基于斷口的7A09鋁合金疲勞裂紋門檻值估算

孔光明，李旭東，劉　濤

(海軍航空工程學(xué)院 青島校區(qū)，山東 青島　266041)

基于斷口的7A09鋁合金疲勞裂紋門檻值估算

孔光明，李旭東，劉濤

(海軍航空工程學(xué)院 青島校區(qū)，山東 青島266041)

摘要：金屬材料疲勞裂紋門檻值是金屬材料疲勞壽命模型中的一個(gè)重要參量，現(xiàn)有的測(cè)量方法存在測(cè)量時(shí)間長(zhǎng)、成本高的問題。針對(duì)該問題，提出了利用高倍率的掃描電子顯微鏡通過對(duì)疲勞斷口進(jìn)行量化檢測(cè)獲得裂紋擴(kuò)展門檻值的方法。結(jié)果表明，利用該方法獲得門檻值與采用升降法獲得的門檻值數(shù)值差距較小，且測(cè)量方法簡(jiǎn)單。

關(guān)鍵詞：7A09鋁合金；疲勞裂紋門檻值；斷口分析；疲勞裂紋擴(kuò)展

Al-Zn-Mg-Cu系合金具有密度小、強(qiáng)硬度高、加工性能好等特點(diǎn)，廣泛應(yīng)用于航空航天工業(yè)，是飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主要承力結(jié)構(gòu)材料之一[1,2]。鋁合金構(gòu)件在服役過程中的環(huán)境損傷和疲勞載荷交互作用下會(huì)產(chǎn)生疲勞破壞，嚴(yán)重影響了飛機(jī)結(jié)構(gòu)的完整性。近年來，對(duì)鋁合金疲勞損傷過程的研究一直是航空工程領(lǐng)域關(guān)注的焦點(diǎn)，研究人員提出了大量的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型[3]，而疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值ΔKth是一個(gè)非常重要的材料性能常數(shù)，并且影響因素多，往往不同批次的同一種材料ΔKth都存在差別，依據(jù)國(guó)家標(biāo)準(zhǔn)測(cè)定該常數(shù)存在試驗(yàn)時(shí)間長(zhǎng)、成本高的缺點(diǎn)[4-9]，因此，本研究提出利用掃描電子顯微鏡對(duì)疲勞斷口進(jìn)行定量分析來相對(duì)簡(jiǎn)單的獲得ΔKth的估計(jì)值的一種方法。

1ΔKth測(cè)定的理論基礎(chǔ)

2實(shí)驗(yàn)材料及方法

實(shí)驗(yàn)采用T6狀態(tài)的7A09鋁合金，沿著軋制方向截取狗骨狀試件，如圖1所示，厚度為3mm。材料的力學(xué)性能通過單向拉伸試驗(yàn)確定，屈服強(qiáng)度500MPa，抗拉強(qiáng)度540MPa，彈性模量7.2GPa。7A09鋁合金的化學(xué)成分如表1所示。

在MTS-810試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，采用應(yīng)力控制，應(yīng)力按照正選波變化，PVC補(bǔ)償。疲勞加載過程中的應(yīng)力需要根據(jù)材料的力學(xué)性能選擇。應(yīng)力過大，會(huì)造成裂紋擴(kuò)展速度較快，斷口上近門檻區(qū)面積過小，應(yīng)力水平如果過低，又會(huì)造成疲勞試驗(yàn)時(shí)間過長(zhǎng),推薦設(shè)定最大應(yīng)力為屈服應(yīng)力的20%，因此實(shí)驗(yàn)中設(shè)定實(shí)驗(yàn)最大應(yīng)力為100MPa，由于裂紋擴(kuò)展近門檻區(qū)存在很強(qiáng)的閉合效應(yīng)，因此如果應(yīng)力比過小，或者出現(xiàn)負(fù)的應(yīng)力比，容易導(dǎo)致張開的裂紋面反復(fù)摩擦，造成斷口的疲勞輝紋痕跡不明顯是，甚至被完全擦除，因此試驗(yàn)中設(shè)定R=0.1，加載頻率依據(jù)MTS-810的性能設(shè)定為 f=5Hz保持恒定。通過試件表面觀測(cè)，若表面裂紋長(zhǎng)度超過5mm，終止疲勞試驗(yàn)并開啟靜拉伸程序?qū)⒃嚰瓟唷Ｊ茈婄R樣品室尺寸所限，試件斷裂后立即在距離斷口面不小于1cm處將試件切斷，切斷過程中注意保護(hù)防止擦傷斷口，將含斷口一段試件立即置于JSM-6700電鏡下進(jìn)行觀測(cè)，防止斷口氧化造成斷口模糊不清。

