Waspaloy镍基合金高温流变应力及其本构模型构建

针对涡轮发动机涡轮叶片复杂应力状态下的时效变形问题,以涡轮叶片材料Waspaloy镍基合金为研究对象,开展Waspaloy镍基合金时效处理,完成时效态Waspaloy镍基合金600、700和750℃准静态高温力学拉伸试验。利用Ludwik和Hollomon经验公式预测Waspaloy镍基合金高温塑性段流变应力,引入平均误差(the mean error,E_(r))和均方根误差(root mean square error,RMSE)评价流变应力的预测准确度。结果表明,时效处理后合金的硬度得到有效提升,而其塑性性能有所降低。Waspaloy镍基合金的抗拉强度和延伸率在600~750℃区间范围内与加载温度呈负相关关系。Ludwik模型较Hollomon模型有更高的流变应力预测精度,而在高温高应变区域Ludwik模型预测流变应力仍存在较大误差。在Ludwik模型的基础上引入指数项,修正后的Ludwik模型能更好地预测Waspaloy镍基合金高温塑性段的流变应力。

腐蚀疲劳交替下2A12-T4航空铝合金的寿命分析研究

基于飞机服役期间经历“地面腐蚀与空中疲劳”的交替损伤模式,考虑载荷间的相互作用,研究了航空铝合金2A12-T4在预腐蚀与“腐蚀+疲劳”交替模式下疲劳寿命的退化与损伤累积规律。同级加载条件下提出利用腐蚀疲劳耦合损伤指数和迟滞载荷用来描述考虑交替腐蚀疲劳损伤模式,用各级疲劳损伤间的相互影响及腐蚀损伤与疲劳损伤在服役工作期间的耦合作用来描述腐蚀、疲劳间的相互促进、加速劣化的现象。基于损伤力学和非线性累积理论,考虑载腐蚀疲劳耦合指数与迟滞载荷对传统的Miner线性累积损伤理论进行修正。建立了飞机结构材料的寿命计算模型,并将模型计算结果与试验结果进行对比验证。确定了腐蚀实验中的腐蚀耦合损伤,并利用低载锻炼效应理论得出均匀分布的迟滞载荷。计算结果表明,本文提出的寿命计算模型的结果与实验结果比较吻合。

合金化因素和凝固速率对2024铝合金铸态组织的影响

2024高强铝合金的铸态组织对其热加工性能及最终使用性能具有重要的影响。通过调控2024铝合金的Cu,Mg含量以及凝固速率,探究Cu/Mg质量比以及凝固速率对铸态组织的影响。结果表明:随着Cu/Mg比从2.1提高到4.1,合金中第二相种类没有发生变化,但Al_(2)CuMg含量逐渐下降,Al_(2)Cu和Al_(23)Cu(Fe,Mn)_(4)的含量逐渐升高。当凝固速率从0.2℃/s提高到2.4℃/s时,合金的晶粒尺寸明显细化,平均晶粒尺寸从293.0μm减小到77.0μm,枝晶变得发达,枝晶臂间距减小,并且第二相的尺寸变得细小且分布更加均匀,Al_(23)Cu(Fe,Mn)_(4)难溶相的含量明显降低。可以通过降低合金中Cu/Mg比和适当提高凝固速率来减少富铁难溶相的生成,从而改善合金的加工性能和力学性能。

基于Lamb波与虚拟时间反转的延时叠加成像算法

针对传统的延时叠加成像容易产生伪像而导致缺陷不易识别且成像清晰度差的问题,提出采用虚拟时间反转技术与椭圆定位法初步定位损伤区域,进而在对应的时间窗内截取差信号,最后结合延时叠加成像技术解决了伪像和清晰度问题。以ABAQUS软件仿真的方式模拟Lamb波在损伤铝板中的传播过程,首先利用虚拟时间反转法对初次响应信号进行处理而获得聚焦重构信号,然后利用准确的时间延时作椭圆以初步定位范围,从而得到对应的时间窗来截取差信号,最后结合延时叠加成像技术对损伤进行成像。仿真和试验结果表明:该方法降低了操作难度,提高了成像清晰度,能准确有效地识别损伤位置,提高了铝板的损伤定位检测精度。

