本文選題：激光沖擊強(qiáng)化 + 緊固孔　； 參考：《江蘇大學(xué)》2016年碩士論文

【摘要】：飛機(jī)結(jié)構(gòu)中存在大量的小孔結(jié)構(gòu)是飛機(jī)的薄弱環(huán)節(jié),激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)能有效延長(zhǎng)小孔的使用壽命,然而單層沖擊存在應(yīng)力分布不合理、疲勞增益不穩(wěn)定的問題,為解決這一問題增加沖擊層數(shù)對(duì)緊固孔的殘余應(yīng)力場(chǎng)進(jìn)行調(diào)控,達(dá)到穩(wěn)定提高緊固孔疲勞壽命的目的。在滿足疲勞增益穩(wěn)定性的前提下,對(duì)沖擊層數(shù)進(jìn)行優(yōu)化可以起到簡(jiǎn)化工藝、節(jié)約成本的作用。本文首先分析激光沖擊層數(shù)研究現(xiàn)狀,借助ABAQUS軟件分析沖擊層數(shù)等參數(shù)對(duì)緊固孔殘余應(yīng)力的影響,并對(duì)沖擊層數(shù)等參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化處理,設(shè)計(jì)了不同沖擊層數(shù)的激光沖擊試驗(yàn),最后進(jìn)行疲勞驗(yàn)證試驗(yàn)。本文的主要研究工作與成果如下:(1)從應(yīng)力波角度分析了單次激光沖擊殘余應(yīng)力形成和估算,從彈性極限和材料硬化的角度分析多次沖擊殘余應(yīng)力場(chǎng)的疊加,最后根據(jù)殘余應(yīng)力對(duì)緊固孔應(yīng)力強(qiáng)度因子的影響規(guī)律,揭示激光沖擊處理延長(zhǎng)緊固孔服役周期的機(jī)理。結(jié)果表明:沖擊層數(shù)的增加可以提高殘余應(yīng)力,但每次增加幅度會(huì)減小;殘余壓應(yīng)力能有效降低緊固孔的應(yīng)力強(qiáng)度因子幅度。(2)利用ABAQUS軟件分析沖擊層數(shù)等參數(shù)對(duì)緊固孔殘余應(yīng)力的影響。結(jié)果表明:沖擊層數(shù)的累加造成殘余應(yīng)力增大,但每次增加比例減小,雙層、三層的結(jié)果相差不大,中間孔壁拉應(yīng)力區(qū)不斷壓縮;與載荷半高寬和沖擊層數(shù)相比,峰值壓力對(duì)殘余應(yīng)力的影響更為顯著;峰值壓力較小時(shí),載荷半高寬和沖擊層數(shù)可以彌補(bǔ)峰值壓力的不足,但峰值壓力較大時(shí),這種彌補(bǔ)作用不明顯。(3)計(jì)算均勻拉伸下緊固孔的應(yīng)力強(qiáng)度因子,在仿真殘余應(yīng)力的基礎(chǔ)上,計(jì)算均勻拉伸和殘余應(yīng)力場(chǎng)綜合作用下緊固孔的應(yīng)力強(qiáng)度因子,分析激光沖擊處理對(duì)應(yīng)力強(qiáng)度因子的修改。結(jié)果表明:激光沖擊處理能有效降低緊固孔附近的應(yīng)力強(qiáng)度因子。均勻拉伸下三維無量綱和有量綱應(yīng)力強(qiáng)度因子趨勢(shì)一致,隨著θ角的增大先減小后增大,θ=00和900時(shí)應(yīng)力強(qiáng)度因子最大;裂紋沿任意方向擴(kuò)展時(shí)應(yīng)力強(qiáng)度因子不斷增大。(4)結(jié)合斷口與殘余應(yīng)力結(jié)果,分析不同沖擊層數(shù)對(duì)緊固孔疲勞壽命、裂紋源與裂紋擴(kuò)展速率的影響;最后通過分析激光沖擊層數(shù)對(duì)韌窩微觀特征的影響,分析激光沖擊對(duì)鋁合金塑性的影響規(guī)律。結(jié)果表明:單層沖擊疲勞增益較小,雙層和三層沖擊疲勞增益為單層的兩倍,雙層、三層強(qiáng)化端壽命相等。未強(qiáng)化試樣是單點(diǎn)角裂紋,強(qiáng)化試樣是孔壁多點(diǎn)疲勞源,沖擊層數(shù)的累加導(dǎo)致裂紋源沿厚度方向轉(zhuǎn)移。相比于未處理試樣,強(qiáng)化端疲勞輝紋間距明顯變窄,沖擊層數(shù)的累加導(dǎo)致輝紋間距變窄,雙層和三層的疲勞輝紋間距基本相等。強(qiáng)化層數(shù)的累加效應(yīng)使韌窩更大、更深,說明激光沖擊處理能提高試樣的塑性變形能力。建立了沖擊層數(shù)-殘余應(yīng)力-疲勞壽命三者之間的關(guān)系,激光沖擊對(duì)應(yīng)力強(qiáng)度因子幅度的修改是裂紋擴(kuò)展壽命增大的原因,沖擊層數(shù)對(duì)拉應(yīng)力區(qū)的壓縮是疲勞源轉(zhuǎn)移的誘因,研究沖擊層數(shù)對(duì)緊固孔疲勞壽命的影響,為工程實(shí)際應(yīng)用提供參考。
[Abstract]:The existence of a large number of small hole structures in aircraft structure is the weak link of aircraft. Laser impact strengthening technology can effectively prolong the service life of small holes. However, there is a problem of unreasonable stress distribution and instability of fatigue gain in single layer impact. In order to solve this problem, the residual stress field of the fastening holes can be adjusted to achieve stability by increasing the number of impact layers. In order to improve the fatigue life of the fastening holes. On the premise of satisfying the stability of the fatigue gain, the optimization of the number of impact layers can simplify the process and save the cost. This paper first analyzes the status of the research on the number of laser shock layers and analyses the impact of the impact layer on the residual stress of the fastening holes with the help of the ABAQUS software, and the impact layer. The number of parameters are optimized and the laser shock test with different impact layers is designed. Finally, the fatigue verification test is carried out. The main research work and results of this paper are as follows: (1) the residual stress formation and estimation of single laser shock are analyzed from the angle of stress wave, and the residual stress of multiple shocks is analyzed from the angle of elastic limit and material hardening. At last, according to the influence of the residual stress on the stress intensity factor of the fastening hole, the mechanism of the laser shock treatment