鋁合金因密度低、耐腐蝕性好、屈強(qiáng)比高、焊接性好、易于加工成形等優(yōu)點(diǎn),被廣泛用于航空航天等領(lǐng)域,人們對(duì)鋁合金的抗疲勞性能提出了越來(lái)越高的要求。本文以2B06-T4和6061鋁合金為研究對(duì)象,利用自制的飛機(jī)機(jī)身蒙皮均布增壓疲勞模擬裝置,在有限的試驗(yàn)次數(shù)下,系統(tǒng)地研究了這兩種鋁合金材質(zhì)預(yù)制有孔邊初始裂紋的四周簡(jiǎn)支方形薄板在承受均布增壓載荷作用下的疲勞性能。主要包括裂紋擴(kuò)展速率和疲勞壽命。每組試樣分別在相同的最大均布?jí)毫Ζ?sub>max=7.8psi(0.0538MPa)的條件下進(jìn)行疲勞試驗(yàn)。得到每組試驗(yàn)的裂紋擴(kuò)展長(zhǎng)度和循環(huán)次數(shù)數(shù)據(jù),研究了機(jī)身蒙皮結(jié)構(gòu)疲勞裂紋擴(kuò)展路徑和疲勞裂紋擴(kuò)展速率的變化規(guī)律。最后為了進(jìn)一步了解由于裂紋貫穿而導(dǎo)致的蒙皮結(jié)構(gòu)的疲勞失效機(jī)制以及分析各組試驗(yàn)所得疲勞壽命差異的原因,本實(shí)驗(yàn)通過(guò)掃描電鏡觀察每組試件疲勞斷口斷面的形貌特征,并分析了疲勞裂紋擴(kuò)展機(jī)理。并通過(guò)能譜分析研究斷口特征區(qū)域的元素成分,對(duì)比分析了三組試件疲勞壽命差異的原因。主要得到以下結(jié)果:通過(guò)對(duì)三組試件疲勞斷口的形貌分析,發(fā)現(xiàn)三組試件的疲勞失效機(jī)理基本相同,彎曲疲勞斷口的特征十分明顯。其中2B06-...

【文章頁(yè)數(shù)】：79 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
第1章 緒論
    1.1 課題背景
    1.2 國(guó)內(nèi)外的研究現(xiàn)狀
        1.2.1 國(guó)外的研究現(xiàn)狀
        1.2.2 國(guó)內(nèi)的研究現(xiàn)狀
    1.3 研究目的及意義
    1.4 研究的主要內(nèi)容
第2章 飛機(jī)機(jī)身蒙皮均布增壓疲勞理論
    2.1 疲勞斷裂特征
        2.1.1 疲勞斷裂分類(lèi)
        2.1.2 疲勞斷裂的微觀特征
    2.2 斷裂力學(xué)理論
        2.2.1 裂紋類(lèi)型
        2.2.2 裂紋尖端附近的應(yīng)力場(chǎng)與塑性區(qū)
        2.2.3 斷裂韌性
        2.2.4 裂紋擴(kuò)展規(guī)律
        2.2.5 裂紋擴(kuò)展壽命
        2.2.6 剩余強(qiáng)度
    2.3 機(jī)身蒙皮受載分析
    本章小結(jié)
第3章 飛機(jī)機(jī)身蒙皮均布增壓疲勞試驗(yàn)
    3.1 試驗(yàn)材料
    3.2 飛機(jī)機(jī)身蒙皮均布增壓疲勞實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)
        3.2.1 疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)
        3.2.2 飛機(jī)機(jī)身蒙皮均布增壓疲勞設(shè)備
    3.3 試驗(yàn)方法
        3.3.1 試驗(yàn)參數(shù)
        3.3.2 飛機(jī)機(jī)身蒙皮均布增壓疲勞載荷時(shí)間歷程圖
        3.3.3 飛機(jī)機(jī)身蒙皮均布增壓疲勞試驗(yàn)蒙皮
        3.3.4 疲勞裂紋擴(kuò)展監(jiān)測(cè)系統(tǒng)
    3.4 試驗(yàn)流程
    本章小結(jié)
第4章 試驗(yàn)結(jié)果及分析
    4.1 失效蒙皮疲勞斷口分析
        4.1.1 斷口宏觀形貌特征
        4.1.2 斷口微觀形貌特征
        4.1.3 疲勞斷口宏微觀分析
        4.1.4 能譜分析
    4.2 疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理與分析
        4.2.1 疲勞試驗(yàn)結(jié)果處理與分析
    本章小結(jié)
第5章 結(jié)論和展望
    5.1 結(jié)論
    5.2 展望
致謝
參考文獻(xiàn)
碩士學(xué)位攻讀期間發(fā)表的論文成果
附錄
    疲勞試驗(yàn)結(jié)果記錄



本文編號(hào)：3764348