表1　7A09鋁合金的化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%)

圖1　試件尺寸

3試驗(yàn)結(jié)果與討論

(1)

式中：Δσ為疲勞應(yīng)力幅值。由于試驗(yàn)中應(yīng)力比R=0.1，因此可以將循環(huán)應(yīng)力最大值作為應(yīng)力幅值，即σmax≈Δσ；W表示試件疲勞加載區(qū)的總寬度； f(a0/W)是與裂紋有關(guān)的形狀修正因子，查閱應(yīng)力強(qiáng)度因子手冊(cè)，可得f(a0/W)可做如下修正

f(a0/W)=1.12-0.231a0/W+10.55(a0/W)2-

21.72(a0/W)3+30.39(a0/W)4

(2)

該值可以作為ΔKth的下限估計(jì)值。

以LC為起點(diǎn)，在100 000X放大倍率下沿著裂紋擴(kuò)展方向搜尋疲勞裂紋輝紋(圖3)。原則上如果測(cè)量得到疲勞輝紋的間距小于10-10m，則以此處對(duì)應(yīng)的裂紋擴(kuò)展長(zhǎng)度代入式(1)、式(2)即可計(jì)算得到ΔK，但是實(shí)際上難以測(cè)量得到10-10m量級(jí)的條紋間距，但是對(duì)于這種延展性比較好的金屬材料可以相對(duì)容易得到接近門檻值對(duì)應(yīng)裂紋擴(kuò)展速率的10-5~10-8m量級(jí)間距的疲勞輝紋。利用式(1)得到近門檻值區(qū)域的間距在10-6~10-8m的不少于4種間距的疲勞輝紋，利用式(2)和式(1)得到其對(duì)應(yīng)的ΔK，在雙對(duì)數(shù)坐標(biāo)系下輝紋間距與ΔK的關(guān)系如圖4所示，其服從如式(3)所示的關(guān)系

(3)

(4)

該批次材料通過升降法得到的門檻值為2.637 MPa·m0.5，而根據(jù)斷口得到的門檻值下限估計(jì)值ΔK0為2.517 MPa·m0.5?？梢娀跀嗫诘臏y(cè)量估計(jì)的門檻值與采用標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)方法得到的門檻值比較接近，因此可以作為一種疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值的估計(jì)方法，且比門檻值的標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)方法更為簡(jiǎn)單省時(shí)。

圖2　低倍率下的疲勞斷口

圖3　高倍率下的疲勞斷口

圖4　近門檻區(qū)裂紋擴(kuò)展速率與應(yīng)力強(qiáng)度因子的關(guān)系

4結(jié)論

本文通過高倍率掃描電子顯微鏡對(duì)疲勞斷口進(jìn)行分析，獲得其疲勞輝紋間距信息，以其數(shù)值作為裂紋擴(kuò)展速率，并在分析了近門檻區(qū)的裂紋擴(kuò)展速率與SIF的關(guān)系基礎(chǔ)上，得到ΔKth的數(shù)值，與升降法得到的結(jié)果相比，該方法給出的結(jié)果較為接近，且更為簡(jiǎn)單省時(shí)，可以提供門檻值估算的一種思路。但是該方法要求材料的塑性較好，能夠形成比較細(xì)小的疲勞輝紋，如果材料的塑性不佳，則可能在近門檻區(qū)無法形成清晰的輝紋，則本方法失效。

參考文獻(xiàn)：

[1]Du ML,Chiang FP,Kagwade SV,et al.Damage of Al 2024 alloy due to sequential exposure to fatigue,corrosion and fatigue[J].Int J Fatigue,1998,20(10):743-801.

