激光冲击处理提高航空铝合金材料疲劳寿命的实验研究

激光冲击处理(LSP)是利用高功率激光辐照到金属材料上,产生高强度应力冲击波并在材料内部产生塑性应变,从而改变金属材料表层显微结构及其机械性能的一种新型材料强化技术.本文报道利用小型化千兆瓦级激光冲击强化装置的输出激光束(激光脉冲宽度为20 ns,激光功率密度为1.5～2.2 GW/cm2),对航空铝合金材料(7050T7451双联试件,320 mm×30 mm×5 mm,激光冲击区直径为9.5 mm)进行的激光冲击处理实验研究结果,获得了7050T7451航空铝合金材料的应力-寿命曲线(σr-σm曲线),从而得到相应的飞行载荷谱下的寿命范围.结果表明,经激光冲击处理后材料的疲劳寿命与未冲击材料的疲劳寿命相比提高了1.75～4.35倍.文中对上述试验结果进行了分析和讨论.(OE15)     

激光冲击处理提高铝合金性能的研究

本文研究了高功率密度激光冲击处理对ＬＹ１２ＣＸＺ铝合金力学性能的影响，研究表明激光冲击处理可以大幅度地提高该材料的疲劳寿命，并研究了提高疲劳寿命的原因在于提高了该材料的强度，硬度及使微观组织中的位错密度大大提高。     

7050航空铝合金结构材料激光冲击强化处理研究

用自行研制的激光冲击强化处理(LSP)装置对两种重要航空铝合金结构材料7050T7451，7050T7452冲击强化试验，进行了疲劳寿命对比试验。给出了反映疲劳应力水平与结构件寿命对应关系的σm-N曲线。结果表明．在67．3MPa的加载应力水平下，激光冲击处理后7050T7451结构材料的疲劳寿命提高到未经处理的435％，而7050T7452在81．4MPa的应力水平下提高到518%。并对试件进行了激光冲击处理机理的研究。结果显示试件表面具有较大的残余压应力和较高的位错密度。     

航空铝合金材料激光冲击强化实验研究

用自行研制的激光冲击强化处理装置对70 5 0航空铝合金两种状态的材料T745 1,T745 2进行了冲击强化试验,对试件进行了表面压应力测试和结构分析,结果显示,试件表面具有较大的残余压应力,材料内部有较高的位错密度。并进行了疲劳强度测试,测试结果的S N曲线表明,在中等的加载强度下,试件的疲劳强度提高到2倍以上。     

7050航空铝合金结构材料激光冲击

用自行研制的激光冲击强化处理(LSP)装置对两种重要航空铝合金结构材料7050T7451,7050T7452冲击强化试验,进行了疲劳寿命对比试验.给出了反映疲劳应力水平与结构件寿命对应关系的σm-N曲线.结果表明,在67.3 MPa的加载应力水平下,激光冲击处理后7050T7451结构材料的疲劳寿命提高到未经处理的435%,而7050T7452在81.4 MPa的应力水平下提高到518%.并对试件进行了激光冲击处理机理的研究,结果显示试件表面具有较大的残余压应力和较高的位错密度.     

激光冲击处理提高铝合金性能的研究

研究了高功率密度激光冲击处理对Ｌｙ１２ＣＺ铝合金力学性能的影响，研究结果表明激光冲击处理可大幅度提高铝合金的疲劳寿命，疲劳寿命的提高是由于微观组织中位错密度的明显增加，使得材料表层的强度和硬度也明显增加所致。     

激光冲击处理提高航空材料机械性能的研究现状

本文介绍了激光冲击处理的发展和基本原理，着重阐述了激光冲击处理对航空材料机械性能的影响以及激光冲击处理提高航空材料机械性能的应用，并指出激光冲击处理是改善航空材料机械性能的一种有前途的工艺，可望在航空结构件的延寿中得到应用。     

