參數(shù)對2A12鋁合金微動疲勞局部塑性影響分析

陳躍良,徐麗,2,張勇,郁大照

(1.海軍航空工程學院青島校區(qū),山東青島266041; 2.海軍航空兵學院,遼寧葫蘆島125001)

理論與實驗研究

參數(shù)對2A12鋁合金微動疲勞局部塑性影響分析

陳躍良1,徐麗1,2,張勇1,郁大照1

(1.海軍航空工程學院青島校區(qū),山東青島266041; 2.海軍航空兵學院,遼寧葫蘆島125001)

目的研究局部塑性對微動疲勞的影響。方法建立2A12鋁合金圓柱/平面微動疲勞有限元模型,考慮塑性作用進行有限元分析,研究微動疲勞參數(shù)對局部塑性的影響。結(jié)果局部塑性變形發(fā)生在試件表面或次表面,最大等效塑性變形隨著微動墊半徑的減小而增大。隨著軸向應力的增加,最大切向應力增加;隨著摩擦系數(shù)的增加,剪應力的最大值急劇增加,粘著區(qū)增加,滑移區(qū)減小,但摩擦系數(shù)對整個接觸區(qū)的大小沒有影響。結(jié)論微動疲勞參數(shù)對局部塑性有一定的影響。

2A12鋁合金;有限元;微動疲勞參數(shù);局部塑性

微動疲勞接觸分析是壽命預測的基礎(chǔ),在國外,早期許多研究者采用解析法研究微動接觸應力場,但解析解只適應于理想情況下的應力分析,否則只能采用數(shù)值法[1—2],如邊界元法、有限元法等。Harish Ganapathy[3—4]建立了蒙皮/鉚釘微動接觸有限元分析模型,計算了應力分布并預測裂紋萌生位置及壽命。趙華、周仲榮等[5—6]建立圓柱/平面接觸有限元分析模型,分析了切向和徑向微動接觸區(qū)內(nèi)的應力分布,提出了虛擬接觸載荷法。劉軍等[7]應用ANSYS有限元軟件建立方足微動橋/試樣接觸有限元模型,分析了不同條件下接觸面上的應力分布,發(fā)現(xiàn)接觸表面拉應力和剪應力在粘滑交界處存在突變,認為這一區(qū)域是裂紋萌生區(qū),試驗結(jié)果與計算結(jié)果吻合較好。周文等[8]建立圓柱/平面接觸有限元模型,分析了摩擦系數(shù)對Von Mises應力、最大接觸壓力和表面拉應力的影響。結(jié)果表明,摩擦系數(shù)越大,越易產(chǎn)生裂紋。

根據(jù)微動疲勞試驗分析發(fā)現(xiàn),盡管微動疲勞接觸機制總體上是彈性的,但也會有局部塑性區(qū),塑性變形是微動疲勞中的組成部分。塑性變形產(chǎn)生的殘余應力場會改變接觸面附近的應力應變范圍而影響裂紋成核。人們對微動接觸有限元分析很多,但大多只考慮應力應變的彈性變化,考慮塑性影響分析的很少,且大多只見于國外的一些文獻資料[9—13]。文中利用ABAQUS有限元進行建模,考慮塑性作用對圓柱/平面微動疲勞接觸進行有限元分析,研究了參數(shù)變化對局部塑性的影響。

1 有限元模型

對于2A12鋁合金材料,熱處理方式為:加熱到(494±5)℃,保溫數(shù)小時,然后放入水中冷卻96 h,檢查硬度和抗拉強度是否符合規(guī)定的要求,抗拉強度σb≥392.5 MPa。其屈服強度、彈性模量和泊松比分別為:σy=342 MPa,E=69 GPa,v=0.33。根據(jù)對稱性,用ABAQUS有限元軟件對整個結(jié)構(gòu)(如圖1所示)的一半進行建模,分析模型試件的寬度和高度分別為20 mm和1.75 mm,微動墊的寬度和高度分別為10 mm和12 mm。試件底端在y方向的位移為0,微動墊左端和右端在x方向的位移都為0,另外為了保證微動墊頂端各節(jié)點的位移相同,在該面上施加了多點約束(MPC)。