TC4钛合金恒定高温和高低温环境下疲劳性能研究

目的 研究TC4钛合金在恒定高温和高低温环境(25~390℃)的疲劳性能。方法 分别开展恒定高温和高低温环境的疲劳试验及断口分析,研究材料在2种环境下的疲劳性能差异及温度效应机理。结果 当温度从25℃升高至390℃时,TC4钛合金恒定温度的疲劳性能在短寿命段(N<106循环)逐渐降低,疲劳性能在长寿命段(N>106循环)呈非线性的变化趋势,先降低、后升高。通过断口分析发现,氧化现象随着温度升高和试验时间变长越来越明显。同一应力水平下,高低温环境疲劳试验的疲劳寿命介于最高温度和最低温度疲劳试验的疲劳寿命之间。结论 当温度处于25~390℃时,温度和氧化现象同时影响着TC4钛合金的疲劳性能。温度升高使材料的疲劳性能下降,高温环境生成的保护性氧化膜提高了材料的疲劳性能。钛合金的高低温疲劳寿命可以用等效恒定温度的疲劳曲线来预测,并有较好的预测精度。

腐蚀条件对7050航空铝合金断口形貌及失效机理的影响

为研究腐蚀条件对7050航空铝合金失效形式的影响,分析不同腐蚀时间和腐蚀溶液浓度对7050航空铝合金试样断口宏观及微观形貌、能谱、金相组织的影响,并进一步分析其失效机理。结果表明:在3.5%NaCl溶液和5%NaCl溶液的腐蚀环境下,7050航空铝合金试样中的Al元素含量会随着腐蚀时间的增加而逐渐降低,而5%NaCl溶液中腐蚀的试样含有更多的O元素;腐蚀时间和腐蚀液浓度的增加会使得7050航空铝合金损伤机理发生转变,还会使试样产生更多的由腐蚀产物堆积的局部腐蚀点和深色狭长的被腐蚀晶界。

机器学习在航空发动机钛合金研究中的应用进展

高性能航空发动机的不断发展对钛合金的综合性能提出更高要求,基于不同合金化元素作用机理的材料成分设计技术是实现钛合金改性的重要途径。对于日益复杂的航空发动机钛合金材料体系,不同元素的相互作用机理及精准设计难度极大。基于Mo当量和密度泛函等传统设计已不能满足未来需求,机器学习成为一种可行且高效的理论工具。本文在介绍钛合金机器学习基本原理和方法的基础上,综述通过机器学习实现航空发动机钛合金成分设计及工艺优化的最新研究成果,重点比较不同机器学习模型在预测力学性能及高温氧化性能上的特点及优势,最后对未来基于主动学习框架设计航空发动机钛合金成分的研究方法进行展望,指出Mo/Al当量设计与机器学习相结合、复杂多组元合金材料简化元素设计等是今后重要发展方向。

制造工艺对飞机铝锂合金结构细节疲劳性能影响研究

研究制造工艺(铣圆转速、孔边倒角、干涉量等)对飞机铝锂合金结构细节疲劳性能DFR的影响。结果表明:在一定铣圆转速范围内,存在最优铣圆转速;孔边倒角可以有效减轻应力集中现象,提高疲劳性能;干涉配合铆接在孔壁引入残余压应力,对孔连接具有一定强化作用,通过增加干涉量可使连接达到与整体材料相当的疲劳寿命,不再是铆接件中最薄弱“环节”。

