鈦合金耳片的靜載失效分析與結(jié)構(gòu)優(yōu)化研究*

李 輝，陳 蓬，姚澤坤，寧永權(quán)

（1. 中國航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院，西安 710089；2. 西北工業(yè)大學(xué)材料學(xué)院，西安 710072）

鈦是20世紀(jì)50年代發(fā)展起來的一種重要的結(jié)構(gòu)金屬。鈦合金因比強度高、耐蝕性好、耐熱性高等特點而被廣泛用于航空、航天、艦船、核能、電力、交通等領(lǐng)域[1-6]。飛機在襟翼滑輪架側(cè)板、鉸鏈接頭、基座等結(jié)構(gòu)部位采用鈦合金零件，其中部分零件涉及到耳片連接結(jié)構(gòu)[7-9]。目前，鈦合金耳片的效率系數(shù)曲線不全。為了對鈦合金耳片進行強度分析和結(jié)構(gòu)優(yōu)化，開展本試驗研究，以獲得直耳片且耳片尺寸的比值b/d分別為1.5、2.0、2.5、3.0s，c分別為1.0、1.2、1.4、1.6時，不同加載角度（0°、30°、60°、90°）的拉伸破壞載荷數(shù)據(jù)；探索耳片尺寸對效率系數(shù)K0及折算系數(shù)Kcon1的影響規(guī)律；通過斷口觀察、成分分析、組織檢驗等理化測試，確定耳片的斷裂性質(zhì)及失效原因。

1 試驗及方法

1.1 耳片結(jié)構(gòu)設(shè)計

采用ABAQUS軟件對鈦合金耳片靜載荷拉伸進行了有限元模擬，以優(yōu)化耳片結(jié)構(gòu)。為保證組合耳片經(jīng)過3次加載而不變形，對中間進行增厚設(shè)計。中部采用試樣厚度t=9mm，3個測試耳片采用t=6mm。對設(shè)計方案進行有限元分析驗證，30°、60°、90°加載的驗證結(jié)果如圖1所示。本模型中，耳片采用帶厚度參數(shù)的平面單元，銷釘采用解析剛體。在左上角公共加載孔銷釘處施加位移邊界條件，在左下角耳孔銷釘處施加載荷，載荷方向沿公共加載孔和耳孔中心連線向外。銷釘與孔之間通過無摩擦接觸面?zhèn)鬟f載荷。計算時采用基于合金彈塑性分析的計算方法。

加載角分別為30°、60°、90°，耳片部位應(yīng)力接近母材強度極限時，承力主板部位的應(yīng)力水平均低于其屈服極限。這說明耳片發(fā)生破壞時，承力主板并未發(fā)生塑性變形。另外，可以看到在耳片與承力主板連接處有較高水平的應(yīng)力集中，這是由于在有限元模擬過程中采用的是帶厚度的平面單元，耳根處在厚度方向并沒有引入圓弧過渡所致。在實際加工時，需要在耳根部位在各方向增加過渡圓弧，以減小此處應(yīng)力集中，確保試驗的有效性。

1.2 試驗方法

試驗開始前，首先對不同規(guī)格的耳片試驗件的表面質(zhì)量進行詳細檢查，并記錄缺陷位置、缺陷尺寸等。對于不符合要求的試驗件應(yīng)剔除并重新加工，以保證試驗的順利進行。

為了試驗程序更具條理化和試驗數(shù)據(jù)記錄、整理和分析方便，對所有的試驗件進行了分類和編號。用計量檢定合格的游標(biāo)卡尺及內(nèi)測千分尺測量耳片的幾何尺寸，包括耳片寬度b、厚度t、耳孔直徑d以及耳高H；測量過程中不得損傷試樣表面。鈦合金耳片拉伸測試嚴格執(zhí)行HB5143-1996《金屬室溫拉伸試驗方法》，拉伸速率為3mm/min，加載角度α分別為0°、30°、60°、90°。記錄耳片的破壞載荷Pb。選取典型耳片斷口，超聲波清洗后，利用掃描電子顯微鏡觀察斷口形貌并進行失效分析。