圖1 微動疲勞試驗示意Fig.1 Schematic of a fretting fatigue test

在該研究中,對微動疲勞接觸模擬模型進行改進,所建模型為二維模型,采用四節(jié)點(雙線性)平面應力四邊形非協(xié)調(diào)單元(CPS4I)。試件和微動墊接觸定義為主-從接觸,微動墊下端底面為接觸主面,試件上表面為接觸從面。載荷分3步施加,第1步首先施加接觸載荷P,使微動墊與試件之間建立接觸關(guān)系;第2步分別在試件右端和試件左端施加最大軸向應力σ和響應應力σr,與試驗中施加最大循環(huán)載荷狀態(tài)一致;第3步分別在試件右端和試件左端施加最小軸向應力σ和響應應力σr,與試驗中施加最小循環(huán)載荷狀態(tài)一致。響應應力可以通過式(1)、式(2)計算:

式中:F為施加于試件下端的軸向力;Fr為試件上端的響應軸向力,通過測力傳感器測得;Q為切向力;As為分析模型試件橫截面積。有限元模型如圖2所示,在改進的有限元模型中,施加的軸向應力和響應應力值的差使試件產(chǎn)生微動。

圖2 微動疲勞有限元分析模型Fig.2 Finite element analysis model for fretting fatigue

在微動疲勞接觸模型有限元分析中,可以考慮的一些塑性模型有:彈性/完全塑性、各向同性應變、動態(tài)應變硬化。研究表明[14],材料塑性變形量不受塑性模型選取的影響,但是與其他塑性模型相比,應用動態(tài)應變硬化模型,塑性應變區(qū)中的棘輪面積明顯降低。此外,循環(huán)塑性應變對循環(huán)載荷和應變硬化不敏感,而棘輪效應則對循環(huán)載荷和應變硬化非常敏感。文獻[15]通過對7075鋁合金和2024鋁合金的微動疲勞研究表明,這些特性對應變速率并不敏感,因此它們用各向同性硬化彈塑性模型來模擬微動疲勞。文中用雙線性彈塑性本構(gòu)方程來體現(xiàn)2A12鋁合金微動疲勞接觸彈塑性響應進行分析。

2 微動疲勞參數(shù)影響

影響材料微動疲勞的因素有很多,可分為主要變量和次要變量。下面研究幾個主要變量對接觸面局部塑性的影響。

2.1 微動墊半徑的影響

在有限元分析中,摩擦系數(shù)f是輸入變量,隨著接觸表面的不同會發(fā)生變化。Szolwinski[16]等通過對2024鋁合金微動疲勞的研究表明,產(chǎn)生微動時的摩擦系數(shù)為0.65,文中選f=0.5作為輸入變量來研究不同的微動墊半徑對局部塑性的影響。其他參數(shù):微動墊半徑r為115,180 mm,接觸壓力P=450 N,軸向應力σ為180,220,308,331 MPa。

切向應力隨微動墊半徑的變化規(guī)律如圖3所示,橫坐標表示粘著區(qū)與接觸半寬的比值?？梢钥闯?在所有情況下,切向應力最大值(σxx)max都位于微動接觸界面的后緣,并且在所有軸向載荷作用下,切向應力最大值隨著微動墊半徑的減小而增加。此外,當軸向應力為308和331 MPa時,對于所有微動墊半徑,其最大切向應力都超過屈服應力,而對于軸向應力為180和220 MPa時,只有微動墊半徑為115 mm時,其最大切向應力才超過屈服應力。

P=450 N,σ=331 MPa,r=115 mm條件下等效塑性應變?nèi)鐖D4所示,可以看出,最大塑性變形在接觸界面的后緣形成,即裂紋成核位置,并成約45°方向擴展,這與試驗觀察非常一致。

圖3 切向應力分布Fig.3 Tangential stress distribution

圖4 等效塑性應變(σ=331 MPa)Fig.4 Equivalent plastic strain contour plot(σ=331 MPa)

2.2 軸向應力的影響

為了研究軸向應力對接觸面局部塑性的影響,假定P=900 N,r=180 mm,f=0.5,計算軸向應力分別為180,220,308,331 MPa時接觸面的局部塑性。

最大主應變沿接觸界面的變化如圖5所示,可以看出,沿接觸界面最大主應變的峰值隨軸向應力的增大而增加,并且這些峰值都出現(xiàn)在接觸界面的后緣或靠近接觸界面后緣。

圖5 接觸面最大主應變分布Fig.5 Maximum principal strain distribution at the contact interface

圖6 等效塑性應變(σ=180 MPa)Fig.6 Equivalent plastic strain contour plot(σ=180 MPa)

