【摘 要】
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2A70铝合金被应用在航空发动机的多处部件上,部件长期承受交变载荷的作用导致疲劳损伤,飞机服役的安全性及寿命受到显著影响。而在航空发动机上,由于部件安装、故障追溯等原因我们必须在飞机零部件上进行标印加工,如果选择的标印方法不适用于所选材料以及服役情况,很可能会导致重大事故。而且,国内外对于针对服役情况、合金本身选择合适的标印工艺的研究非常少有。故研究不同标印加工后对2A70铝合金的组织演化、力学性
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2A70铝合金被应用在航空发动机的多处部件上,部件长期承受交变载荷的作用导致疲劳损伤,飞机服役的安全性及寿命受到显著影响。而在航空发动机上,由于部件安装、故障追溯等原因我们必须在飞机零部件上进行标印加工,如果选择的标印方法不适用于所选材料以及服役情况,很可能会导致重大事故。而且,国内外对于针对服役情况、合金本身选择合适的标印工艺的研究非常少有。故研究不同标印加工后对2A70铝合金的组织演化、力学性能及疲劳性能的影响具有重要意义。对2A70铝合金进行振动标印和激光标印,并与母材进行拉伸对比试验。结果表明:振动标印后的力学性能略优于激光标印。利用ABAQUS软件计算不同标印附近的应力集中系数。为接下来不同标印疲劳断裂机理的分析做准备。对2A70铝合金母材和两种标印后试样进行了高周疲劳试验。对微观组织及裂纹萌生扩展机理进行分析。结果表明,激光标印后试样高周疲劳寿命仅为振动标印后的15.1%;振动标印附近应力集中程度更小,S’相、Al9FeNi相尺寸更小,体积分数更高。应力集中的程度和析出相尺寸、体积分数的共同作用,导致振动标印试样高周疲劳性能优于激光标印。研究了 2A70铝合金在两种标印后的低周疲劳行为及断裂机理。结果表明,激光标印后试样高周疲劳寿命仅为振动标印后的3.2%;振动标印附近应力集中及塑性变形程度更小。同时,利用扫描电子显微镜、光学显微镜进行断口、断口侧面的观察。利用EDS对断口侧面组织进行元素成分的分析。利用image J软件测量析出相的尺寸及体积分数。
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