不同應(yīng)力幅比加載下2A12鋁合金的多軸疲勞性能

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(中國(guó)民航大學(xué) 中歐航空工程師學(xué)院，天津 300300)

不同應(yīng)力幅比加載下2A12鋁合金的多軸疲勞性能

陳亞軍，王先超，王付勝，周劍，吳悅雷

(中國(guó)民航大學(xué)中歐航空工程師學(xué)院，天津300300)

采用SDN100/1000電液伺服拉扭復(fù)合疲勞試驗(yàn)機(jī)對(duì)2A12鋁合金進(jìn)行不同應(yīng)力幅比下的多軸疲勞實(shí)驗(yàn)，觀察試樣斷口形貌并結(jié)合加載過(guò)程中的疲勞循環(huán)曲線進(jìn)行失效機(jī)理分析。結(jié)果表明：?jiǎn)渭?jí)加載條件下，隨應(yīng)力幅比的增加合金的疲勞壽命提高，純扭轉(zhuǎn)條件下斷面存在平整的光滑區(qū)域，隨應(yīng)力幅比的增加斷面劃痕減少，并能觀察到疲勞條帶以及魚(yú)骨狀、鱗片狀和蜂窩狀特殊形貌；不同應(yīng)力幅比累積路徑下，多軸疲勞壽命隨一級(jí)加載周次變化的規(guī)律不同；高-低應(yīng)力幅比累積路徑下，拉壓方向一級(jí)高應(yīng)力幅比加載階段出現(xiàn)明顯的循環(huán)硬化現(xiàn)象，材料產(chǎn)生“鍛煉效應(yīng)”。

2A12鋁合金；應(yīng)力幅比；多軸疲勞；失效機(jī)理；鍛煉效應(yīng)

2A12鋁合金具有良好的成型工藝和焊接性能，其比強(qiáng)度、斷裂韌度較高且具有良好的耐腐蝕穩(wěn)定性，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中應(yīng)用廣泛，是構(gòu)成機(jī)身蒙皮、翼梁、隔框等承力構(gòu)件的重要材料[1，2]。飛機(jī)在飛行過(guò)程中，其零部件往往受到多軸疲勞載荷的作用，相關(guān)的失效研究對(duì)飛機(jī)安全性能評(píng)估具有重要意義[3-7]。影響材料多軸疲勞壽命的因素很多，如加載應(yīng)力幅比、相位差、等效應(yīng)力等，而工程構(gòu)件所承受的疲勞損傷多為不同因素的累積加載所致，因此，對(duì)疲勞損傷累積問(wèn)題的研究是估算多軸疲勞壽命的關(guān)鍵[8-12]。目前，國(guó)內(nèi)外研究往往集中在多軸單級(jí)加載以及單軸多級(jí)累積加載下材料的失效機(jī)理分析和壽命預(yù)測(cè)方面[13-18]，Karolczuk等[13]對(duì)單級(jí)加載條件下基于臨界面原理的多軸疲勞失效準(zhǔn)則進(jìn)行了回顧，Jiang等[14]通過(guò)單級(jí)加載實(shí)驗(yàn)對(duì)3種多軸疲勞失效準(zhǔn)則的預(yù)測(cè)效果進(jìn)行了研究，Zuo等[17]考慮加載歷史的影響，建立了一種新的非線性損傷累積模型，并對(duì)單軸多級(jí)變幅加載條件下的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證，馮勝等[18]考慮單軸多級(jí)累積條件下加載順序和領(lǐng)域潛在損傷對(duì)材料疲勞壽命的影響，建立了一種新的疲勞破壞準(zhǔn)則。但對(duì)于應(yīng)力幅比、相位角等關(guān)鍵因素影響多級(jí)加載下的多軸疲勞損傷累積和失效行為的報(bào)道較少。本工作考慮某型單旋翼直升機(jī)尾旋翼實(shí)心變距拉桿的實(shí)際尺寸和受力情況，采用2A12航空鋁合金實(shí)心棒材試樣進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究，分別進(jìn)行單級(jí)、兩級(jí)應(yīng)力幅比條件下的多軸疲勞實(shí)驗(yàn)，通過(guò)分析加載過(guò)程中的循環(huán)曲線，并結(jié)合使用Hitachi S-3400N掃描電子顯微鏡對(duì)疲勞斷口進(jìn)行觀察，來(lái)探究多軸疲勞失效斷裂的影響規(guī)律。