[2]Li Xu-Dong,Wang Xi-Shu,Ren Huai-Hui,et al.Effect of prior corrosion state on the fatigue small cracking behaviour of 6151-T6 aluminum alloy[J].Corros.Sci.,2012,55(2):26-33.

[3]Sankaran KK,Perez R,Jata KV.Effects of pitting corrosion on the fatigue behavior of aluminum alloy 7075-T6:modeling and experimental studies[J].Mater Sci Eng A.,2001,A297:223-231.

[4]Xi-Shu Wang,Xu-Dong Li,Huai-Hui Ren,et al.SEM in-situ study on high cyclic fatigue of SnPb-solder joint in the electronic packaging[J].Microelectronics Reliability,2011(51):1377-1384.

[5]Newman JC,Raju IS.An empirical stress-intensity factor equation for the surface crack[J].Engineering Fracture Mechanics,1981,15(5):185-192.

[6]李旭東,劉治國(guó),穆志韜,等.基于飛行載荷的LC9鋁合金腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展研究[J].腐蝕與防護(hù),2013,34(11):985-988.

[7]Newman JC,Raju IS.An empirical stress-intensity factor equation for the surface crack[J].Engineering Fracture Mechanics,1981,15(5):185-192.

[8]Peterson RE.Notch-sensitivity.In:Sines G,Waisman JL,editors.Metal fatigue[Z].New York:McGraw Hill,1959:293-306.

[9]Taylor D.Analysis of fatigue failures in components using the theory of critical distances[J].Eng Fail Anal,2005,12(6):6-14.

(責(zé)任編輯唐定國(guó))

收稿日期：2015-01-22

基金項(xiàng)目：國(guó)家自然基金項(xiàng)目“環(huán)境影響下的多尺度輕金屬合金高周疲勞失效機(jī)理及對(duì)策研究”(11272173)

作者簡(jiǎn)介：

通訊作者：孔光明(1986—)，男，主要從事飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命評(píng)定研究。

doi:10.11809/scbgxb2015.07.038

中圖分類號(hào)：TG132

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1006-0707(2015)07-0151-03

本文引用格式：孔光明，李旭東，劉濤.基于斷口的7A09鋁合金疲勞裂紋門檻值估算[J].四川兵工學(xué)報(bào)，2015(7):151-153.

Citationformat:KONGGuang-ming,LIXu-dong,LIUTao.EstimationofFatigueCrackThresholdBasedonFractographyofAluminumAlloy[J].JournalofSichuanOrdnance,2015(7):151-153.

EstimationofFatigueCrackThreshold
BasedonFractographyofAluminumAlloy

KONGGuang-ming,LIXu-dong,LIUTao

(QingdaoCampus,NavalAeronauticalEngineeringInstitute,Qingdao266041,China)

Abstract:Fatigue crack threshold is a parameter of significant importance in fatigue life prediction model of metal, which has problems in time and cost consuming. The present thesis made a research on fatigue crack threshold based on the fractography analysis with the help of high resolution scanning electron microscope. Results indicate the present procedure can give approximately the same prediction of fatigue crack threshold as the traditional up and down method. But the present procedure operates more easily.

Key words:7A09 aluminum alloy; fatigue crack threshold; fractography analysis; fatigue crack growth

【機(jī)械制造與檢測(cè)技術(shù)】