軸向應力為180 MPa時的等效塑性應變?nèi)鐖D6所示,可以看出,裂紋可能成核于接觸區(qū)下面的試件內(nèi)部,主要是由于微動使試件產(chǎn)生微裂紋,在軸向應力作用下裂尖處產(chǎn)生應力集中,即在接觸面下方幾微米處的試件內(nèi)部應力高于接觸界面的微動應力。由此可以得出:微裂紋成核于試件的表面或離表面非常近的試件內(nèi)部,這也與試驗觀察非常一致。

2.3 摩擦系數(shù)的影響

為了研究摩擦系數(shù)對接觸面局部塑性的影響,假定P=450 N,r=180 mm,σ=331 MPa,計算摩擦系數(shù)從0.3到1.1時接觸面的局部塑性。

接觸面剪應力分布隨摩擦系數(shù)的變化規(guī)律如圖7所示,可以看出,隨著摩擦系數(shù)的增加,剪應力的最大值急劇增加,粘著區(qū)增加,滑移區(qū)減小,這說明摩擦系數(shù)的增加增強了微動墊與試件之間的粘著力。同時在其他參數(shù)不變的情況下,摩擦系數(shù)分別對粘著區(qū)和滑移區(qū)都有較大的影響,但對整個接觸區(qū)的大小沒有影響。

圖7 不同摩擦系數(shù)下接觸面剪應力分布Fig.7 Shear stress distribution at contact surface with different coefficients of friction

3 結(jié)論

1)Von Mises應力峰值和最大塑性變形都位于接觸界面的后緣或靠近接觸界面后緣的位置,通常微動接觸應力會急劇減少,產(chǎn)生較陡的應力梯度。Von Mises應力峰值和最大塑性變形也會位于接觸后緣試件內(nèi)部,即局部塑性發(fā)生在試件表面或次表面,也即裂紋成核于試件表面或次表面。

2)最大等效塑性變形隨著微動墊半徑的減小而增大,對于所有微動墊半徑,最大塑性變形出現(xiàn)在接觸面的后緣,而當微動墊半徑減小時,最大塑性變形可能會出現(xiàn)在接觸界面處試件內(nèi)部。

3)隨著軸向應力的增加,最大切向應力(σxx)max增加。對于所有軸向應力水平,最大等效應力和最大塑性變形位置都在接觸界面的后緣或靠近接觸界面后緣。

4)隨著摩擦系數(shù)的增加,剪應力的最大值急劇增加,粘著區(qū)增加,滑移區(qū)減少。摩擦系數(shù)對粘著區(qū)和滑移區(qū)都有較大的影響,但對整個接觸區(qū)的大小沒有影響。

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Analysis of Impact of Parameters on the Localized Plasticity of 2A12 Aluminum Alloy Fretting Fatigue

CHEN Yue-liang1,XU Li1,2,ZHANG Yong1,YU Da-zhao1

(1.Qingdao Branch of Naval Aeronautical Engineering University,Qingdao 266041,China; 2.Institute of Naval Aviation,Huludao 125001,China)

Objective To study the effects of localized plasticity on fretting fatigue.Methods The 2A12 aluminum alloy cylindrical/plane fretting fatigue FEA model was established,FEA analysis was performed considering the plasticity,and the effect of fretting fatigue parameters on localized plasticity were studied.Results The results indicated that the localized plasticity occurred on the surface or sub-surface of the sample,and the maximum equivalent plastic deformation increased with decreasing fretting pad radius.With increasing axial stress,the maximum tangential stress increased.With increasing COF,the maximum value of shear stress increased sharply,the stick zone increased and the slip zone decreased,however,COF had no effect on the size of the whole region.Conclusion The parameters of fretting fatigue had certain effects on localized plasticity.

2A12 aluminum alloy;FEM;fretting fatigue parameters;localized plasticity

10.7643/issn.1672-9242.2014.05.001

TG146.2+1

:A

1672-9242(2014)05-0001-05

2014-05-14;

2014-06-07

Received:2014-05-14;Revised:2014-06-07

國家自然科學基金資助項目(51075394,51375490)

Fund:Supported by the National Natural Science Foundation of China(51075394,51375490)

陳躍良(1962—),男,浙江人,教授,博士生導師,主要研究方向為復雜環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)壽命評定、結(jié)構(gòu)疲勞與可靠性。

Biography:CHEN Yue-liang(1962—),Male,from Zhejiang,Professor,Research focus:lifetime evaluation,fatigue and reliability of aircraft structures in complex environments.