热暴露对Al-Cu-Li合金的组织及性能影响

Al-Cu-Li合金作为航空航天工业中一种前景广阔的结构材料,其热稳定性在实际应用中发挥着重要作用。本研究对T85态的Al-Cu-Li合金在一系列温度(100~300℃)下进行了500 h的暴露处理,并通过维氏硬度、电导率和拉伸测试对其性能进行了评估。结合扫描电子显微镜(SEM)和透射电子显微镜(TEM)分析了不同热暴露温度下的微观结构演变。结果表明,热暴温度低于150℃时,合金具有良好的热稳定性,这与T1(Al_(2)CuLi)相的直径和数密度不断增加相关。当热暴露温度介于150~200℃时,T1相逐渐被粗大的θ’-Al_(2)Cu和S-Al_(2)CuMg取代;同时,断续的晶界析出物(GBPs)和宽的无析出区(PFZs)利于沿晶断裂,使合金呈现出沿晶-穿晶混合断裂,导致硬度和强度的降低和延伸率的增加。热暴露温度高于250℃时,T1相全部溶解,形成了粗大的T2(Al_(6)Cu(Li, Mg)_(3))和C相,从而导致合金的强度下降,但延伸率和电导率却表现出相反的趋势。

7075铝合金超声多轴疲劳断裂行为

针对航空发动机相关部件缺少铝合金7075-T6的超高周多轴疲劳S-N数据与疲劳断裂机制等相关数据问题,设计了新型超声多轴疲劳增幅杆和多轴疲劳试件,与超声换能器组成超声多轴疲劳设备,实现拉压和扭转应力的同时加载,获得了在109循环数范围内的超高周多轴疲劳S-N曲线。此外,在扫描电子显微镜(SEM)下观察多轴疲劳试件断口并进行分析。结果表明:当疲劳寿命处于高周(HCF)范围内时,多轴试件受到扭转应力的影响,裂纹从表面及次表面开始萌生,疲劳裂纹扩展路径上出现了大量的疲劳孔洞;在较大的裂纹尖端剪切力的高裂纹增长率影响下,疲劳孔洞在裂纹萌生点附近聚集。当疲劳寿命处于超高周(VHCF)范围时,裂纹萌生位置从表面逐步过渡到内部,内部裂纹萌生机制具有鱼眼特征,鱼眼中心出现的破碎颗粒起到应力集中点的作用,使裂纹从内部萌生。

钛铝混杂结构修理前后腐蚀性能对比研究

通过开展“钛-铝”两层结构的实验室加速试验,研究钛铝混杂结构修理前后腐蚀性能。采用环境谱开展实验室加速腐蚀试验,通过色差、光泽度和腐蚀形貌等分析钛铝混杂结构腐蚀性能。钛铝混杂结构在第4、第7、第8和第11周期进行涂层修复,研究表明,修复前后失光率降低40.8%,色差降低62.1%,说明涂层修复对于防护涂层的耐老化性能提升有作用。对试验件腐蚀区域及时处理和修复,延长了结构材料的抗腐蚀性能和使用寿命。

熔焊缺陷对镍基高温合金GH4065A疲劳行为的影响

采用SEM和EBSD显微分析手段研究镍基变形高温合金GH4065A熔焊焊点的缺欠组织,并对比研究无焊点、有密排焊点和疏散排布焊点3种GH4065A带中孔薄板试样分别在低周和低高周复合疲劳载荷下的寿命差异和断裂方式差异。结果表明:焊点组织中存在未熔合孔洞、凝固裂纹和液化裂纹,是导致含焊点试样低周和低高周复合疲劳寿命大幅下降的主要熔焊缺陷。这些熔焊缺陷的存在使得疲劳裂纹从无焊点试样的中孔内表面处转为在焊点处优先形成,导致700℃/700 MPa低周疲劳寿命的下降幅度可达44%~83%。在600℃和700℃低高周复合载荷(静应力700 MPa+动应力100 MPa)下,熔焊缺陷不仅使得裂纹源从中孔内表面处转为在焊点处优先形成,也改变了裂纹扩展方式,增大了沿晶扩展倾向。这使得低高周复合疲劳寿命在两种温度下均大幅下降超过85%。由于密排焊点因距离中孔结构更近,密排焊点试样低周疲劳寿命低于疏散排布焊点试样,但这种焊点情况差异对低高周复合疲劳寿命的影响不大。

