万全红
- 作品数：4 被引量：12H指数：3
- 供职机构：成都飞机设计研究所更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金更多>>
- 相关领域：金属学及工艺电子电信一般工业技术航空宇航科学技术更多>>
- 飞机结构激光冲击强化研究进展与展望被引量：3
- 2023年
- 飞机梁、框、壁板等承力结构广泛采用铝合金、钛合金等轻质合金,且孔、槽、窝、连接等局部区域存在应力集中、工作应力大等问题,容易导致服役过程中在交变载荷作用下发生疲劳裂纹故障,制约飞机结构服役寿命,甚至影响飞行安全。激光冲击强化是一种新型表面塑性强化技术,可在不更换材料和不改变结构尺寸的前提下,通过材料表层内预制残余压应力和改善微观组织,显著提升其疲劳性能,现已在美军F-22、F-35等飞机上实现了工程应用。重点阐述含孔、焊接、含倒角和高承载等典型飞机结构激光冲击强化研究进展及有待解决的问题,分析并总结近年来飞机结构激光冲击强化研究历程与发展特点,从设备、机理、工艺和工程应用等方面进行研究展望。通过系统性研究进展和梳理技术问题,明确未来工程应用所需的理论支撑和关键技术,促进相关创新链、产业链快速发展与协同合作,推动激光冲击强化技术在中国军民用飞机结构抗疲劳制造与延寿修理上的规模化应用。
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- 关键词：激光冲击强化飞机结构
- 激光冲击强化对钛合金棒件疲劳寿命的影响被引量：3
- 2017年
- 为了研究激光冲击对TC4-DT钛合金圆棒残余应力分布及疲劳特性的影响,采用ABAQUS有限元软件分析了不同冲击载荷下圆棒最小直径截面内残余应力的分布,并对试样先后进行了激光冲击强化试验和拉-拉疲劳试验,最后对疲劳断口形貌进行了对比分析。结果表明,圆棒试样会在表面及近表面形成残余压应力层,在内部及中心区域产生拉应力,且表面残余压应力和内部拉应力皆随冲击载荷的增大而增大;内部拉应力区域面积远大于表面压应力层面积,致使疲劳裂纹扩展加速,从而导致疲劳寿命降低,对圆棒试件的拉-拉疲劳性能产生不利影响;圆棒试样经激光冲击强化后疲劳裂纹源向内部转移,且位于内部最大拉应力区域。该研究对轴类零件经激光冲击强化后的应用条件具有一定的参考价值。
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- 关键词：激光冲击强化残余应力有限元分析TC4-DT
- 制孔工艺对激光强化前后小孔疲劳寿命的影响被引量：2
- 2015年
- 在交变载荷作用下,小孔构件易产生疲劳裂纹,零件的使用寿命因此降低。为了研究制孔工艺对激光冲击强化前后小孔疲劳寿命的影响,文中选用材料为铝合金7050-T7451的双联试样进行激光强化试验,并使用不同的制孔工艺开孔,随后进行拉伸试验,试验后观察断口的疲劳源位置、孔壁质量,并测量孔壁粗糙度。试验研究表明,对于未进行激光冲击强化的试件,不同的制孔工艺对小孔件寿命无明显影响;对于激光冲击强化后的试件,使用不同的制孔工艺对小孔件寿命差异较大;因此在激光强化前后,制孔工艺对小孔件的疲劳寿命影响是不同的。
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- 关键词：激光强化表面加工质量
- 激光冲击强化铝合金小孔构件的疲劳寿命研究被引量：5
- 2017年
- 研究了激光冲击强化对7050-T7451铝合金小孔件疲劳寿命和断口形貌的影响。采用ABAQUS对峰值压力2.7GPa下小孔构件孔壁与表面上的应力分布进行了研究,并基于仿真结果对试样进行激光冲击强化试验和疲劳拉伸试验。结果显示,激光双面冲击强化在板料两侧形成一定深度的残余压应力影响层,而在中心形成一定范围的残余拉应力层,这也是导致疲劳源由孔角向孔壁中心转移的主要原因;在应力水平165.8MPa、195.0MPa和275.4MPa下,试样的疲劳寿命分别平均可增大451%、216%、116%;经激光冲击强化后,试样的疲劳源位置由孔角转移至孔壁内部,且疲劳裂纹扩展区面积明显增大。研究表明,激光冲击强化能明显改善铝合金小孔构件的疲劳性能,但强化效果随外加载荷的增加逐渐减小。
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- 关键词：激光冲击强化应力水平