圖1 直耳組合耳片有限元模擬Fig.1 Finite element analysis of the titanium alloy lugs processed after static-load tests

2 結(jié)果與討論

2.1 耳片尺寸對破壞載荷的影響

加載角度α=0°時，耳片尺寸對軸向加載破壞載荷的影響如圖2所示?？梢?，耳寬b一定時，破壞載荷隨著耳高的增加而增大，且破壞載荷與耳高近似呈線性相關(guān)。隨著耳寬的增大，直線斜率增大，表明耳高對提升直耳片軸向加載破壞載荷的作用隨著耳寬的增加而增大。耳寬的增加會直接增加耳片的承力面積，從而提升耳片的承載能力，故此耳片破壞載荷隨著耳寬的增加有較大幅度的增加。

角度加載破壞載荷與耳片幾何尺寸和加載角度的關(guān)系如圖3所示。破壞載荷隨著耳寬b的增加有明顯的增加，且破壞載荷和耳寬同樣呈近似的線性關(guān)系。直線的斜率隨著加載角度的增加有所降低，這表明在試驗范圍內(nèi)，耳片寬度對直耳片斜向加載破壞載荷的提升作用隨著加載角度的增加略微有所下降。此外，直耳片角度加載時，破壞載荷隨著加載角度的增加有所下降，且下降的幅度隨著耳寬的增加而增大。

圖2 耳片尺寸對軸向加載破壞載荷的影響Fig.2 Effect of lug shape on axial failure load

圖3 耳片尺寸對角度加載破壞載荷的影響Fig.3 Effect of lug shape on failure load at different angles

2.2 耳片尺寸與加載角度對效率系數(shù)的影響

耳片軸向加載按照公式（1）計算效率系數(shù)[10]。

式中，K0為耳片效率系數(shù)；σb為材料標(biāo)準(zhǔn)試樣所測得的強度極限；Pb為耳片試驗破壞載荷；b為耳片寬度；d為孔徑；t為耳片厚度。

圖4 鈦合金耳片效率系數(shù)K0Fig.4 Efficiency coefficient K0 of titanium alloy lugs

圖5 效率系數(shù)K0分布圖Fig.5 Efficiency coefficient map

耳片效率系數(shù)曲線如圖4所示，效率系數(shù)和b/d有較好的線性關(guān)系。圖5為直耳片效率系數(shù)分布圖，當(dāng)剪切斷裂c值和b/d的值位于圖中陰影區(qū)域內(nèi)時，耳片的效率系數(shù)大于1，且分布非常規(guī)律，由此排除了材料組織性能不均勻的影響因素。缺口強化是指缺口試樣的破壞載荷與截面積之比大于光滑試樣的破壞載荷與截面積之比。缺口強化效應(yīng)經(jīng)常發(fā)生在具有缺口的塑性材料的試驗件上。本試驗中的耳片即屬于缺口試樣，其中的耳片可以認為是缺口。因此，由耳孔引起的缺口強化很可能就是造成直耳片效率系數(shù)大于1的原因。

直耳片α角度加載按照公式（2）計算效率系數(shù)

式中，Kcon1為加載角度α的折算系數(shù)；Pfα0為加載角度α的破壞載荷；Pf00為相同規(guī)格的耳片00方向加載時的破壞載荷。

加載角度對直耳片折算系數(shù)Kcon1的影響見圖6?？梢?，直耳片的折算系數(shù)Kcon1基本小于1。隨著加載角度由30°增大至90°，折算系數(shù)Kcon1顯著減小。因此，在結(jié)構(gòu)設(shè)計時，需結(jié)合實際工作狀態(tài)，設(shè)計耳片形狀與尺寸，避免失效。

