4Cr5MoV1Si钢的热疲劳性能研究

本文研究了热处理工艺，各种表面处理，深冷处理及喷丸等工艺对４Ｃｒ５ＭｏＶ１Ｓｉ钢热疲劳性能的影响，研究结果表明，提高淬火加热温度，细化处理，双重处理，深冷处理，喷丸等都可提高其热疲劳抗力，低氮势等离子氮化，蒸汽处理，电火花表面强化等也对热疲劳抗力有明显改善，本文对热疲劳抗力提高的原因进行了分析。     

轧辊用合金白口铸铁显微组织对热疲劳抗力的影响

研究了轧辊用合金白口铸铁的几种材质中不同碳化物形态和不同基体组织对热疲劳抗力的影响,找出了热疲劳裂纹的主要萌生源地和扩展通道,确认了在碳化物和基体中M23C6和奥氏体的热疲劳抗力最佳。     

稀土元素对铸铁热疲劳性能影响的研究

气缸盖、排气管、钢锭模等构件,常因热疲劳而失效,为此,利用自制的完全约束式热疲劳试验装置,就稀土对铸铁热疲劳性能的影响进行了系统的研究。试验研究的结果表明,在超过某临界范围后,稀土能显着提高铸铁的热疲劳抗力。对轻稀土来说,此临界值为0.04～0.045％,重稀土则为0.045～0.05％。 文中还讨论了稀土与影响热疲劳抗力的铸铁热物理性能、机械性能的关系。     

不同热处理对热模钢H13的组织和性能的影响

本文研究了热模具钢H13(4Cr_5MoSiV_1)经不同热处理工艺处理后的显微组织和性能。结果表明:H13钢经软氮化处理后,耐磨性、热疲劳抗力较好而冲击韧性较低,250℃等温淬火加回火处理后的冲击韧性最高,热疲劳抗力比正常淬火加回火处理的好,耐磨性较差,300℃等温淬火加回火处理的冲击韧性和热疲劳抗力较低。据此,在受冲击载荷情况下,采用250℃等温淬火加固火热处理工艺较好;受冲击载荷较小时,采用正常淬火加固火软氮化复合热处理工艺较好。     

热处理对3Cr2W8V和4Cr5MoSiV1钢力学性能的影响

本文对热作模具钢３Ｃｒ２Ｗ８Ｖ和４Ｃｒ５ＭｏＳｉＶ１钢的耐磨性、高温拉伸、冲击性能及热疲劳抗力进行了对比研究．结果表明，４Ｃｒ５ＭｏＳｉＶ１钢的高温强韧性优于３Ｃｒ２Ｗ８Ｖ钢，且具有更高的耐磨性及热疲劳抗力，更适宜做摩擦压力机热锻模．     

轧辊材质热疲劳行为的研究

合金白口铸铁在以热轧辊为代表的热疲劳磨损条件下应用已２０年,但只发挥了其优良的耐磨性,对其主要失效形式和热疲劳行为了解甚少,本文对常用合金白口 铁的热疲劳抗力和热循环作用下的机械地反复试验和研究,证实了材料的热疲劳寿命主要取决于断裂的扩展速度。     

显微组织对激光熔覆合金层热疲劳性能的影响

采用Ｕｄｄｅｈｏｌｍ法进行了激光熔覆然基合金层的热疲劳试验，观察了热疲劳裂纹萌生及扩展特性，结果表明，热疲劳裂纹易于在脆性相及枝晶间形核，并优先在枝晶间扩展，控制脆性相的生成，适当粗化枝晶及减小枝晶区间，有利于提高激光熔覆合金层的热疲劳抗力。     

不同热轧参数对无取向硅钢变形抗力的影响

通过使用热模拟试验机,在不同变形速率、不同变形温度及不同化学成分组成下,获取了无取向硅钢的热变形抗力数据。试验结果表明:更高的变形速率会增高变形抗力;而当应变量达到一定程度,在较高变形速率时,无取向硅钢的变形抗力反而变低。在α相区及γ相区,随着试验温度的增加,无取向硅钢的热变形抗力随之降低;在两相区内,随试验温度的提高,变形抗力有所增加;应通过降低终轧温度,使终轧避免在两相区内进行。更高的Si及P含量会提高无取向硅钢的变形抗力,而当温度达到1 200℃时,P提高变形抗力的能力却趋于消失;而高的Als含量会降低无取向硅钢的变形抗力。     

