复合材料加筋壁板装配应力对结构失效影响的试验与数值分析

复合材料层压板由于各向异性及沿厚度方向的不连续性的特点,在承受面外载荷作用下,会产生层间应力。层间应力值超过层压板层间开裂强度时,层压板会发生层间分层现象。为了研究装配应力对加筋壁板破坏行为的影响,本文进行了相应的试验和数值分析。首先对加筋壁板结构进行静力加载试验,得到了试验件的破坏载荷和破坏模式。其次通过螺栓加载至工况载荷并保载一定时间,实现了保载试验。最后利用有限元分析了结构的应力分布规律。结果显示,试验件在静力载荷的作用下会发生共胶接区脱粘破坏并伴随缘条分层破坏,在保载作用下长桁下缘条产生了微分层现象,数值分析获取的应力分布规律与试验结果吻合良好。研究结果可为复合材料壁板的装配作业规范和铺层方案设计验证提供参考。

7050铝合金耳片结构尺寸对其疲劳性能的影响

分别在3种应力水平下对不同尺寸7050铝合金耳片试样进行疲劳试验,采用最小二乘法拟合得到了疲劳应力-寿命(S-N)曲线,研究了耳孔直径和耳片宽度比d/W(d为定值,24mm;d/W=0.67.0.50,0.40)、耳孔纵向边距和横向边距比y/x(y/x=1.0,1.6)对耳片疲劳性能和断口形貌的影响。结果表明:在相同应力下,7050铝合金耳片的疲劳寿命随着d/W的减小(即W的增大)先延长后缩短;在较大的y/x值下,耳片的疲劳寿命较长;不同尺寸耳片的疲劳断口均呈典型的疲劳断裂特征,裂纹起源于表面和角部。

基于晶体塑性理论的镍基合金高温低周疲劳寿命预测方法

对Inconel 718镍基合金进行高温拉伸试验和低周疲劳试验,借助晶体塑性有限元方法分析合金的疲劳裂纹萌生过程。结果表明:Inconel 718镍基合金的高温低周疲劳裂纹萌生寿命随着总应变范围的增大而缩短;该镍基合金的高温低周疲劳裂纹容易在三叉晶界处萌生,这些区域存在较大的累积塑性滑移。

预腐蚀铝基复合材料疲劳寿命的预测方法

根据铝基复合材料(AMC)的腐蚀特征研究结果,采用基于疲劳缺口系数表征和基于断裂力学等效应力强度因子表征的两种方法建模,对铝基复合材料结构预腐蚀后的疲劳寿命进行预测,并与试验结果进行对比验证。结果表明:基于疲劳缺口系数表征的预测结果在高周疲劳段与试验值更接近,可用于确定直升机高周疲劳结构件腐蚀缺陷容限尺寸和腐蚀缺陷检查周期等;基于断裂力学等效应力强度因子表征的预测结果在低周疲劳段与试验值更接近,可用于指导直升机低周疲劳结构损伤容限设计。

SiC/2009Al复合材料划伤缺陷疲劳性能研究

以SiC/2009Al复合材料为研究对象,研究了划伤缺陷(划伤深度0.15 mm、0.25 mm及0.40 mm)对SiC/2009Al复合材料疲劳性能的影响。结果表明:相比无缺陷的光滑试样,划伤缺陷试样疲劳性能下降明显;随着划伤深度尺寸的增加,疲劳缺口敏感性增大;与大多数金属材料一样,SiC/2009Al复合材料理论应力集中系数Kt与疲劳缺口系数Kf呈线性关系。

缺陷类型及尺寸对3238A/CCF800复合材料层压板压缩性能的影响

为研究缺陷类型及尺寸对3238A/CCF800复合材料层压板压缩性能的影响,本文选取划痕、分层和冲击3种典型缺陷类型及3种缺陷尺寸,开展了典型缺陷试验件的静力压缩性能试验。试验结果表明:层合板压缩极限强度随划痕缺陷尺寸的增大而线性减小;相对于划痕缺陷,在一定范围内分层及冲击缺陷尺寸的变化对层合板压缩性能影响较小;不同缺陷类型对层合板压缩性能的影响由大到小依次为冲击缺陷、划痕缺陷、分层缺陷。

