激光溫噴丸強(qiáng)化航空輕質(zhì)合金的振動(dòng)模態(tài)及疲勞延壽機(jī)理.pdf

1、激光溫噴丸強(qiáng)化技術(shù)(Warm laser peening，WLP)，融合光/力/熱多個(gè)能量場(chǎng)對(duì)材料進(jìn)行深層次的表面改性，通過(guò)改善激光沖擊波誘導(dǎo)的微觀組織對(duì)材料的宏觀力學(xué)性能以及疲勞性能進(jìn)行調(diào)控和優(yōu)化，從而顯著提高傳統(tǒng)激光噴丸強(qiáng)化技術(shù)中關(guān)鍵力學(xué)性能指標(biāo)的穩(wěn)定性與可靠性。本文針對(duì)航空輕質(zhì)合金零件亟需解決的振動(dòng)疲勞失效問(wèn)題，研究了航空輕質(zhì)合金的熱力耦合改性機(jī)制及其振動(dòng)疲勞延壽機(jī)理。以飛機(jī)結(jié)構(gòu)件材料2024-T351航空鋁合金為研究對(duì)象，綜合運(yùn)

2、用理論、數(shù)值模擬以及實(shí)驗(yàn)研究相結(jié)合的方法，探索了WLP誘導(dǎo)的微觀組織演變規(guī)律及其對(duì)材料殘余應(yīng)力場(chǎng)和模態(tài)參量的影響，在此基礎(chǔ)上研究了WLP強(qiáng)化材料的振動(dòng)疲勞延壽及斷裂機(jī)制，并建立了相應(yīng)的工藝準(zhǔn)則。主要內(nèi)容如下:
　　(1)殘余壓應(yīng)力場(chǎng)的生成機(jī)理及釋放機(jī)制:使用XRD衍射方法測(cè)量了激光溫噴丸誘導(dǎo)的殘余壓應(yīng)力幅值及分布規(guī)律，并結(jié)合航空輕質(zhì)合金的微觀組織特點(diǎn)推導(dǎo)了激光溫噴丸誘導(dǎo)殘余壓應(yīng)力幅值及塑性變形深度的理論模型?；趧?dòng)態(tài)析出效應(yīng)對(duì)Jo

3、hnson-Cook本構(gòu)模型進(jìn)行修正，提出了激光溫噴丸強(qiáng)化材料的本構(gòu)模型，在此基礎(chǔ)上研究了激光溫噴丸誘導(dǎo)殘余應(yīng)力場(chǎng)的數(shù)值分析方法。根據(jù)循環(huán)載荷下材料的彈塑性變形，分析了激光噴丸表面殘余壓應(yīng)力的釋放過(guò)程，并建立了有限元分析方法。
　　(2)熱力耦合作用下的動(dòng)態(tài)析出、位錯(cuò)演變以及動(dòng)態(tài)再結(jié)晶過(guò)程:以2024-T351航空鋁合金為研究對(duì)象，綜合使用光學(xué)顯微鏡、XRD衍射儀以及透射電子顯微鏡(TEM)等實(shí)驗(yàn)手段研究了激光溫噴丸誘導(dǎo)的晶粒形態(tài)

4、、析出相成分及分布、位錯(cuò)和亞晶界形態(tài)，分析了激光溫噴丸過(guò)程中的位錯(cuò)演變規(guī)律，并提出了動(dòng)態(tài)再結(jié)晶機(jī)制?；赟析出相的晶格結(jié)構(gòu)與晶格參數(shù)構(gòu)建了含析出相的Al-Cu系分子動(dòng)力學(xué)模型，分析了熱力耦合作用下動(dòng)態(tài)析出相對(duì)激光沖擊波傳播特性、沖擊波誘導(dǎo)位錯(cuò)形態(tài)以及位錯(cuò)密度的影響規(guī)律，為位錯(cuò)演變以及動(dòng)態(tài)再結(jié)晶機(jī)制提供物理依據(jù)。
　　(3)激光溫噴丸對(duì)固有頻率以及材料阻尼的增益機(jī)制:使用納米壓痕儀測(cè)量了激光溫噴丸強(qiáng)化2024-T351鋁合金表面的彈