高模量镁基材料实验和集成计算研究进展

镁合金由于低密度、高比强度、高阻尼以及良好的导热性等突出优点,广泛应用于航空航天领域,但其低弹性模量限制了其在大型薄壁构件中的可靠应用。本文针对如何提高镁基材料模量性能的问题,简介影响合金模量的主要因素,比较相关计算模型如等应力应变模型、混合定律、Halpin-Tsai模型以及两相复合材料模型的优缺点和适用范围,概括镁基材料模量性能研究的现状与进展,梳理镁基材料模量提升的两大途径以及性能提升机理。基于集成计算材料工程,提出了原子-晶格尺度类高模量铝合金开发和机器学习辅助优化实验设计的高强度高模量镁基材料集成开发策略。

碰摩条件下TA7和TC11钛合金抗点燃性能及机理分析

采用钛合金碰撞摩擦点燃装置,将TC4钛合金转杆与TA7等钛合金碰摩试样进行碰撞以及持续摩擦,结合SEM等微观分析,对TA7和TC11钛合金抗点燃性能及产物进行研究,并得出了在这一特殊摩擦条件下的实验结果。研究结果表明:摩擦接触压力P_(f)和燃烧室压力P可作为有效的实验参数评价钛合金的碰摩点燃过程;根据P_(f)-P绘制的3种钛合金临界点燃曲线均呈线性规律,抗点燃性能:TC11>TA11>TA7;对碰摩点燃后的钛合金进行微观组织分析表明,钛合金燃烧反应区包括燃烧产物区(CPZ)、氧化物区(OZ)、热影响区(HAZ)以及摩擦产物区(FPZ)共4个区域;TC11点燃后形成的多层结构Al_(2)O_(3)有利于阻止Ti、O等元素互扩散,是其具有更优异抗碰摩点燃性能的主要原因。

基于机器学习的TC17合金超高周疲劳寿命预测

航空发动机压气机叶片材料TC17超高周疲劳试验周期长、成本高,且疲劳寿命数据分散度大,导致其疲劳寿命预测较难,预测模型精度不高。机器学习(ML)具有强大的数据处理能力,采用了蒙特卡罗模拟(MCS)对TC17超高周疲劳寿命数据进行了有效的扩展和增强,提出了一种具有动态记忆建模能力的机器学习网络模型,可检验MCS的有效性和提高超高周疲劳寿命数据预测的准确性。研究结果表明,应力比R=0.1工况下经MCS数据增强作用后的网络模型预测精度最大可提高约63.05%,预测结果均在5.0倍分散带以内。

粉末粒径分布对SLM-GH3536合金熔池形态的影响

激光粉末床增材制造过程通常采用离散元法和计算流体力学相结合的方式对熔融过程进行仿真分析。离散元生成粉末床的质量一定程度上依赖于试验测量的粒度分布数据,通常采用离散的试验测量结果来建立粉末床,不利于对粉末分布形式进行推广。本文针对GH3536合金粉末的激光选区熔化(selective laser melting,SLM)成形过程进行热流耦合仿真,建立了单层单道扫描的三维热流耦合模型。以均匀分布的粉末床为基准,对比了试验测量的离散分布以及近似的对数正态分布粉末床对应的熔池形态差异以及成形效果。结果表明虽然近似的对数正态分布粉末床整体的熔池形貌不如试验分布,但是从外观上看过渡更加均匀,而且仅需要均值和方差信息就可以确定粉末分布形式,这说明近似的概率分布形式虽然与实际情况存在一定差异,但是便于建模和参数分析。此外,本文通过调整激光功率和扫描速度的组合,分析了不同参数组合下熔池轨迹的变化规律。结果表明在能量输入接近的条件下,较低的激光功率和扫描速度具有更好的成形效果。本研究对激光选区熔化成形GH3536合金的仿真建模以及制粉过程有一定的指导作用。