高-低载荷下振动疲劳损伤累积的试验研究

为了探究高-低载荷下振动疲劳损伤累积的规律,基于振动台设计轴向振动疲劳试验系统,针对7050-T7451铝合金试件进行轴向振动疲劳试验,同时与在高频试验机上进行的常规疲劳试验结果进行对比。结果表明:振动疲劳与常规疲劳试验中均表现出“锻炼”效应;振动疲劳试验中增大高-低载荷幅值差时,损伤累积值逐渐增加,“锻炼”效应逐渐明显;高-低载荷最大应力比存在临界值0.483,当应力比σ′<0.483时,振动疲劳加载相较于常规疲劳加载,表现出更明显的“锻炼”效应。

直升机关键金属TB6钛合金的划伤、冲击缺陷容限性能

对钛合金TB6材料的划伤和冲击两种典型缺陷容限性能进行了研究。设计了无缺陷、预制划伤和预制冲击缺陷的板状试样并开展了成组法和升降法疲劳试验。试验结果表明,两种缺陷均会导致钛合金的疲劳性能下降,且下降程度随着缺陷深度的增加而增大。断口观察表明疲劳源在两种缺陷情况中均倾向于在缺陷底部萌生,但由于冲击缺陷底部在预制时会产生一定塑性区,其疲劳断口形貌与划伤缺陷呈现明显不同的特征。与采用升降法试验测得的疲劳极限相比,采用成组法数据进行S-N曲线拟合推导得到疲劳极限在两种缺陷情况中均偏安全。最后在此基础上运用二次表达式和指数表达式拟合了疲劳缺口系数Kf与理论应力集中系数Kt之间的关系,通过分析发现二次表达式仅对划伤缺陷具有较好的精度,指数关系表达式对两种缺陷均有较好的精度。通过本研究工作,得到了TB6钛合金的划伤、冲击缺陷容限性能,并得到了一种适用于Kf-Kt关系描述的指数表达式。

20Cr1Mo1VTiB钢的连续冷却转变行为

采用热膨胀仪测定20Cr1MolVTiB钢在不同淬火温度(9501100℃)下的贝氏体转变点和较佳淬火温度下的连续冷却相变点,结合组织观察和硬度测试绘制连续冷却转变曲线;利用经验公式建立相变点和相转变量与冷却速率的关系,并计算相变激活能。结果表明:随着淬火温度升高,试验钢中贝氏体转变温度降低,较佳淬火温度为1050℃;冷却速率不高于0.5℃·s-1时,过冷奥氏体转变产物为先共析铁素体、珠光体和贝氏体,冷却速率超过0.5℃·s^(-1)时则为单一贝氏体;相变点-冷却速率和相转变量-冷却速率拟合曲线与试验结果吻合较好,先共析铁素体和贝氏体相变激活能分别为744.8,274.9 kJ·mol^(-1)。

先进铝锂合金层板疲劳裂纹扩展分层行为

纤维金属层板的分层形状和尺寸对于研究其疲劳裂纹扩展行为具有至关重要的作用。为了研究一种先进铝锂合金层板在疲劳裂纹扩展过程中的分层行为,本研究通过有限元分析获得试样表面应变接近于0区域的尺寸与实际分层区域尺寸的计算关系式,将数字图像关联技术(DIC)实时获取的试样表面应变数据与实际分层结果进行关联,并通过不同铺层结构、切口尺寸、裂纹长度下的分层尺寸数据对该方法进行验证,实现先进铝锂合金层板疲劳裂纹扩展实验中分层行为的实时监测。结果表明,该方法具有优异的适用性、经济性和数据一致性。

