等部件[1]，如圖1-1(a)所示。在空客A380中鋁合金用材質(zhì)量占比高達61%，占機翼用材重量的80%。圖1....

圖1-2潮濕環(huán)境下7075-T651鋁合金疲勞斷口形貌：(a,b)未腐蝕試件的裂紋前緣形貌；(c,d)預(yù)腐蝕試件的裂紋前緣特征[13]

中國民航大學碩士學位論文3測，研究了腐蝕對6151鋁合金疲勞微裂紋萌生和早期擴展行為的可靠性影響，強調(diào)了表面腐蝕坑相互作用對裂紋擴展的重要性[21]。Wang等學者對2024鋁合金板材進行了空氣、預(yù)腐蝕和3.5%NaCl溶液中的疲勞裂紋擴展試驗和斷口觀察，發(fā)現(xiàn)預(yù)腐蝕條件相對于空氣....

圖1-3不同加載條件下的應(yīng)力-壽命曲線和應(yīng)變壽命曲線[27]

中國民航大學碩士學位論文4環(huán)軟化-循環(huán)硬化的現(xiàn)象[25]。Burns等利用疲勞裂紋標記帶精確地量化形成10-20μm裂紋時的循環(huán)周次，該數(shù)值隨外加應(yīng)力的增加而降低[26]。Liu等人開展了NaCl溶液浸泡腐蝕AA2024-T62的不同應(yīng)力比疲勞測試，發(fā)現(xiàn)預(yù)腐蝕試件在應(yīng)力比為-1時....

圖1-4利用AFGROW進行疲勞壽命計算：模型示意圖（上）和不同模型裂紋長度曲線（下）[9]

中國民航大學碩士學位論文6的7010-T7651進行了疲勞裂紋擴展和壽命試驗，并用掃描電鏡測量萌生裂紋的腐蝕坑尺寸參數(shù)。對這些數(shù)據(jù)進行統(tǒng)計分析建立了疲勞壽命與蝕坑寬度、深度、面積、應(yīng)力比之間的多元線性回歸方程來預(yù)測疲勞壽命，結(jié)果發(fā)現(xiàn)凹坑面積對疲勞壽命的作用最大，深度和寬度的影響均....

本文編號：4013899