1 實(shí)驗(yàn)材料與方法

實(shí)驗(yàn)材料選用2A12鋁合金,主要化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%)分別為:Cu 3.8～4.9,Mg 1.2～1.8,Mn 0.2～0.9,其他為鋁和部分雜質(zhì)。常溫下該材料的屈服強(qiáng)度為373.7MPa，抗拉強(qiáng)度為526.8MPa，彈性模量為78.5GPa。采用實(shí)心圓柱形試樣進(jìn)行多軸疲勞實(shí)驗(yàn)，具體尺寸如圖1所示。

圖1 疲勞試件尺寸圖Fig.1 Schematic illustration of the fatigue specimen

實(shí)驗(yàn)所用儀器為SDN100/1000電液伺服拉扭復(fù)合疲勞試驗(yàn)機(jī)，實(shí)驗(yàn)在常溫下進(jìn)行。采用正弦波對(duì)稱加載，加載頻率f=5Hz，疲勞破壞定義為試樣的完全斷裂。采用Von Mises等效應(yīng)力準(zhǔn)則，等效應(yīng)力設(shè)定為350MPa，應(yīng)力幅比λ定義為拉壓應(yīng)力幅與扭轉(zhuǎn)應(yīng)力幅之比，相關(guān)表達(dá)式如下：

σ=σasin(ωt)

(1)

τ=τasin(ωt-φ)

(2)

(3)

λ=σa/τa

(4)

式中：σa，τa分別為拉壓應(yīng)力幅值與扭轉(zhuǎn)應(yīng)力幅值；ω為實(shí)驗(yàn)角頻率；φ為加載相位差，實(shí)驗(yàn)中均設(shè)定為0°。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1單級(jí)應(yīng)力幅比變量實(shí)驗(yàn)

2.1.1實(shí)驗(yàn)結(jié)果

等效應(yīng)力加載條件下，純扭轉(zhuǎn)加載時(shí)疲勞壽命最低為9539周，應(yīng)力幅比為0.5時(shí)，疲勞壽命為17307周，應(yīng)力幅比增加到2時(shí)，多軸疲勞壽命提高到26150周。圖2為不同應(yīng)力幅比加載條件下2A12鋁合金的多軸疲勞壽命曲線，可以看出，隨應(yīng)力幅比的增加，材料的多軸疲勞壽命得以提高。當(dāng)前實(shí)驗(yàn)條件下，在承受多軸加載直至斷裂的過(guò)程中，材料的疲勞壽命大部分消耗在裂紋萌生階段，而切應(yīng)力的扭轉(zhuǎn)作用對(duì)裂紋萌生具有重要影響。應(yīng)力幅比增大，拉壓作用增強(qiáng)，同時(shí)扭轉(zhuǎn)作用減弱，切應(yīng)力的破壞作用減小，延緩了試樣疲勞裂紋的產(chǎn)生，從而引起材料多軸疲勞壽命的增加。

圖2 2A12鋁合金多軸疲勞壽命與應(yīng)力幅比關(guān)系曲線Fig.2 Relation curve between multiaxial fatigue life and stress amplitude ratio of 2A12 aluminum alloy

2.1.2多軸加載損傷特征

圖3為不同應(yīng)力幅比下試樣的宏觀斷口形貌，純扭轉(zhuǎn)加載作用下斷口呈現(xiàn)出與試樣主軸近似垂直的平臺(tái)區(qū)域，隨應(yīng)力幅比的持續(xù)增加，平臺(tái)長(zhǎng)度、斷口與試樣主軸間的夾角逐漸減小，應(yīng)力幅比為2時(shí)斷面與試樣主軸大致成45°的夾角。

圖3 不同應(yīng)力幅比下試樣斷裂外觀形貌 (a)λ=0;(b)λ=0.5;(c)λ=1;(d)λ=;(e)λ=2Fig.3 Morphologies of fatigue fracture of specimens under different stress amplitude ratios(a)λ=0;(b)λ=0.5;(c)λ=1;(d)λ=;(e)λ=2

