汝继刚
,
李超
,
王亮
,
李惠曲
,
伊琳娜
,
刘铭
,
吴秀亮
航空材料学报
doi:10.3969/j.issn.1005-5053.2013.6.009
研究喷丸强化对高强铝合金7A12高周疲劳性能的影响.利用透射电镜(TEM)和扫描电镜(SEM)观察喷丸和未喷丸状态的微观组织和断口形貌,利用X射线(XRD)分析强化层残余应力分布情况.结果表明:喷丸强化使7A12铝合金疲劳强度提高了26％.喷丸强化可在材料表面引入残余压应力,并显著细化表层晶粒(形成亚晶)和实现位错增殖,且沿层深呈梯度变化特征.喷丸强化引起7A12铝合金疲劳强度提高可归因于喷丸造成的晶粒细化和位错增殖对疲劳裂纹萌生的有效抑制,以及喷丸引入的表面残余压应力对疲劳裂纹早期扩展的有效阻止作用.疲劳试样断口形貌证实喷丸强化后试样的疲劳裂纹扩展速率明显低于原始状态.
关键词:
喷丸强化
,
7A12铝合金
,
微观组织
,
疲劳性能
伊琳娜
,
汝继刚
稀有金属
doi:10.3969/j.issn.0258-7076.2004.01.044
淬火和人工时效之间的停放时间, 对材料人工时效后的最终力学性能和腐蚀性能等有一定的影响. 本文采用7B04铝合金退火板材, 研究其淬火后经不同时间的停放, 并进行T74状态的人工时效后的室温拉伸性能、电导率和剥落腐蚀性能. 试验结果表明, 随着停放时间的延长, 板材的室温拉伸性能先升后降, 电导率先降后升, 而抗剥落腐蚀性能明显下降.
关键词:
铝合金
,
停放时间
,
电导率
宫玉辉
,
刘铭
,
张坤
,
黄敏
,
伊琳娜
,
戴圣龙
材料工程
doi:10.3969/j.issn.1001-4381.2010.09.016
采用轴向加载疲劳和疲劳裂纹扩展速率性能测试方法,研究了不同腐蚀环境对7475-T7351铝合金厚板疲劳及裂纹扩展性能的影响.结果表明:腐蚀环境对7475铝合金的疲劳性能有较大影响,油箱积水和3.5%(质量分数,下同)NaCl溶液中光滑试样的疲劳强度较室温下降约68%,油箱积水和3.5%NaCl溶液环境对材料疲劳强度的影响程度基本相同;不同环境腐蚀(空气和3.5%NaCl)和不同温度(室温和125℃)对材料的低周疲劳性能影响不大;腐蚀环境对裂纹扩展有较明显的加速作用,油箱积水和3.5%NaCl溶液环境对裂纹扩展的加速规律基本一致.
关键词:
7475铝合金
,
腐蚀环境
,
疲劳性能
,
疲劳裂纹扩展速率
刘铭
,
张坤
,
戴圣龙
,
黄敏
,
伊琳娜
航空材料学报
doi:10.3969/j.issn.1005-5053.2014.1.013
采用轴向加载疲劳试验方法,研究了航空用2124-T851铝合金板材不同取样方向、试样形式以及实验应力比下的疲劳性能;并通过金相显微镜(OM)、扫描电镜(SEM)和透射电镜(TEM)分析了该合金的显微组织和疲劳断口形貌.结果表明:2124-T851铝合金板材具有良好的耐疲劳损伤性能,疲劳极限随应力比的增加而增大;缺口的存在大大降低了材料的疲劳极限,光滑试样(Kt=1)的疲劳极限大约是缺口试样(Kt=3)的2倍;板材横向疲劳极限高于纵向疲劳极限,且应力比越小差异越大.断口形貌具有典型的疲劳断口特征,由疲劳源区、疲劳裂纹稳定扩展区和快速断裂区三部分组成,裂纹萌生一般位于表面夹杂或缺口等缺陷引起的应力集中处.
关键词:
铝合金
,
疲劳性能
,
疲劳裂纹扩展
,
断口形貌
伊琳娜
,
汝继刚
,
李国爱
,
陈军洲
材料热处理学报
通过高温拉伸、TEM和SEM等手段对2B25-T3511铝合金高温力学性能及组织变化进行研究.结果表明,随拉伸温度升高,合金强度逐渐下降,其中抗拉强度随温度升高而降低的趋势较屈服强度显著;伸长率先升高-降低-略有升高-降低的“M”状变化趋势.在175℃以下,晶粒内基本没有新析出相,合金基体随拉伸温度升高而不断发生软化是强度降低的主要因素,合金基体与相粒子之间的界面弱化以及175℃以上时晶内细小片针状析出相的析出是合金塑性呈现“M”状变化的原因.随温度升高,断口形貌也由沿晶断裂为主逐渐过渡到以高温滑移特征以及基体/沉淀相界面的滑脱为主的韧窝形貌.
关键词:
2B25-T3511铝合金
,
高温拉伸
,
力学性能
,
显微组织
刘铭
,
张坤
,
黄敏
,
伊琳娜
,
吴秀亮
稀有金属
doi:10.3969/j.issn.0258-7076.2009.05.004
采用旋转弯曲疲劳试验、轴向加载疲劳试验、疲劳裂纹扩展速率试验等疲劳性能测试方法,研究了7475-T7351铝合金厚板的疲劳性能.并通过透射电镜(TEM)和扫描电镜(SEM)分析了该合金的显微组织和疲劳断口形貌.结果表明:7475-T7351铝合金具有良好的耐疲劳损伤性能,光滑试样(Kt=1)在室温旋转弯曲和高温轴向加载条件下的疲劳极限分别为180.0和345.0 MPa,缺口试样(Kt=2.2)在室温旋转弯曲加载条件下的疲劳极限为91.9 MPa;合金厚板材料在高温下缺口敏感性有所降低;国产材料裂纹扩展速率随应力比增加而增大,裂纹扩展门槛值减小;国产7475铝合金与进口材料在裂纹稳定扩展阶段裂纹扩展行为基本相当;在近门槛值附近不同应力比下的裂纹扩展门槛值略有差别.
关键词:
7475铝合金
,
疲劳行为
,
耐损伤
,
疲劳裂纹扩展
龚澎
,
郑林斌
,
张坤
,
伊琳娜
,
宋德玉
航空材料学报
doi:10.3969/j.issn.1005-5053.2011.4.009
采用挤压棒直接冷挤压的方法对7 B50-T7451铝合金厚板进行了孔挤压强化,对比分析了其孔挤压前后疲劳寿命；并与第三代高纯7050-T7451铝合金厚板孔挤压强化效果进行对比.通过扫描电镜(SEM)、透射电子显微镜(TEM)以及X射线应力(XRD)等方法,研究了两种合金的疲劳断口形貌特征、微观组织变化以及孔表层的残余应力场.结果表明,采用4％～6％的挤压量对7 B50-T7451厚板进行挤压强化可取得较好的疲劳强化效果,试件的疲劳寿命是未挤压强化前的29倍；而7050-T7451铝合金厚板疲劳寿命仅是未挤压强化的5.5倍.孔挤压后,7B50-T7451厚板在强化层产生位错缠结及残余压应力,压应力层深度约为7.3mm,最大残余压应力出现在距孔边约lmm处,应力值为387MPa.强化层内形成的位错胞状结构和残余压应力可有效延缓疲劳裂纹的扩展速率,从而提高试件的疲劳寿命.
关键词:
7B50-T7451厚板
,
孔挤压强化
,
疲劳寿命
,
残余应力