to prolong the service period of the fastening holes is revealed. The result shows that the increase of the number of shock layers can increase the residual stress, but the amplitude of the increase will decrease each time; the residual pressure stress can effectively reduce the stress intensity factor of the fastening hole. (2) (2) the effect of the number of impact layers on the residual stress of the fastening holes is analyzed by using the software of the impact layer. The results show that the addition of the number of shock layers increases the residual stress, but the ratio decreases each time, the result of the double layer and the three layer is not quite different, the tensile stress zone in the middle hole wall is continuously compressed, and the peak pressure is compared with the load half width and the number of the impact layers. The influence of the residual stress is more significant; the peak pressure is small, the load half width and the number of shock layers can make up the shortage of peak pressure. But when the peak pressure is large, this compensatory function is not obvious. (3) the stress intensity factor of the tightened hole under uniform tension is calculated and the uniform tensile and residual stress are calculated on the basis of the simulated residual stress. The stress intensity factor of the fastening hole is analyzed by field synthesis, and the modification of the force intensity factor is analyzed by laser shock treatment. The result shows that the stress intensity factor near the fastening hole can be reduced effectively by laser shock treatment. The stress intensity factor is maximum at theta =00 and 900. The stress intensity factor increases continuously when the crack propagates in any direction. (4) the effects of the number of different impact layers on the fatigue life of the fastening holes, the crack source and the crack growth rate are analyzed with the results of fracture and residual stress. Finally, the influence of the number of laser shock layers on the microcosmic characteristics of the dimple is analyzed. The effect of laser impact on the plasticity of aluminum alloy shows that the single layer impact fatigue gain is smaller, the double layer and the three layer impact fatigue gain is two times, the double layer and the three layer are equal. The unreinforced specimen is a single point angle crack, the reinforced specimen is the multipoint fatigue source of the hole wall, and the number of impact layers leads to the crack source along the thickness direction. In contrast to untreated samples, the fatigue striation spacing of the reinforced end is narrower and the number of impact layers narrowed, and the fatigue striation spacing between the two layers and the three layers is basically equal. The cumulative effect of the number of strengthened layers makes the dimples greater and deeper, indicating that the laser shock treatment can improve the plastic deformation ability of the specimen. - the relationship between the three of the residual stress and fatigue life, the modification of the amplitude of the force intensity factor of the laser shock is the reason for the increase of the crack propagation life. The compression of the number of impact layers on the tensile stress zone is the cause of the fatigue source transfer. The study of the impact of the number of impact layers on the fatigue life of the fastening holes provides a reference for the practical application of the engineering.
【學(xué)位授予單位】：江蘇大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號(hào)】：V215.5;V229

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本文編號(hào)：1990373