基于文献计量学的镁及镁合金材料领域研究进展

镁合金作为最有潜力的轻量化节能材料和储能材料,其研究发展对中国双碳战略意义重大。本文基于文献计量学系统分析了2019~2023年发表的镁及镁合金相关论文(Web of Science核心合集数据库),分析探讨了镁及镁合金领域热点研究方向。分析表明,在结构镁合金方面,微观组织、力学性能和腐蚀与防护仍是主要研究热点。生物镁材料、镁离子电池和镁基储氢材料正在受到广泛关注。基于目前镁基节能材料和储能材料发展现状,对未来研究重点进行展望。

第二相和晶界析出特征对7050铝合金晶间腐蚀性能的影响

采用扫描电子显微镜(SEM),电子背散射衍射(EBSD)和透射电子显微镜(TEM)等技术研究Al-Zn-Mg-Cu系合金不同时效制度下形成的晶界析出特征与含Fe第二相(Al_(7)Cu_(2)Fe相)对晶间腐蚀性能的影响。结果表明:时效24 h后的铝合金试样表面尺寸较大的Al_(7)Cu_(2)Fe相Fe含量的变化率最大,而时效60、120 h的试样表面尺寸较小的Al_(7)Cu_(2)Fe相Fe含量变化率较大;随着时效时间的增长,7050铝合金试样中Al_(7)Cu_(2)Fe相引起表面点蚀的时间缩短,晶间腐蚀深度减小,表明其耐晶间腐蚀性能随时效时间的增长而增强;随着时效时间的增长,试样的晶界无沉淀析出带(precipitation-free zone,PFZ)宽度增大,晶界析出物(grain boundary precipitation,GBPs)的形核数减少,间距增大,容易发生晶间腐蚀的晶粒取向逐渐集中。

基于微尺度数字图像相关法的预腐蚀对增材制造AlSi10Mg损伤失效影响

通过光学显微镜下的原位拉伸实验和微尺度数字图像相关方法(μ-DIC)观测预腐蚀增材制造AlSi10Mg的损伤演化和失效过程,并结合微观变形场演化、材料微观结构、三维腐蚀形貌和断口微观形貌等丰富的实验信息分析材料的微裂纹萌生和扩展行为。结果表明:腐蚀坑周围和亚表面缺陷(由增材制造工艺引起)的应力集中导致微裂纹萌生;存在多个微裂纹同时萌生现象,源于关键损伤区域的裂纹扩展和合并主导了试件的最终破坏;材料微观结构和腐蚀形态对微裂纹扩展也存在重要影响。

飞机机身蒙皮均布增压疲劳裂纹扩展研究

为研究机身蒙皮在均布增压循环载荷作用下的疲劳裂纹扩展,用自制的飞机机身蒙皮均布增压疲劳装置进行实验。首先通过扩展有限元法计算出应力强度因子,然后基于最大周向应力(Maximum Circumferential Stress,MCS)准则和应变能密度因子(Strain Energy Density Factor,SEDF)准则计算裂纹偏转角,对机身蒙皮疲劳裂纹扩展路径进行预测,最后在扫描电镜下对疲劳断口进行观察与分析。结果表明,两种准则预测的裂纹扩展路径与实验得到的裂纹扩展路径基本一致。机身蒙皮表面裂纹为复合型裂纹,随着裂纹长度增加,KⅠ先增大后减小,KⅡ在数值上先迅速降低至0附近,然后在0附近振荡,最后在接近下孔即将贯穿的时候迅速增大。观察疲劳断口发现,疲劳裂纹呈多疲劳源萌生;裂纹扩展区具有典型的准解理断裂特征,并且疲劳裂纹扩展速率随裂纹长度的增大呈先增大后减小的变化趋势;瞬断区则为典型的大小不等的韧窝特征。