7050鋁合金鍛件缺陷容限值試驗方法研究

胡本潤，馬少俊，童第華，劉建中，曾本銀

7050鋁合金鍛件缺陷容限值試驗方法研究

胡本潤1，馬少俊1，童第華1，劉建中1，曾本銀2

(1.北京航空材料研究院，北京100095;2.中國直升機設(shè)計研究所，江西景德鎮(zhèn)333001)

缺陷容限設(shè)計方法充分考慮直升機的特點，將損傷容限設(shè)計思想巧妙地應(yīng)用于直升機的設(shè)計中，通過缺陷容限值保證關(guān)鍵動部件的服役安全。本文采用疲勞極限反推的方法測試了三種尺寸的缺陷容限門檻值，分別采用有限元法和Y.Murakami公式計算缺陷容限門檻值，結(jié)果表明:含有265μm，374μm，480μm缺陷尺寸的三種試件缺陷容限門檻值基本相同;缺陷容限門檻值明顯低于長裂紋門檻值，采用長裂紋門檻值作為缺陷容限門檻值會導(dǎo)致偏于危險的結(jié)果;有限元法與Y.Murakami公式應(yīng)力強度因子計算結(jié)果非常接近，Y.Murakami公式計算結(jié)果略低于有限元法。

缺陷容限;損傷容限;門檻值;疲勞

直升機關(guān)鍵動部件長期處于高頻低幅振動疲勞載荷環(huán)境，壽命大部分消耗在裂紋萌生階段，長期以來直升機多采用安全壽命設(shè)計［1～4］。但這一方法存在一些明顯不足:安全壽命法為保證高可靠性多采用非常保守的方法來估算壽命，使得材料潛力不能充分發(fā)揮，造成經(jīng)濟上的巨大浪費;另一方面構(gòu)件表面由于加工、腐蝕或材料本身夾雜、氣孔等原因不可避免地會有微小缺陷，但安全壽命法不能充分考慮這些缺陷的存在而埋下意外事故的隱患。

固定翼飛機設(shè)計已經(jīng)廣泛采用損傷容限方法。這一方法以斷裂力學(xué)理論為基礎(chǔ)允許構(gòu)件帶有裂紋使用，并且裂紋可以在一定范圍內(nèi)發(fā)生擴展［5～11］。但直升機一些關(guān)鍵部件多為單路傳力不允許部件出現(xiàn)明顯的裂紋擴展，因此長期以來損傷容限的方法無法在旋翼式飛機中應(yīng)用。隨著安全壽命設(shè)計暴露出來的問題近年來國外已開始將損傷容限設(shè)計思想用于直升機安全評估，而我國還處于研究階段，目前尚未看到相關(guān)方面的文獻報道。

缺陷容限設(shè)計方法充分考慮了直升機的使用特點，將損傷容限設(shè)計思想巧妙地應(yīng)用于直升機的設(shè)計中。缺陷容限設(shè)計方法中一個關(guān)鍵的參量就是材料的缺陷容限值。金屬材料缺陷容限值代表材料含有小缺陷而不發(fā)生進一步擴展的臨界值。當(dāng)缺陷前緣應(yīng)力強度因子高于這一值時，缺陷會發(fā)生擴展，當(dāng)?shù)陀谶@一值時，缺陷不會發(fā)生擴展而破壞。這一方法允許關(guān)鍵部件帶有缺陷使用，但不允許缺陷發(fā)生明顯擴展。

其主要思路是:把構(gòu)件表面存在的小缺陷看作三維小裂紋，當(dāng)應(yīng)力強度因子低于某一臨界值時缺陷不發(fā)生擴展，這一臨界值即為缺陷容限值。設(shè)計人員只要知道了構(gòu)件上的微小缺陷尺寸，就可以根據(jù)缺陷容限值確定構(gòu)件的最大使用載荷，在低于該載荷條件下，構(gòu)件可以安全使用。

本研究的目的是研究試件存在微小缺陷的情況下如何獲得合理的缺陷容限值，為飛機設(shè)計部門應(yīng)用損傷容限評估方法提供依據(jù)。由于缺陷尺寸非常小(小于1mm)無法直接監(jiān)測缺陷大小的變化，因此不能按傳統(tǒng)的裂紋擴展測試方法獲得門檻值?？紤]到疲勞極限的定義與疲勞裂紋擴展門檻值有相似的地方，疲勞極限是指某一應(yīng)力水平，當(dāng)應(yīng)力低于這一水平時材料經(jīng)受無限次循環(huán)不發(fā)生破壞，高于這一應(yīng)力水平試樣會發(fā)生破壞。因此可以將缺陷看作三維小裂紋，測定出含有缺陷試件的疲勞極限，根據(jù)這一疲勞極限載荷計算出該缺陷的應(yīng)力強度因子即為缺陷容限值。