金属元件轴向振动疲劳试验方法设计

为研究金属元件在轴向共振条件下的疲劳特性及基础数据曲线,本文通过试件设计、试验夹具和试验控制方法等途径,建立了基于振动台的轴向振动疲劳试验方法,并采用7050-T7451铝合金材料进行了轴向振动疲劳试验验证,结果表明,试验件破坏位置符合预期要求,振动疲劳试验数据满足95%置信度,说明试件和夹具设计合理,试验系统稳定可靠,为进一步研究结构轴向振动疲劳损伤测试和表征方法提供了有力支撑。

激光选区熔化TA15钛合金显微组织及拉伸性能

对激光选区熔化(SLM)成形TA15钛合金显微组织、室温和高温拉伸性能进行了研究,并与TA15钛合金板材进行了对比分析。结果表明,SLM成形TA15钛合金显微组织与板材明显不同,存在连续的、平直的α相晶界,原始的β晶粒没有充分破碎;相比TA15钛合金板材,SLM成形TA15钛合金室温和高温环境下屈服强度、抗拉强度和断后伸长率均有提高;室温拉伸断口SEM照片可观察出残余的TA15钛合金粉末,断口韧窝大部分存在α/β相界。

铝锂合金焊接结构裂纹扩展特性研究

采用激光焊接工艺制造了铝锂合金机身壁板焊接结构件,对试验件开展了裂纹扩展试验,并对激光焊接接头组织和疲劳断口形貌进行了分析,同时研究了凸台特征和不同焊接速度对焊接结构件裂纹扩展特性的影响。研究结果表明:凸台结构对焊接结构件的裂纹扩展寿命影响明显,随着凸台宽度尺寸的增加,裂纹扩展寿命增大,焊接结构件的抗裂纹扩展能力提高;焊接结构件的裂纹扩展寿命随焊接速度的增大先增后减,在一定焊接条件下,焊接速度为0.10 m/s时,焊接结构件的抗裂纹扩展能力最高。

基于应力分布模型的随机疲劳加速试验设计

将两段式S-N曲线应用于Dirlik随机振动疲劳寿命预测模型,分段计算各自的疲劳损伤并进行叠加。基于该模型所模拟的应力幅值分布,推导了在两段式S-N曲线的情况下激励放大倍数同疲劳寿命之间的等效关系,并提出了基于该等效关系的加速试验寿命换算方法,为加速试验应力等级的确定提供了参考。针对随机振动中小应力幅占比较大的情况,该方法优化了这一部分的损伤计算方式,同时该方法还可以推广至超高周疲劳等需要使用多段式S-N曲线表达疲劳性能的情况中去,得到更加贴近实际的理论疲劳寿命与加速寿命间的等效关系。通过分析算例表明,在两段式S-N曲线下,应力与寿命也大体呈现出了两段式的对数线性关系,并使用文献中的试验数据进行了验证。

不同疲劳加载方法对金属悬臂梁性能影响的试验研究

为了探究不同疲劳加载方法对金属悬臂梁性能的影响,基于电磁振动台分别设计振动疲劳试验系统及相应常规疲劳试验系统,针对30CrNi4MoA合金钢悬臂梁进行弯曲疲劳试验研究。结果表明:30CrNi4MoA合金钢在循环次数为1×10^(7)cycle时的弯曲振动条件疲劳极限为514MPa,弯曲常规条件疲劳极限为516MPa;在循环次数小于1×10^(6)cycle时,30CrNi4MoA合金钢弯曲振动疲劳性能与常规疲劳性能差异较大,而当循环次数在1×10^(6)~1×10^(7)cycle时两者性能差异不大;两种疲劳加载方法下达到失效判据时试验件产生的损伤随应力水平的增加而增加;相同应力水平下,常规疲劳加载失效时试验件产生的损伤大于振动疲劳加载失效时的损伤。