7050航空铝合金激光冲击强化残余压应力研究

用激光冲击强化处理装置对重要航空铝合金结构材料7050T7451、7050T7452不同工艺条件下进行了冲击强化处理,并对试件激光冲击区存在的残余压应力进行了测量。结果显示经激光冲击处理后试件表面具有极高的残余压应力,可达-200MPa以上;经过两次迭加冲击处理能够极大提高强化效果,其残余压应力相比单次冲击处理提高1倍以上;单面两次迭加处理与双面依次迭加冲击处理相比,试件正面(先冲击一面)残余压应力水平相当,且双面依次迭加处理试件反面(后冲击一面)的残余压应力远小于正面。以上一系列重要结果均为首次通过试验发现,对激光冲击强化处理技术的实际工程应用具有指导性意义。最后还给出了相应的表层组织结构分析和疲劳寿命试验结果。     

激光冲击处理提高铝合金疲劳性能的机理研究

对激光冲击提高铝合金材料疲劳寿命的微观机理作了初步探讨。实验结果表明铝合金疲劳寿命提高的原因是位错的大量产生和残余压应力的存在。     

基于激光冲击的航空发动机风扇性能优化设计

航空发动机风扇性能是整个发动系统的核心,为了优化航空发动机的性能,提出一种基于激光冲击的航空发动机风扇性能优化系统设计方案。系统采用嵌入式设计技术,采用激光冲击技术进行航空发动机风扇性能相关参数检测,进行航空发动机风扇智能控制算法设计。结合传感器分布式检测技术进行航空发动机风扇转动状态测试,对航空发动机风扇性能优化系统的模块设计包括AD模块、智能信息处理模块、集成控制模块、激光冲击时钟控制模块、中断模块以及复位模块组成,采用激光冲击进行发动机风扇性能的智能监测和状态模式识别,结合ADSP-BF537进行发动机风扇性能检测的数据分析和智能控制,实现系统硬件设计。测试结果表明,设计的航空发动机风扇性能优化系统能实时监测风扇状态特征,提高对发动机风扇的远程智能控制能力。     

激光冲击抗金属疲劳断裂的激光参数优化试验研究

描述了激光冲击参数对２０２４－Ｔ６２铝合金疲劳寿命的影响．当激光脉宽为５０ｎｓ时．试件表面产生有害的热损伤，疲劳寿命无显著性差别．当激光脉宽为１３ｎｓ时．试件表面未产生足够的塑性变形，疲劳寿命提高幅度不大．当激光脉宽为３０ｎｓ时，试件表面形成微凹致密的光亮冲击区．疲劳寿命获得大幅度提高，在９５％的置信度下．激光冲击试件的中值疲劳寿命是来冲击试件的４．２～８．１倍．     

LY12CZ激光熔覆的疲劳性能

通过有效控制固体YAG脉冲式激光器的电流、脉冲宽度、频率、光斑直径、扫描速度等有关工艺参数,模拟飞机腐蚀损伤的铝合金试样表面激光熔覆Al-Y(Y的质量分数为4%)合金,Al-Si(Si的质量分数为12%)合金,充分时效后进行疲劳实验、疲劳断口分析和金相分析。结果表明,熔覆Al-Y合金试样的安全寿命达到熔覆Al-Si合金试样寿命的339%,熔覆层和基体结合得比较紧密,熔覆层气孔、夹杂等缺陷较少,疲劳断口裂纹扩展区存在疲劳条带和疲劳台阶,熔覆Al-Si合金试样的熔覆层气孔缺陷较多,没有呈现低周疲劳的特征。     

激光冲击处理对铆接结构疲劳性能的影响(Ⅱ)

文     

采用区域选择激光熔化技术直接制造铝合金零件

区域选择激光熔化技术(SLM)与选区烧结技术(SLS)相比其突出的特点在于SLM过程使用的金属粉末为单组元粉末材料以及该过程中金属粉末完全熔化。因而采用SLM技术生产的金属功能模型和零件致密度高，具有系列产品的组织结构和使用性能,为单件、小批量直接制造金属零件提供了可能。介绍了SLM技术的特点以及采用SLM技术加工铝合金粉末的特殊性,采用SLM工艺熔化金属在随后的结晶过程中易出现成球现象,优化激光加工参数以及在加工过程中通入惰性气体可以克服该问题。采用SLM技术加工了AlSi25和AlSi10Mg两种铝合金粉末,制备了样件和拉伸试样。微观分析显示:样件的横截面中均无孔隙和裂纹存在,组织细小,微观结构分为细晶区和搭接区,搭接区的结构明显长大,经拉伸测试,采用SLM技术生产的样件具有优于传统方法生产试样的综合机械性能。给出了采用SLM技术制造的铝合金功能模型。     

