摘要：残余应力贯穿于材料及构件的设计、生产、加工、制造、服役和失效的全生命周期,是影响材料及构件加工精度、尺寸稳定性及疲劳强度的关键因素,如何准确无损表征残余应力具有重要意义。与传统实验室X射线衍射方法相比,同步辐射X射线衍射技术在亮度、准直、时间分辨率、空间分辨率、穿透深度等方面具有显著优势,是一种无损原位精确表征工程材料和关键构件残余应力有效的方法之一。本文围绕同步辐射X射线衍射技术在材料残余应力中的研究进展,重点阐述增材制造过程中高温合金的残余应力分析、激光喷丸技术对钛合金残余应力的影响、焊接铝合金残余应力评价、热处理参数对结构钢残余应力的影响以及陶瓷涂层的残余应力研究。最后,分析同步辐射X射线衍射技术在工业应用方面的不足,并展望未来的研究及发展方向,包括发展原位测试环境及装置、同步辐射X射线衍射技术与其他无损检测方法相结合等。

摘要：航空材料的缺陷容限性能是航空产品结构设计的重要依据。以直升机传动系统用TC4钛合金作为对象,开展材料冲击和划痕两种预损伤条件下的缺陷容限性能研究。选取缺陷容限设计典型缺陷尺寸参数制备疲劳试样并开展高周疲劳S-N曲线测试,结果表明:缺陷显著降低TC4钛合金的疲劳极限值,在相同缺陷深度条件下,划痕缺陷的缺陷影响系数Kflaw值为2.29,显著高于冲击坑缺陷的Kflaw值1.75。通过对典型试件断口进行分析,获得划痕和冲击坑缺陷疲劳裂纹萌生和扩展规律。其中划痕缺陷失效以多源特征为主,萌生于划痕缺口根部;而冲击坑缺陷疲劳裂纹萌生特征随疲劳加载应力变化,高应力下呈现多源特征,裂纹萌生于缺口表面,低应力下裂纹萌生于缺口次表面位置。

摘要：高温合金薄壁件是航空发动机和涡轮燃机中至关重要的热端零件,由于其材料难加工和复杂的结构,生产过程中面临着诸多潜在风险,包括质量一致性差、热变形难控制和刀具磨损等。这些潜在风险伴随产品设计制造的全生命周期,在产品从试制阶段转向批量生产阶段时,需要进一步加强质量监控。本文结合标准AS13004《过程失效模式和影响分析(PFMEA)和控制计划》,应用PFMEA质量工具,通过结构化方法分析了风险顺序和缺陷根源,并针对高风险环节制定了有针对性的控制计划,将某机加批产线的高温合金薄壁件产品合格率由80%提高到96%。

摘要：航空发动机设计用材料的疲劳裂纹扩展速率测量是其性能测试的重要环节,而金属材料在600℃以上温度时合金表面由于氧化或者高温热辐射,无法使用基于光学原理的测量方法测量裂纹长度,所以需要使用自动测量方法——直流电位法。在室温条下使用铝合金对电位法系统进行测试,通过直流电位法与目测法测量的裂纹长度进行对比,发现使用参考试样测量的裂纹长度测量要好于没有使用参考试样的测量结果,说明参考试样可以很好地消除温度波动对测量结果的影响;同时在高温实验中,使用勾线法标定电位法测量的裂纹长度数据。结果表明,电位法测量的裂纹长度与勾线法测量平均裂纹长度之间的平均相对误差为1.79%,说明在高温实验环境下,试样出现表面氧化,可以使用直流电位法进行裂纹长度的测量。应用电位法技术完成650~800℃实验环境下,获得钛合金材料负应力比疲劳裂纹扩展试验数据。