2.3 鈦合金耳片的失效分析

2.3.1 典型破壞方式

圖6 加載角度對耳片折算系數(shù)Kcon1的影響Fig.6 Effect of loading angle on Kcon1 of lug

耳片連接件結(jié)構(gòu)簡單，但耳孔周圍的應(yīng)力狀態(tài)卻非常復(fù)雜。在外力作用下，其頭部處于拉伸、彎曲和剪切復(fù)合受力狀態(tài)之下。因此，耳片在軸向載荷作用下，會出現(xiàn)如下3種典型的破壞形式。

拉伸破壞：耳片拉伸凈斷面遠小于剪切面，耳片以拉斷為主。

剪切破壞：耳片拉伸凈斷面遠大于剪切面，耳片以剪斷為主。

拉剪復(fù)合破壞：耳片拉伸凈截面與剪切面差別不大，耳片呈拉剪復(fù)合破壞形式。

此次耳片靜力拉伸試驗中直耳片試驗件破壞形式出現(xiàn)了4種，如圖7所示。

圖7 耳片軸向受載破壞形式示意圖Fig.7 Diagrammatic failure mode of the titanium alloy lugs

不同尺寸直耳片的破壞形式見表1，其規(guī)律歸納為：

（1）當(dāng)b/d=1.5，耳片斷裂方式全部為拉斷；

（2）當(dāng)b/d=2.0，c=1.0、1.2時，耳片斷裂方式為拉剪復(fù)合斷裂；c=1.4、1.6時，耳片斷裂方式為拉斷；

（3）當(dāng)b/d=2.5，c=1.0、1.2、1.4時，耳片的斷裂方式主要為拉剪復(fù)合斷裂；c=1.6時，耳片斷裂方式為拉斷。

（4）當(dāng)b/d=3.0，c=1.0、1.2、1.4、1.6，耳片的斷裂方式主要為拉剪復(fù)合斷裂，個別試驗件為剪切斷裂。

綜上，隨b/d和c的增大，耳片剪切面積增大，破壞形式由拉斷為主逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)槔魪?fù)合斷裂，并個別試驗件出現(xiàn)剪切斷裂，基本符合耳片經(jīng)典破壞規(guī)律。

表1 耳片受軸向載荷破壞形式統(tǒng)計表

2.3.2 典型斷口形貌

按照斷裂應(yīng)變分類，斷裂可分為脆性斷裂和韌性斷裂。材料或構(gòu)件斷裂前沒有宏觀塑性變形或塑性變形很小，稱之為脆性斷裂，其斷裂前應(yīng)變很?。徊牧匣驑?gòu)件斷裂前有明顯的塑性變形，稱之為韌性斷裂，其斷裂應(yīng)變較大。從宏觀形貌來看，韌性斷口一般分為杯錐狀或雙杯錐狀、鑿峰狀、純剪切斷口等。

圖8是直耳片受軸向載荷時，拉伸破壞及拉剪復(fù)合破壞拉伸側(cè)的斷口形貌。根據(jù)斷口的低倍照片，可以發(fā)現(xiàn)其斷口形貌呈現(xiàn)出“杯錐”狀形貌，且斷口附近有明顯的塑性變形。由此可以確定直耳片軸向受載時，拉伸破壞及拉剪復(fù)合破壞拉伸側(cè)的斷裂均屬于韌性斷裂。

直耳片軸向加載時，拉伸破壞及拉剪復(fù)合破壞拉伸側(cè)的微觀斷口形貌主要是等軸韌窩。韌窩的形狀主要取決于應(yīng)力狀態(tài)，與構(gòu)成韌窩源的第二項質(zhì)點或母材的塑性變形特征幾乎沒有關(guān)系。等軸韌窩是在正應(yīng)力作用下形成的。如前所述，直耳片軸向受載類似于單軸拉伸，此時耳片試樣中產(chǎn)生的微孔沿空間3個方向的長大速率相同，由此形成等軸韌窩。