為模擬飛機結(jié)構(gòu)表面由于加工過程中的磕碰、腐蝕等造成的凹坑、或材料本身帶有的夾雜、氣孔等缺陷，本文中在試樣表面預(yù)制了三種不同尺寸的微小缺陷，測定了含有三種缺陷尺寸試樣的疲勞極限，分別采用有限元法［13～14］和Y.Murakami的應(yīng)力強度因子法［15］計算缺陷處的應(yīng)力強度因子，得到了比較滿意的結(jié)果。

1 含有不同缺陷尺寸試樣的缺陷容限值的測試方法及結(jié)果

1.1試驗過程及結(jié)果

選擇某7050鍛件材料，采用如圖1所示等截面試樣形式。試樣厚度4mm，等截面工作段長度30mm，寬度15mm。在試樣等截面工作段表面中心位置(如圖1所示)分別預(yù)制0.480mm，0.374mm，0.265mm三種尺寸的凹坑缺陷，凹坑深度約為表面缺陷長度的一半。預(yù)制缺陷形貌如圖2所示。每種缺陷尺寸預(yù)制8根試件，對三種缺陷的試樣分別采用升降法進行疲勞極限的測試，應(yīng)力比R=0.05。

圖1 等截面預(yù)制缺陷試樣Fig.1 Pre-defect specimen with rectangular cross sections

圖2 不同尺寸的預(yù)制缺陷(a)0.265mm預(yù)制缺陷;(b)0.374mm預(yù)制缺陷;(c)0.48mm預(yù)制缺陷Fig.2 pre-defect of different sizes(a)pre-defect of 0.2mm;(b)pre-defect of 0.38mm;(c)pre-defect of0.5mm

疲勞極限測試結(jié)果見表1。從試樣斷口看所有試樣均從缺陷處開始破壞，如圖3所示，說明試樣設(shè)計是合理有效的。

三種缺陷試樣的疲勞極限測試結(jié)果見表1。

表1 預(yù)制缺陷試樣的疲勞數(shù)據(jù)Table 1 Fatigue data of pre-defect specimens

1.2缺陷容限值計算分析

當(dāng)獲得含有缺陷試樣的疲勞極限后，可以計算出疲勞極限載荷作用下缺陷處的應(yīng)力強度因子。根據(jù)疲勞極限定義，在這一應(yīng)力強度因子作用下含有缺陷的試件不會發(fā)生破壞，這與缺陷容限值的概念相吻合，因此該載荷水平下的應(yīng)力強度因子值即為缺陷容限值。

本研究分別采用有限元法和Y.Murakami的應(yīng)力強度因子計算公式計算缺陷處應(yīng)力強度因子，并對兩種方法的計算結(jié)果進行比較，為選擇合理的缺陷應(yīng)力強度因子計算方法提供參考依據(jù)。

有限元法將試樣表面缺陷等效于有限寬板三維半橢圓形表面裂紋。有限寬板寬度為2w，厚度為t，該板受遠距離均勻拉伸應(yīng)力σ。表面橢圓裂紋形狀及裂紋各尺寸參量示意圖如圖4所示。

應(yīng)力強度因子表達式為:

式中E(K)為第二類完全橢圓積分;

圖3 帶有預(yù)制缺陷的疲勞試樣斷口(a)帶有預(yù)制缺陷的疲勞試樣宏觀斷口; (b)帶有預(yù)制缺陷的疲勞試樣SEM斷口Fig.3 Fatigue fracture of specimens with pre-defect(a)Macrofracture of pre-defect specimen; (b)SEM of pre-defect specimen

圖4 三維橢圓小裂紋形狀示意圖Fig.4 Three-dimensional of small elliptic crack

則F1可用基于有限元結(jié)果的經(jīng)驗公式計算:

式中系數(shù)M1，M2，M3，g，fθ，fω以及E(K)按表2中所給公式計算。

將表1中測得的疲勞極限結(jié)果與相應(yīng)缺陷的尺寸帶入式(1)中，計算得到三種缺陷尺寸對應(yīng)的應(yīng)力強度因子值，見表3。

采用Y.Murakami的應(yīng)力強度因子表達式，計算公式為:

式中A為裂紋形態(tài)系數(shù)。對于I型裂紋A取0.5。S為垂直于應(yīng)力軸平面的裂紋面投影面積。缺陷的投影面積按圖2～4所示面積計算，近似等效于矩形截面。計算結(jié)果見表4。