不同應(yīng)力幅比下疲勞斷口的形貌差別較大，但都可以明顯分為裂紋源區(qū)、擴(kuò)展區(qū)、瞬斷區(qū)3部分。圖4為5種應(yīng)力幅比下裂紋擴(kuò)展區(qū)的微觀形貌，從圖4(a)可以看出，純扭轉(zhuǎn)(λ=0)加載條件下，斷口裂紋擴(kuò)展區(qū)表面較為平整，存在部分光滑的區(qū)域，這是由于主裂紋萌生和擴(kuò)展過(guò)程中，其兩側(cè)受到較強(qiáng)的旋轉(zhuǎn)摩擦作用，凸起的脊棱在循環(huán)過(guò)程中磨損消失。由圖4(b)中可以觀察到大量的劃痕以及表面部分脫落的顆粒，扭轉(zhuǎn)作用的相對(duì)減弱使得平滑區(qū)域轉(zhuǎn)化為大量近似平行的層狀劃痕，斷口形貌變得更加破碎。圖4(c)中存在模糊的疲勞條帶，右側(cè)沿疲勞條帶擴(kuò)展方向有鱗片狀凸起，這是循環(huán)過(guò)程中凸起脊棱的摩擦所致。隨著拉壓應(yīng)力的增強(qiáng)以及扭轉(zhuǎn)作用的降低，圖4(d)中疲勞條帶變得清晰，在斷面可以觀察到魚(yú)骨狀形貌和近似垂直于主擴(kuò)展方向的二次裂紋，伴隨著主裂紋的擴(kuò)展，試樣內(nèi)部應(yīng)力集中部位會(huì)萌生二次微裂紋，當(dāng)擴(kuò)展的主裂紋穿過(guò)該區(qū)域時(shí)，微裂紋便停止擴(kuò)展而留存下來(lái)。如圖4(e)所示,應(yīng)力幅比為2時(shí)斷口可以觀察到大量鱗片狀、魚(yú)骨狀形貌。

圖4 不同應(yīng)力幅比下裂紋擴(kuò)展區(qū)微觀形貌(a)λ=0;(b)λ=0.5;(c)λ=1;(d)λ=;(e)λ=2Fig.4 Micro morphologies in crack propagation region under different stress amplitude ratios (a)λ=0;(b)λ=0.5;(c)λ=1;(d)λ=;(e)λ=2

應(yīng)力幅比為1時(shí)，在斷口瞬斷區(qū)可觀察到如圖5所示的特殊形貌。拉壓應(yīng)力作用下產(chǎn)生的大量韌窩堆疊在一起形成了蜂窩狀形貌，附近可以看到一些孔洞和剪切型韌窩，這是由于切應(yīng)力的旋轉(zhuǎn)摩擦作用所造成的。大量韌窩的存在說(shuō)明在此應(yīng)力幅比條件下，拉壓方向應(yīng)力在瞬間斷裂階段起著重要作用。

圖5 應(yīng)力幅比為1時(shí)瞬斷區(qū)蜂窩狀形貌Fig.5 Honeycomb feature in the transient fracture zone at λ=1

2.2兩級(jí)應(yīng)力幅比累積實(shí)驗(yàn)

2.2.1實(shí)驗(yàn)結(jié)果

表1記錄了兩類(lèi)應(yīng)力幅比累積條件下的測(cè)試結(jié)果，其中n1，n2分別為一級(jí)，二級(jí)加載周次；N1，N2分別為一級(jí)，二級(jí)應(yīng)力幅比單級(jí)加載條件下的多軸疲勞總壽命；n1/N1，n2/N2分別定義為一，二兩級(jí)加載條件下的損傷比，根據(jù)Miner線性疊加原理，(n1/N1)+(n2/N2)為兩級(jí)加載條件下的總損傷比。由表1可以看出,2→0.5加載路徑下， 總損傷比的值均大于1，且