材料的激光冲击处理及其进展

本文系统地论述了激光冲击处理的技术特点、意义及其强化机理，介绍了国外的研究进展，分析了其应用前景．     

仪表铝面板的激光切割

在CO2激光切割铝面板的试验中，分析了切割速度和辅助氧压对切割质量及熔渣附着量的影响；解决了工件逆反射的难题；获得了激光切割铝板的较佳工艺参数。     

AZ31B镁合金激光喷丸后的形变强化及疲劳断口分析

对AZ31B镁合金中心缺口试样进行激光喷丸强化(LSP)处理,并进行拉-拉疲劳试验。通过研究激光喷丸前后表面完整性的变化规律,发现喷丸后AZ31B试样以滑移和孪生两种方式产生塑性变形,表面及深度方向显微硬度较基体提高50%左右,喷丸区表面残余压应力值达到-126.29MPa,晶粒内部出现大量滑移线和孪晶,晶粒明显细化。通过测量加载点轴向载荷和轴向位移分析了激光喷丸前后的疲劳性能,并比较激光喷丸前后疲劳断口形貌特征,发现喷丸后试样表面没有产生明显的疲劳裂纹源,残余压应力使裂纹尖端的实际应力强度因子降低,提高了疲劳裂纹萌生和扩展抗力,疲劳裂纹扩展路径较未处理试样更为曲折,最终断裂区韧窝尺寸比未喷丸件更大更深,表明激光喷丸后试样的塑性有所提升。     

激光喷丸强化ZK60变形镁合金的疲劳性能研究

为研究激光喷丸对高强度变形镁合金ZK60疲劳性能的影响机理,使之适应交变应力结构件的工作需要,进行了激光喷丸强化表面改性和拉伸疲劳性能实验。实验结果表明,在激光喷丸强化区域获得有益的残余压应力,产生硬化效应,表面塑性变形的微小区域,变形轮廓曲线波动范围较基体小,增加喷丸次数可增强激光喷丸的强化效应。经3次激光喷丸后,中心孔疲劳试样的平均疲劳寿命由未喷丸试样的78023次提高到125641次,寿命增益达61%。从断口来看,激光喷丸强化主要是改变了裂纹源萌生位置,延缓了裂纹扩展速率,对瞬断区无明显影响。激光喷丸强化为镁合金的抗疲劳制造提供了新的途径。     

辅助气体对5A06铝合金Nd:YAG激光切割质量的影响

利用高功率脉冲固体Nd:YAG激光对4mm厚的5A06铝合金板材进行切割试验,探讨辅助气体Ar、N2、O2对激光切割质量的影响.通过光学显微镜、扫描电子显微镜、粗糙度测量仪、X射线衍射仪分析切缝及切面的形貌、粗糙度、物相及显微组织,结果表明:分别采用这三种辅助气体时,切缝均窄细平直,挂渣量依次增多;垂直度分别为0.08mm、0.08mm和0.05m;切面粗糙度分别为2.870μm、3.554μm、7.974μm;切面物相分别为Al Al3 Mg2、Al Al3Mg2 AlN、Al A13Mg2 Al2O3;热影响区宽度分别为90μm、100μm,不明显;辅助气体压力对切缝宽度的影响不明显.     

冲击工艺对铝合金激光熔覆的影响

通过有效控制Nd:YAG 脉冲式激光器电流、脉冲宽度、频率、光斑直径、扫描速度、离焦量等有关工艺参数，对模拟腐蚀损伤的铝合金试样表面激光熔覆Al-Y(1.4%)合金，并对其中的一组试样进行机械冲击，充分时效后进行疲劳实验、疲劳断口分析及金相分析。研究结果表明，熔覆后机械冲击试样的疲劳寿命远远高于只熔覆不冲击试样的疲劳寿命，疲劳断口有明显的疲劳条带，熔覆层和基体结合得非常紧密，熔覆层内没有大的气孔和裂纹缺陷。