无钴 Ti(C,N)基金属陶瓷的热疲劳抗力

采用热疲劳龟裂网纹模拟法,定性地研究了无钴Ｔｉ（Ｃ,Ｎ）基金属陶瓷与３Ｃｒ２Ｗ８Ｖ钢的热疲劳特性差异．结果表明,在热循环周次相同与相近的条件下,前者热疲劳裂纹呈粗大交叉的直线,起源于试样棱边的尖角处,并以较快的速度进入失稳扩展;后者形成细小典型的龟裂网纹,扩展缓慢,显示出热疲劳抗力高于前者．     

无钴Ti（C,N）基金属陶瓷的热疲劳抗力

采用热疲劳龟裂网纹模拟法，定性地研究了无钴Ｔｉ（Ｃ，Ｎ）基金属陶瓷与３Ｃｒ２Ｗ８Ｖ钢的热疲劳特性差异，结果表明，在热循环周次相同与相近的条件下，前者热疲劳理解纹呈粗大交叉的直线，起源于试样棱边的尖角处，并以较快的速度进入失稳扩展；后者形成细小典型的龟裂网纹，扩展缓慢，显示出热疲劳抗力高于前者。     

基于热固振耦合的某附件壳体蠕变-热疲劳寿命预测方法

提出一种基于热固振耦合的某附件壳体蠕变 热疲劳寿命预测方法,主要是基于ANSYS Fluent模块进行流固热耦合,仿真结果得到的附件壳体温度场分布并通过实测数据进行结果验证,再通过温度场数据传递途径结合ANSYS Workbench模块进行附件壳体热固振耦合仿真得到壳体应力应变场,然后基于线性累计损伤理论耦合附件壳体蠕变持久寿命和热疲劳寿命,最终得到其蠕变 热疲劳寿命预测结果。针对附件壳体,一方面对比分析了单纯热疲劳寿命（41 063个循环寿命）与蠕变 热疲劳（39 054个循环寿命）,通过结果得知航空发动机附件系统高热环境下蠕变作用对附件壳体热疲劳寿命是存在显著影响的;另一方面对比分析了基于稳态温度场的蠕变 热疲劳（23 334个循环寿命）与基于瞬态温度场（考虑温变速率）的蠕变 热疲劳（24 545个循环寿命）,结果表明温变速率在一定程度上影响航空发动机附件系统结构的蠕变 热疲劳寿命。     

多向热应力作用下耐热钢材料热疲劳强度的试验研究和寿命推算

多向应力作用下的金属材料热疲劳问题．在７０年代初，日本学者平修工，井上达 雄等人曾进行过研究，提出了用当量应变范围评价多向应力作用下的热疲劳寿命方法． 作者在此基础上．对合金材料ＧＨ３６在较大应变范围下的热疲劳问题进行了研究。 试验机为热裂型．瞬时应力和应变用有限元法求出，然后定出裂纹萌生点的当量应变 范围。结果表明；在相同的当量应变范围，裂纹长度小于０．２ｍｍ；热疲劳寿命比当 量温度下的高温低周疲劳寿命低；当裂纹长度等于０．２ｍｍ，热疲劳寿命与当量温度 下的高温低周疲劳寿命相同。     

不同曲率支管弯管对T型管湍流混合下热疲劳的影响

为了探究不同曲率支管弯管对T型管冷热流体混合下热疲劳的影响,分别对支管上游曲率为0.006、0.01、0.02这3种弯管结构的T型管内冷热流体的混合过程进行大涡模拟（LES）,将计算得到的瞬时温度和压力载荷动态地加载到固体域进行流固耦合计算,得到管道的热应力分布情况;再利用雨流计数方法对获得的波动热应力进行统计学分析,根据线性疲劳损伤累计准则进行热疲劳评估,得到管道的无量纲累计疲劳损伤率。将各个结构的无量纲时均温度、无量纲均方根温度和无量纲热疲劳损伤率等进行对比,数值结果表明：3种结构的温度和应力的分布和波动相似;随着曲率的增大,温度波动变得剧烈,而相贯区热应力集中逐渐减弱,同时其无量纲累计疲劳损伤率呈降低趋势。     

金属高温疲劳强度的损伤力学评价

通过高温疲劳损伤分析，提出了塑性损伤和蠕变损伤定义；建立了不同类型热疲 劳和高温低周疲劳损伤量Ｄ的确定方法和损伤发展方程；对蠕变疲劳交互作用下的 损伤迭加进行简化；提出用损伤力学方法评价金属高温疲劳寿命公式，以铸铁材料进 行试验和解析结果表明，所建立的评价寿命公式是正确的。     