隨一級(jí)加載周次的增加，總損傷比逐漸增大。0.5→2加載路徑下總損傷比的值多數(shù)小于1，且隨一級(jí)加載周次的增加，總損傷比呈遞減趨勢(shì)。圖6為兩類(lèi)加載路徑下二級(jí)損傷比隨一級(jí)損傷比的變化曲線， 如圖6(a)所示，2→0.5加載路徑下隨一級(jí)損傷比的增加，二級(jí)損傷比先降低后逐漸升高，體現(xiàn)出“鍛煉效應(yīng)”的特征；圖6(b)為0.5→2加載時(shí)的關(guān)系曲線，由于一級(jí)低應(yīng)力幅比加載時(shí)切應(yīng)力較強(qiáng)的破壞作用，造成二級(jí)損傷比隨一級(jí)損傷比的增加快速降低。

表1 應(yīng)力幅比累積實(shí)驗(yàn)結(jié)果Table 1 Experimental results under the cumulation of stress amplitude ratio

圖6 二級(jí)損傷比與一級(jí)損傷比關(guān)系曲線(a)2→0.5;(b)0.5→2Fig.6 Relation curves between the second stage damage ratio and the first stage damage ratio(a)2→0.5;(b)0.5→2

兩類(lèi)累積實(shí)驗(yàn)條件下，多軸疲勞壽命隨一級(jí)加載周次的變化如圖7所示。2→0.5加載路徑下，隨一級(jí)(λ=2)循環(huán)周次的增加，材料的疲勞壽命持續(xù)增大，較大的應(yīng)力幅比對(duì)應(yīng)著較小的扭轉(zhuǎn)力矩，對(duì)材料的破壞作用較弱，應(yīng)力幅比為2→0.5，扭轉(zhuǎn)作用的破壞能力增強(qiáng)，材料受到的破壞作用增大，隨一級(jí)加載周次的增加，高→低應(yīng)力幅比作用順序下產(chǎn)生的“鍛煉效應(yīng)”使多軸疲勞壽命得以提高；0.5→2加載路徑下，隨一級(jí)(λ=0.5)循環(huán)周次的遞增，多軸疲勞壽命逐漸減小。應(yīng)力幅比為0.5時(shí)，材料受到的破壞作用較強(qiáng)，且隨著一級(jí)加載周次的增多，受損程度變得更加嚴(yán)重，引起總體疲勞壽命的降低。

圖7 疲勞壽命與一級(jí)加載周次關(guān)系曲線Fig.7 Relation curves between the total fatigue life and the cycle of the first stage loading

2.2.2 多級(jí)加載損傷特征

圖8(a)～(d)分別為兩類(lèi)加載方式下一級(jí)循環(huán)2000周次和10000周次的斷口微觀形貌。從圖8(a)中可以觀察到大量平行分布的二次裂紋， 材料在拉扭復(fù)合加載條件下，內(nèi)部不均勻處更容易產(chǎn)生應(yīng)力集中，當(dāng)集中的應(yīng)力超過(guò)不均勻體與均勻體之間的結(jié)合力時(shí)，就會(huì)萌發(fā)微裂紋。圖8(b)為典型的多軸疲勞微觀形貌，以弧線為界可明顯分為兩個(gè)區(qū)域，弧線右側(cè)較為光滑，可以看到較強(qiáng)切應(yīng)力作用下所產(chǎn)生的明顯劃痕，弧線左側(cè)呈現(xiàn)出拉壓作用下的斷面形貌。圖8(c)中裂紋兩側(cè)均可觀察到大量劃痕，其中裂紋右側(cè)發(fā)現(xiàn)魚(yú)骨狀形貌，由于低應(yīng)力幅比加載周次相對(duì)較少，這一形貌未被磨損得以保存下來(lái)。由于應(yīng)力幅比為2時(shí)的加載周次較短，材料大部分壽命消耗在較強(qiáng)的扭轉(zhuǎn)作用條件下，在圖8(d)中可以觀察到大量明顯的劃痕。

