基于激光沖擊的鋁合金小孔構(gòu)件單雙面強(qiáng)化對(duì)比研究.pdf

1、鋁合金材料的密度低，重量輕，同時(shí)強(qiáng)度又很高，塑性較好，因此在航空制造業(yè)中被廣泛使用?？捉Y(jié)構(gòu)是飛機(jī)零部件上常見的應(yīng)力集中位置，在使用過(guò)程中容易產(chǎn)生疲勞裂紋導(dǎo)致疲勞失效。近年來(lái)，航空事故頻繁發(fā)生，飛機(jī)的安全性也得到了更多關(guān)注。因此，如何提高小孔構(gòu)件的疲勞壽命，成為一個(gè)亟待解決的問題。
　　本文結(jié)合仿真模擬和試驗(yàn)分析，研究了激光單/雙面沖擊強(qiáng)化對(duì)鋁合金小孔件應(yīng)力分布的影響及疲勞特性，其主要內(nèi)容如下:
　　(1)利用有限元軟件ABA

2、QUS研究了7050-T7451鋁合金小孔構(gòu)件在單面沖擊強(qiáng)化時(shí)，各種工藝參數(shù)對(duì)材料殘余應(yīng)力分布的影響。研究結(jié)果認(rèn)為，增加沖擊層數(shù)、峰值壓力以及載荷脈寬都可以有效的增大殘余壓應(yīng)力層深度;沖擊范圍的不同對(duì)材料表面沖擊區(qū)域的殘余應(yīng)力影響較大;工藝參數(shù)對(duì)小孔件殘余應(yīng)力的影響存在相互協(xié)同的關(guān)系，在進(jìn)行工藝參數(shù)的選擇時(shí)要兼顧考慮。
　　(2)在多種工藝參數(shù)條件下，對(duì)單面沖擊和雙面沖擊強(qiáng)化進(jìn)行了對(duì)比分析。研究表明，雙面沖擊強(qiáng)化后，無(wú)論工藝參數(shù)如

3、何改變，孔壁路徑上的應(yīng)力峰基本上都出現(xiàn)在中間區(qū)域，而單面沖擊強(qiáng)化后應(yīng)力峰值總是偏移在某一側(cè)，雙面沖擊后孔角處的殘余壓應(yīng)力要高于單面沖擊后的孔角殘余壓應(yīng)力。單面沖擊后，沖擊面孔角處的殘余壓應(yīng)力遠(yuǎn)大于未沖擊面孔角的壓應(yīng)力，而雙面沖擊后兩個(gè)表面孔角處的殘余壓應(yīng)力差別較小。
　　(3)利用X射線衍射法測(cè)量未沖擊強(qiáng)化、單面沖擊強(qiáng)化和雙面沖擊強(qiáng)化的試樣表面殘余應(yīng)力，單面沖擊和雙面沖擊強(qiáng)化都可以大幅度提高材料的表面殘余壓應(yīng)力，相比較而言，雙面沖

4、擊后的表面殘余壓應(yīng)力最大，這與仿真模擬結(jié)果有較好的一致性。
　　(4)對(duì)激光沖擊強(qiáng)化后的雙聯(lián)試樣開孔后進(jìn)行疲勞拉伸試驗(yàn)，試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，雙面沖擊可以大幅度的提高試樣的疲勞壽命，而單面沖擊強(qiáng)化對(duì)試樣壽命的提高很有限。
　　(5)宏觀斷口觀察發(fā)現(xiàn)，對(duì)于未經(jīng)過(guò)激光沖擊強(qiáng)化的斷口，疲勞源位于孔角處;經(jīng)過(guò)單面沖擊后，疲勞源由孔角轉(zhuǎn)移到小孔內(nèi)部，靠近未沖擊面;雙面沖擊強(qiáng)化后，疲勞源由孔角轉(zhuǎn)移到孔壁的中間區(qū)域。
　　(6)試驗(yàn)分析對(duì)比三種