热疲劳非平衡统计理论

用非平衡统计的概论和方法建立微观机理与宏观性能相结合的热疲劳理论,给出了热疲劳微裂纹的演化方程,结合热应力公式和微裂纹演化的位错机理,求得了热疲劳微裂纹的长大速度和几率密度分布函数,同时给出了与实验结果基本相符的微裂纹平均长度随热循环周期数变化的表达式,进而由热疲劳断裂几率得到了热疲劳寿命的解析表达式,最终得出温度差,杨氏模量等重要参数对热疲劳寿命的影响。     

柴油机活塞的热疲劳寿命预测

按照热疲劳和高温低周疲劳断裂机制研究了柴油机活塞的寿命和安全性评定，采用Ｍｉｓｅｓ当量准则，求出当量应变范围，通过实验证实，它与寿命之间存在着Ｍａｎｓｏｎ Ｃｏｆｆｉｎ公式关系，并把这一表达式推广到复杂应力状态且摆脱结构形状和尺寸的影响，从而可把实验室中利用试件进行的一维状态下疲劳特性的试验结果用于复杂应力状态不同形状和尺寸的构件。最后把这一成果用于１２Ｖ－１８０型柴油机活塞寿命预测并证实用相热疲     

高速客车制动盘材料SiCp/A356 细观热疲劳仿真

采用三维有限元方法模拟高速客车制动盘的非连续SiC颗粒增强铝基复合材料体元的循环热应力应变场．并按球对称模型,对颗粒增强复合材料中热膨胀差（DCTE）热应力进行了弹塑性有限元分析．探讨了颗粒增强铝基复合材料发生晶界分离失效的形成机理．证明了温度达到最大时,界面结合处产生热压应力;而在温度冷却至室温时,产生热拉应力,而一般认为压应力对疲劳损伤没有影响,因此,可将循环热疲劳过程简化为某一恒温下的疲劳过程．     

喷射沉积Al-20Si/SiCp复合材料的热疲劳行为

采用V型缺口试样对喷射沉积Al-20Si/SiCp复合材料进行了热循环试验,用光学金相显微镜和扫描电镜研究了在热应力作用下的热疲劳裂纹扩展方式和形态.结果表明:热疲劳裂纹优先在V型缺口处萌生;复合材料经一定的热循环次数后随相对密度的提高,裂纹扩展速率下降;在复合材料的三大相——α-Al基体、Si相以及SiC颗粒中,α-Al基体阻碍热疲劳裂纹的扩展,裂纹非连续性扩展;裂纹扩展方式受Si相的尺寸和分布状态控制,裂纹绕过Si颗粒向前扩展以及裂纹穿过Si颗粒向前扩展是裂纹碰到Si颗粒时常出现的两种机制;SiC颗粒与热疲劳裂纹有强烈的交互作用,加强SiC颗粒与基体的界面结合有利于提高热疲劳寿命.     

基于人工神经网络的航空轴承疲劳可靠性分析

提出一种人工智能方法进行航空轴承疲劳可靠性分析.通过二次多项式近似拟合温度场效应,建立热弹流润滑效应下航空轴承接触应力分析模型,同时考虑热弹流润滑效应、材料属性以及疲劳强度修正系数的随机性,结合应力-强度干涉理论,运用人工神经网络法完成疲劳可靠性分析,基于改进的一次二阶矩法完成可靠性灵敏度分析.数值算例表明,建立的可靠性分析模型能正确反映热弹流润滑效应对航空轴承接触疲劳的影响.与传统蒙特卡罗方法相比,提出的智能方法具有良好的全局搜索能力和高效的计算性能,并通过无交互方差分析滚动轴承疲劳试验对可靠性灵敏度分析结果进行了验证.     

Ti (C,N)基金属陶瓷热震疲劳裂纹扩展速率研究

在模拟工况条件下,研究了成分、温度及孔洞对Ti (C,N) 基金属陶瓷热冲击疲劳裂纹扩展速率的影响.结果发现:随着ΔT或Ni含量的增加,该材料的热冲击裂纹扩展孕育期缩短,且生长速率上升;热疲劳裂纹的扩展往往是依靠基体孔洞之间的不断连通形成,并且始终是沿着能量最低的方向扩展.