论文部分内容阅读
钛合金材料因其密度小,强度高,耐腐蚀性好,在航空航天工业中有着广泛的应用。在钛合金缺口结构件中,由于缺口处严重的应力集中,在服役载荷下更容易出现疲劳问题。其疲劳寿命研究一直是理论和工程上关注的热点。孔挤压强化通过引入残余压应力的方式,有效改善缺口结构件的抗疲劳性能。因此,研究钛合金典型缺口件中心孔板在孔挤压强化后的疲劳寿命预测方法对飞机带孔结构的抗疲劳设计具有重要意义。本文将结合试验和理论分析,研究孔挤压强化后钛合金TC4中心孔板在恒幅和谱载下的疲劳性能,具体包括以下三部分内容:1)恒幅和谱载疲劳试验。通过对TC4未开孔板,未强化中心孔板和强化后中心孔板试样在恒幅和谱载下进行疲劳试验,分别获得TC4材料在恒幅载荷下的疲劳数据,以及未强化和强化后中心孔板在恒幅和谱载下的疲劳数据,为强化后中心孔板的疲劳性能预测和试验验证提供了重要的数据支持,也为带孔板结构的设计和疲劳试验分析提供了重要参考。2)强化TC4中心孔板残余应力分析及恒幅疲劳载荷下的寿命预测与验证。运用ABAQUS有限元软件,模拟了孔挤压强化芯棒挤压和铰孔的全过程,得到芯棒挤压和铰孔后的孔边残余压应力分布。进一步通过有限元法获得了强化后试样在疲劳加载下的孔边应力场,确定了挤入端孔边是最容易发生疲劳破坏的位置。结合临界距离法预测了4%孔挤压量的TC4中心孔板在三组不同疲劳载荷作用下的恒幅疲劳寿命,预测结果在试验结果的0.5-2.0倍寿命之内,表明预测模型可行和有效。研究成果为孔挤压强化绞孔后的残余应力分析,冷挤压强化的定量寿命预测以及挤压与绞孔工艺优化提供了重要方法。3)强化TC4中心孔板谱载下疲劳寿命预测与试验验证。在获得强化后材料的恒幅疲劳数据后,通过累积损伤准则可实现对给定载荷谱下的强化后中心孔板的谱载疲劳寿命预测。利用Manson准则和Dolan准则建立非线性累积损伤模型,采用强化后钛合金谱载试验下某一级应力水平的疲劳寿命,通过迭代方法反推出对应强化材料的改进Manson准则参数α值和Dolan准则参数d值,弥补了传统参数未考虑材料强化的不足。进一步预测其它应力水平的谱载疲劳寿命,与Miner准则、传统Manson准则和传统Dolan准则预测结果对比,迭代预测模型准确性大幅提高,预测值与试验值的比值在0.5～2倍之间,表明预测方法可行和有效。研究成果为预测强化后结构件在服役载荷下的疲劳性能提供了重要方法。