圖9是剪切破壞斷口及拉剪復(fù)合破壞剪切側(cè)斷口形貌。純剪切斷口也是一種常見的韌性斷口，其色澤比較光亮，且斷口附近也能觀察到明顯的塑性變形痕跡。由圖9可知，耳片剪切破壞斷口的微觀形貌主要為剪切韌窩，又稱為拉長韌窩。它是在剪切應(yīng)力作用下形成的，呈拋物線狀，并且兩個匹配斷口表面上韌窩的拉長方向相反。

3 結(jié)論

（1）揭示了TC4鈦合金耳片幾何尺寸與加載角度對破壞載荷的影響規(guī)律。

（2）計算獲得TC4鈦合金軸向加載效率系數(shù)K0與角度加載效率系數(shù)Kcon1。

（3）對典型斷口進行了形貌觀察，探討了鈦合金耳片在室溫靜載荷作用下的斷口形貌及其形成機制。

圖8 鈦合金耳片拉伸破壞斷口形貌Fig.8 Typical fracture morphology of the titanium alloy lugs processed after static-load tests

圖9 鈦合金耳片剪切破壞斷口形貌Fig.9 Shear failure fracture morphology of the titanium alloy lugs

[1]LIANG H Q, NAN Y, NING Y Q, et al. Correlation between strain-rate sensitivity and dynamic softening behavior during hot processing[J]. Journal of Alloys and Compounds, 2015,632:478-485.

[2]NING Y Q, XIE B C, FU M W, et al. Microstructure and superplastic deformation for aerospace Ti-alloys associated with α-phase curing behavior[J]. Aerospace Science and Technology, 2015,45:416-421.

[3]NAN Y, NING Y Q, LIANG H Q, et al. Work-hardening effect and strain-rate sensitivity behavior during hot deformation of Ti-5Al-5Mo-5V-1Cr-1Fe alloy[J]. Materials & Design, 2015, 2:84-90.

[4]LIANG H Q, GUO H Z, TAN K, et al. Correlation between grain size and flow stress during steady-state dynamic recrystallization[J].Materials Science and Engineering: A, 2015,638:357-362.

[5]QIN C, YAO Z K, LI Y Z, et al. Effect of hot working on microstructure and mechanical properties of TC11/Ti2AlNb dual-alloy joint welded by electron beam welding process[J]. Transactions Nonferrous Metals Society of China, 2014,24(11):3500-3508.

[6]TAN L J, YAO Z K, NING Y Q, et al. Effect of isothermal deformation on microstructure and properties of electron beam welded joint of Ti2AlNb/TC11[J]. Materials Science and Technology, 2011,27(9):1469-1474.

[7]劉翠云, 李煥喜, 馬朝利. TC18鈦合金耳片的斷口形貌及疲勞性能[J]. 中國有色金屬學(xué)報, 2010,20(1):1050-1054.LIU Cuiyun, LI Huanxi, MA Chaoli. Fractograph and fatigue behavior of TC18 titanium alloys lugs[J]. The Chinese Journal of Nonferrous Metals,2010,20(1):1050-1054.

[8]吳根林, 鄧承佯, 朱成香, 等. TC4鈦合金飛機耳片鍛件失效分析[J]. 熱加工工藝, 2016,45(1):251-253.WU Genlin, DENG Chengyang, ZHU Chengxiang, et al. Failure analysis on TC4 Titanium ear forging for airplane[J]. Hot Working Technology, 2016,45(1):251-253.

[9]董唯莉, 朱海銀, 趙云. TC4鈦合金耳片斷裂原因分析[J].失效分析與預(yù)防, 2012,7(1):46-49.DONG Weili, ZHU Haiyin, ZHAO Yun. Fracture analysis of TC4 titanium alloy ear plate[J]. Failire Analysis and Prevention, 2012,7(1):46-49.

[10]解思適. 飛機設(shè)計手冊（第9冊）[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2001:654-659.XIE Sishi. Aircraft design manual (volume 9)[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2001:654-659.