表2 半橢圓表面裂紋計算用系數(shù)表達式Table 2 Expression of half elliptic surface crack

表3 有限元法計算缺陷容限值Table 3 Flaw tolerance value by finite element method

表4 Y.Murakami公式計算缺陷容限值Table 4 Flaw tolerance value by Y.Murakami function

從表3、表4中可以看出二者計算結(jié)果非常接近，Y.Murakami公式的計算結(jié)果略低。兩種方法的結(jié)果相差約10%，說明采用這兩種方法計算三維缺陷的應(yīng)力強度因子都是可以。

2 長裂紋門檻值測試結(jié)果

為便于比較缺陷容限值與長裂紋固有門檻值是否相同，本文還進行了長裂紋門檻值測試(一般認(rèn)為裂紋長度大于1mm的裂紋為長裂紋)。疲勞裂紋擴展門檻值測試采用《金屬材料疲勞裂紋擴展速率試驗方法》GB/T 6398—2000中推薦的逐級降載法。每級載荷的降載量為上級載荷的5%～10%，每級載荷下的裂紋擴展間隔Δa=0.25～0.5mm。降K試驗一直進行到d a/d N≤1×10－7mm/cycle為止。此速率下對應(yīng)的應(yīng)力強度因子范圍即為長裂紋門檻值，也就是我們通常說的疲勞裂紋擴展門檻值。

長裂紋試驗結(jié)果如圖5所示，從圖中可以看出對應(yīng)1×10－7mm/cycle擴展速率的長裂紋門檻值范圍ΔKth為3MPa.m1/2。

圖5 長裂紋門檻值測試結(jié)果Fig.5 Test result of fatigue crack growth threshold

3 討論

3.1不同缺陷尺寸的缺陷容限值比較

從表3、表4中可以看出缺陷尺寸在200～500μm之間，三種缺陷尺寸的缺陷容限值基本相同。說明當(dāng)缺陷尺寸較小時，缺陷容限值基本不隨缺陷的尺寸發(fā)生變化。

3.2缺陷容限值與材料的疲勞裂紋擴展門檻值比較

與長裂紋門檻值相比，缺陷容限門檻值均低于長裂紋門檻值。這說明當(dāng)缺陷尺寸很小時，如果使用長裂紋擴展門檻值作為缺陷容限值對構(gòu)件進行安全評估會則導(dǎo)致偏于危險的結(jié)果，也就是說在長裂紋門檻值作用下缺陷會發(fā)生進一步擴展進而使構(gòu)件發(fā)生破壞。在關(guān)于小裂紋擴展行為研究的文獻中也都指出當(dāng)裂紋長度非常小時(一般小于1mm)，小裂紋的擴展速率會高于長裂紋，這與本文的研究結(jié)果也非常一致。

3.3有限元法和公式法計算結(jié)果比較

從兩種缺陷容限值的計算結(jié)果來看，兩種方法得到的結(jié)果比較相近。有限元計算方法得到的結(jié)果略高于Y.Murakami公式計算結(jié)果。有限元法計算比較復(fù)雜，Y.Murakami公式計算非常簡便，只需知道缺陷投影面積和載荷大小即可計算，便于應(yīng)用。在本文的計算結(jié)果中Y.Murakami公式計算值略偏小，結(jié)果更偏于保守。

4 結(jié)論

(1)含有265μm，374μm，480μm缺陷尺寸的三種試件缺陷容限門檻值基本相同;

(2)缺陷容限門檻值明顯低于長裂紋門檻值，采用長裂紋門檻值作為缺陷容限門檻值會導(dǎo)致偏于危險的結(jié)果;

(3)有限元法與Y.Murakami公式應(yīng)力強度因子計算結(jié)果非常接近，Y.Murakami公式計算結(jié)果略低于有限元法。

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Test Methods for Determining Flaw Tolerance Value of 7050 Aluminum Alloy Forging

HU Ben-run1，MA Shao-jun1，TONG Di-hua1，LIU Jian-zhong1，ZENG Ben-yin2
(1.Beijing Institute of Aeronautical Materials，Beijing 100095，China;2.China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，Jiangxi China)

Flaw tolerance design absorbs the characteristics of helicopter and is applied in the design of it.The methods to get the flaw tolerance value are not definite;thus，this paper presented its testing methods.The values of three defects were tested by fatigue limit method and computed by finite element method and Y.Murakami function.The results show that the flaw tolerance values of three defects are essentially the same and lower than that of the threshold of long crack.That means it is relatively dangerous to use the value of threshold of long crack.The flaw tolerance values calculated by the two methods are similar，and the values computed by Y.Murakami function are slightly lower than that by finite element method.

flaw tolerance;damage tolerance method;crack growth threshold;fatigue

10.11868/j.issn.1005-5053.2015.1.014

V221

A

1005-5053(2015)01-0082-05

2014-06-10;

2014-11-03

胡本潤(1972—)，女，碩士，高級工程師，主要從事疲勞斷裂研究，(E-mail)benrunhu@163.com。