5、性模量及納米硬度，基于模態(tài)理論推導(dǎo)了彈性模量與固有頻率的定量化模型，并構(gòu)建了激光溫噴丸強(qiáng)化航空輕質(zhì)合金結(jié)構(gòu)模態(tài)分析以及頻率響應(yīng)分析的有限元模擬方法。使用實(shí)驗(yàn)?zāi)B(tài)分析方法測(cè)量了激光溫噴丸懸臂梁結(jié)構(gòu)試樣的阻尼比，并基于G-L位錯(cuò)阻尼理論分析了激光溫噴丸誘導(dǎo)的動(dòng)態(tài)析出相及位錯(cuò)形態(tài)對(duì)材料阻尼的影響機(jī)理;根據(jù)振動(dòng)力學(xué)以及激光噴丸試樣表面的受力狀態(tài)，建立了阻尼比與殘余壓應(yīng)力共同作用下航空輕質(zhì)合金的振動(dòng)應(yīng)力估算模型。采用ABAQUS對(duì)懸臂梁結(jié)構(gòu)進(jìn)行頻

6、率響應(yīng)分析，研究了激光溫噴丸阻尼效應(yīng)對(duì)危險(xiǎn)截面動(dòng)態(tài)應(yīng)力幅值及分布的影響規(guī)律。
　　(4)振動(dòng)疲勞壽命的估算以及裂紋起始與擴(kuò)展壽命的表征:綜合考慮激光溫噴丸誘導(dǎo)的屈服強(qiáng)度、材料阻尼以及殘余壓應(yīng)力場(chǎng)對(duì)振動(dòng)應(yīng)力的影響，分別針對(duì)裂紋起始與裂紋擴(kuò)展兩個(gè)階段建立了航空輕質(zhì)合金振動(dòng)疲勞壽命的數(shù)學(xué)模型，為分析激光溫噴丸振動(dòng)疲勞延壽機(jī)理以及實(shí)現(xiàn)振動(dòng)疲勞壽命估算提供了條件。以2024-T351航空鋁合金為研究對(duì)象，使用固有頻率對(duì)振動(dòng)過(guò)程中的疲勞損傷以

7、及損傷速率進(jìn)行了表征，并根據(jù)損傷特征分析了激光溫噴丸誘導(dǎo)的裂紋起始?jí)勖约傲鸭y擴(kuò)展壽命。聯(lián)合使用ABAQUS有限元分析軟件以及MSC.Fatigue疲勞分析軟件，以“WLP微觀組織—?dú)堄鄩簯?yīng)力&固有頻率&阻尼比—振動(dòng)應(yīng)力—振動(dòng)疲勞壽命”為思路，建立了激光溫噴丸強(qiáng)化航空輕質(zhì)合金振動(dòng)疲勞壽命的有限元模擬方法。
　　(5)振動(dòng)疲勞斷口形貌觀察與分析:使用掃描電子顯微鏡(SEM)觀察了激光溫噴丸強(qiáng)化2024-T351航空鋁合金的振動(dòng)疲勞斷

8、口形貌，結(jié)合振動(dòng)疲勞損傷研究了振動(dòng)疲勞斷口的組成及各階段特征。結(jié)合振動(dòng)應(yīng)力以及材料強(qiáng)度，分析了激光溫噴丸對(duì)振動(dòng)疲勞斷口形貌的影響規(guī)律，并研究了激光溫噴丸強(qiáng)化航空輕質(zhì)合金的振動(dòng)疲勞斷裂機(jī)制。
　　本文還以Ti6Al4V雙相鈦合金為研究對(duì)象，探索了激光溫噴丸強(qiáng)化作用下多相合金相形態(tài)以及位錯(cuò)的演變過(guò)程，為開(kāi)展多相合金的激光溫噴丸強(qiáng)化研究奠定了基礎(chǔ)。理論分析、數(shù)值模擬以及實(shí)驗(yàn)研究結(jié)果共同表明，激光溫噴丸強(qiáng)化技術(shù)在優(yōu)化微觀組織狀態(tài)、提高殘余