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孔结构是飞机机身上数量众多但却极易产生疲劳破坏的结构之一,激光冲击强化在一定程度上能有效提高孔结构零部件的疲劳寿命。传统观点往往认为小孔件的疲劳寿命与单位面积上的激光冲击能量呈正比,因而对小孔件疲劳寿命与激光冲击能量间的对应关系展开研究,从而提高小孔构件的抗疲劳性能,并为工程实践奠定基础,具有重要的理论意义和工程价值。本文通过理论分析、仿真模拟及试验的方法,研究了激光冲击能量对铝合金小孔件应力分布及疲劳寿命的影响。本文的主要研究工作及成果如下:(1)从理论上论述了激光冲击作用下残余压应力产生的机理及残余压应力对裂纹扩展的抑制作用。分析了小孔件在冲击能量下表层及孔壁内部的残余应力分布特点,并根据应力分布特点推断了随着单位面积上冲击能量的增大,小孔件的疲劳寿命有先增大后减小过程。(2)利用ABAQUS有限元分析软件模拟了激光冲击能量对小孔件应力分布的影响。结果显示,从小孔件表面应力分布看,随着单位面积上冲击能量的增大,材料表面残余压应力逐渐增大并达到饱和;从孔壁应力分布看,随着单位面积上冲击能量的增大,残余压应力的深度有所增加,但这一过程中孔壁中心处的残余拉应力却急剧增大。(3)对经功率密度为2.8GW/cm2、5.7GW/cm2及8.5GW/cm2强化后的铝合金小孔件进行高频疲劳拉伸试验,结果显示,试样的平均疲劳寿命分别可提高62.1%、168.3%及47.3%。即随着功率密度的增大,试样的疲劳寿命先增大后减小,这与不同冲击能量下孔壁的残余应力分布规律一致。(4)从宏观形貌图中可以看出,经激光冲击强化后,断口上疲劳裂纹源由孔角转移至内部孔壁,且随着单位面积上激光冲击能量的增大,孔壁上的疲劳裂纹源由带状分布逐渐压缩至试样厚度的中点,且从仿真中可以得出,该点处的残余拉应力最大。(5)从微观形貌图中可以看出,经激光冲击强化后,断口上疲劳条带间距较未强化时均有所减少,且随着单位面积上激光冲击能量的增大,相应断口上疲劳条带间距变化呈先减小后增大趋势。即当激光功率密度为5.7GW/cm2时,断口上疲劳条带间距变化最小,裂纹扩展的速率最低,故试样的疲劳寿命较高。从激光冲击能量对小孔件应力分布及疲劳寿命的研究中可以得出,合适的激光冲击能量能在材料内部诱导最佳状态的残余应力场分布,且在这种应力状态下材料的疲劳寿命较大。因此,在工程实践中选择合适的冲击能量至关重要。