摘要：Ⅱ型分层是复合材料层板结构中常见的一种层间裂纹扩展模式,因此Ⅱ型层间断裂韧性是评估材料层间性能以及复合材料结构设计、分析不可或缺的力学性能参数。复合材料Ⅱ型层间断裂韧性测试有多种试验方法,其中以基于端部缺口梁三点弯曲(ENF)的试验方法最广泛。鉴于ENF试验中Ⅱ型分层驱动机制的复杂性和众多的影响因素,国内外研究人员提出了许多Ⅱ型层间断裂韧性的数据处理方法,在同一个ENF试验中采用不同的数据处理方法可能得到不一致的Ⅱ型层间断裂韧性测试结果。为了便于工程人员深入理解不同Ⅱ型层间断裂韧性数据处理方法的差异,本文首次系统地梳理了现存的各种基于ENF试验的Ⅱ型层间断裂韧性数据处理方法的力学原理、简化条件、推导过程,讨论了不同Ⅱ型层间断裂韧性数据处理方法的精度和适用范围,可为复合材料研制、测试、设计人员提供有用的指导。

摘要：某涡轴发动机在厂内试验运行至656.4 h时,一件燃气涡轮叶片在榫头伸根段断裂。通过研究叶片裂纹分布、断口宏观和微观形貌以及开裂部位的应力状态,分析了该叶片断裂原因。结果表明:叶片失效性质为疲劳,疲劳裂纹起源于榫头伸根段排气侧内部第1冷却腔内表面;该型叶片榫头冷却结构设计未考虑应力集中,冷却通道出现较大转角,产生较高水平应力,最终导致叶片断裂和开裂。

摘要：高温压缩性能是复合材料结构设计关键的力学参数,但是传统技术手段难以对其进行有效测量。通过搭建基于数字图像相关方法的高温实验系统,开展了复合材料的高温压缩实验,获得了130℃环境下CCF300/5228A碳纤维增强复合材料层合板0°和90°压缩性能、应力-应变曲线以及不同载荷情况下轴向应变分布及演化,并且与室温实验结果进行了对比。进一步通过扫描电镜进行了压缩试样的断口分析,结合实验结果,探讨了高温和铺层形式对压缩性能的影响。最后,通过实验验证了高温实验系统及相应实验方法的可行性和可靠性。结果表明:130℃环境下0°与90°压缩强度保持率分别为70.5%和62.6%,压缩模量保持率分别为88.0%和75.4%,说明由基体控制层合板的强度和模量对高温更敏感。

摘要：通过建立的高温涡轮叶片振动疲劳试验系统,实现了高温条件下对发动机涡轮叶片及材料振动疲劳试验的闭环控制,有效提升了试验的控制精度和测量精度。采用在试样表面粘贴高温应变计的方式,对试验件的高温振动应变进行直接测量,实现了高温条件下的振动应力标定。与传统替换法试验结果进行对比分析,结果表明二者所得结果具有明显差异。针对航空发动机单晶涡轮叶片开展了高温振动疲劳试验测试,通过升降法得到了该型叶片在800℃、2×107循环条件下对应的中值疲劳极限。试验结果满足发动机设计所需的置信度要求。

摘要：采用工业CT设备获取3D打印材料试样受载变形前后的三维数字体图像,并使用数字体相关(digital volume correlation,DVC)方法计算出试样内部三维位移场和三维应变场,研究试样在载荷作用下的内部变形与损伤演化规律,通过设计制作具有1700 N拉压加载能力的原位加载装置,结合微纳CT设备建立拥有原位加载与观测能力的DVC方法实验装置,其最高成像分辨率可达10μm。结果表明:对采用激光选区熔化(selective laser melting,SLM)工艺方法制作的3D打印铝合金试样进行原位拉伸实验,并使用DVC方法获取试样内部的全场位移与应变数据,测得的弹性模量数据与常规实验方法结果完全吻合,验证了使用DVC方法对内部位移场和应变场进行测量的有效性。

摘要：通过对常规机械式持久蠕变试验机高温加热炉、高温夹具、加载/卸载方式、调平方式及数据测试系统综合优化设计,提升了测试能力,提高了测试技术水平,降低了测试成本。通过在加载拉杆接入载荷传感器,有效防止了加载砝码出错,实现了加载砝码力的可追溯查询,提高了试验数据的可靠性。