7050T7451铝合金厚板不同位置组织性能的差异

通过拉伸性能、导电率、显微组织、化学成分、剥落腐蚀、显微硬度、织构分析和扫描电镜组织等检测手段,分析了板材厚度为80 mm的7050T7451铝合金不同厚度层以及同一厚度层不同方向的组织性能。结果表明,80 mm厚7050T7451铝合金板材在不同厚度的金相组织和力学性能存在显著的差异,在同一厚度的力学性能具有各向异性,且不同厚度处存在各向异性的差异不同;板材中心的纵向抗拉强度最大,且纵向、横向抗拉强度的差异最大;板材上下表层约6 mm深处的纵向抗拉强度最小,且比横向的抗拉强度要小,出现反常各向异性;板材中心层的合金元素含量最低,导电率及织构强度最高;1/4或3/4厚度处显微硬度最高,剥落腐蚀性能最好。

7050T7451和7150T7751铝合金疲劳强度研究

航空用铝合金结构材料疲劳破坏时有发生,研究材料在交变应力下的疲劳特性具有非常重要的意义。采用成组法和升降法对7050T7451铝合金板材进行高周疲劳试验,获得P-S-N曲线,并用7150T7751铝合金进行试验,在较少样品数量下获得疲劳强度和S-N曲线。结果表明:应力比为0时,7050T7451铝合金疲劳强度为268 MPa,使用三参数幂函数可获得较好的P-S-N曲线拟合效果;7150T7751铝合金疲劳强度为280 MPa,S-N曲线应力S与对数寿命lgN存在线性关系。

高速切削加工航空铝合金7050-T7451剪切角模型研究

基于对传统的剪切角模型的分析,借助快速落刀试验及直角切削力试验,获得了航空铝合金7050-T7451在切削加工中的剪切角以及前刀面的平均摩擦因数。应用高温霍普金森压杆(SHPB)动态压缩试验,构建铝合金7050-T7451的应力、应变及温度的本构方程,为有限元Deform模拟提供合理的材料模型以准确模拟切削加工过程。对模拟加工过程、传统Merchant剪切角模型以及快速落刀试验分别得到的剪切角进行了比较,基于结果误差对传统剪切角模型进行修正,建立了更适用于高速切削加工航空铝合金7050-T7451的剪切角模型。

《高强高韧型Al-Zn-Mg-Cu系铝合金板材》国家标准解析

本文介绍了《高强高韧型Al-Zn-Mg-Cu系铝合金板材》国家标准的立项背景和关键性能指标的制定依据。本标准与国外标准进行对比分析,并对本标准实施后的社会经济效益进行预测。

飞机结构紧固件孔冷挤压残余应力场分布数值模拟研究

针对大型飞机研制过程中冷挤压强化技术的应用,限于当前的测量技术的发展,基于ABAQUS商用有限元软件建立了3D有限元模型用以研究冷挤压后带孔圆板残余应力场在三维空间中的分布,并分析说明了采用该3D有限元模型进行数值模拟的可行性和精确度。结果表明:残余应力场沿板厚度方向的分布存在着3个典型的区域,不同区域对于挤压量的响应不同;挤压量的变化对于单孔圆板接近上表面的孔壁区域影响最大,较大的挤压量会使得这一区域切向残余压应力场不再存在。

激光冲击强化Al7050–T7451合金紧固孔的残余应力研究

为研究不同激光冲击强化轨迹对Al7050–T7451合金紧固孔残余应力的影响,改善紧固件疲劳寿命,采用ABAQUS有限元模型和生死单元技术,对Al7050–T7451合金紧固孔开展先强化后开孔和先开孔后强化的残余应力数值模拟试验研究。研究结果表明,4个十字交叉光斑激光冲击强化Al7050–T7451合金表面S;残余压应力数值模拟结果接近试验测试值,先强化后开孔数值模拟结果与试验测试值接近,验证模型正确性。与先开孔后强化相比,先强化后开孔Al7050–T7451合金紧固孔的表面S;残余压应力值更大。与2个横向光斑相比,2个纵向光斑激光冲击强化紧固孔的表面S;残余压应力值更大。与2个光斑相比,4个十字交叉光斑激光冲击强化紧固孔的表面S;残余压应力值更大。研究结果为改善激光冲击强化紧固孔疲劳寿命奠定基础。

激光冲击强化对7050铝合金小孔结构残余应力和疲劳性能的影响

研究了激光冲击强化对7050 T7451铝合金小孔结构显微硬度、残余应力和疲劳性能的影响。结果表明:当激光能量为30 J、光斑直径Ф4 mm,冲击2次时,7050 T7451铝合金显微硬度显著提高,表层硬度相对于母材提高约12%且硬化层深度可达1 mm;残余压应力幅值超过300 MPa,影响深度可达约1 mm,明显大于喷丸强化残余应力影响层深度。激光冲击诱导的残余压应力可提高疲劳裂纹的萌生抗力,其较深的残余压应力层则有利于延长裂纹的扩展寿命。激光冲击强化后小孔结构疲劳寿命相对于母材提高了4.7~17.6倍,且其疲劳寿命增益及稳定性明显优于喷丸强化。