圖8 兩類(lèi)累積方式斷口微觀形貌(a)2→0.5,一級(jí)加載2000周次;(b)2→0.5,一級(jí)加載10000周次;(c)0.5→2,一級(jí)加載2000周次;(d)0.5→2,一級(jí)加載10000周次Fig.8 Micro morphologies of the two cumulation loading paths(a)2→0.5,first stage loading 2000 cycles;(b)2→0.5,first stage loading 10000 cycles;(c)0.5→2,first stage loading 2000 cycles;(d)0.5→2,first stage loading 10000 cycles

圖9 不同累積方式下位移及扭角幅值隨時(shí)間變化曲線1-一級(jí)循環(huán)2000周次；2-一級(jí)循環(huán)10000周次(a)2→0.5拉壓方向;(b)2→0.5扭轉(zhuǎn)方向;(c)0.5→2拉壓方向;(d)0.5→2扭轉(zhuǎn)方向Fig.9 Displacement-time curves and torsional angle-time curves under different cumulative paths 1-first stage loading 2000 cycles;2-first stage loading 10000 cycles(a)2→0.5,axial direction;(b)2→0.5,torsional direction;(c)0.5→2,axial direction;(d)0.5→2,torsional direction

實(shí)驗(yàn)加載穩(wěn)定后，每隔30s記錄1次位移、扭角峰值，選取兩類(lèi)累積方式下一級(jí)循環(huán)周次分別為2000與10000時(shí)記錄的數(shù)據(jù)，繪制出相應(yīng)加載方式下位移、扭角峰值隨時(shí)間的變化關(guān)系曲線，如圖9所示。圖9(a)為第一類(lèi)加載方式下(2→0.5)位移、扭角峰值隨時(shí)間的變化關(guān)系，可知在沿軸方向一級(jí)高應(yīng)力幅比加載時(shí)出現(xiàn)明顯的循環(huán)硬化現(xiàn)象，轉(zhuǎn)換到二級(jí)低應(yīng)力幅比后，材料硬化現(xiàn)象不明顯，經(jīng)過(guò)一段時(shí)間的平臺(tái)保持區(qū)后逐漸軟化至斷裂；扭轉(zhuǎn)方向如圖9(b)所示，切換到二級(jí)加載方式后，開(kāi)始階段觀察到了較小的循環(huán)硬化現(xiàn)象。應(yīng)力幅比為2時(shí)軸向加載所產(chǎn)生的硬化現(xiàn)象使材料得到“鍛煉”，且隨著高應(yīng)力幅比作用周次的增加，低應(yīng)力幅比下較強(qiáng)切應(yīng)力的作用周次縮短，進(jìn)而延長(zhǎng)了試樣的多軸疲勞壽命。圖9(c)為第二類(lèi)加載方式下(0.5→2)位移、扭角幅值隨時(shí)間的變化關(guān)系曲線，當(dāng)切換到二級(jí)高應(yīng)力幅比加載階段后，沿軸方向可以看到循環(huán)硬化、軟化交替出現(xiàn)的現(xiàn)象，扭轉(zhuǎn)方向如圖9(d)所示，開(kāi)始階段扭角隨時(shí)間基本保持不變后逐漸軟化至試樣斷裂，隨著一級(jí)低應(yīng)力幅比加載周次的增加，較強(qiáng)切應(yīng)力的作用時(shí)間變長(zhǎng)，加速了材料的疲勞斷裂。

3 結(jié)論

(1)應(yīng)力幅比從0增加到2，疲勞壽命周次從9539逐漸遞增到26150。試樣斷面與主軸的夾角隨應(yīng)力幅比的增加逐漸減小，應(yīng)力幅比為0時(shí)斷面存在平整的光滑區(qū)域，隨應(yīng)力幅比的增加斷面劃痕減少，能觀察到疲勞條帶以及魚(yú)骨狀、鱗片狀和蜂窩狀特殊形貌。

(2)2→0.5累積條件下，隨一級(jí)加載周次增加，出現(xiàn)“鍛煉效應(yīng)”特征，試樣疲勞壽命提高；0.5→2累積條件下，隨一級(jí)低應(yīng)力幅比加載周次增加，試樣疲勞壽命逐漸降低。兩類(lèi)加載方式下試樣斷口可見(jiàn)大量平行的二次裂紋、切應(yīng)力引起的劃痕以及魚(yú)骨狀特殊形貌。

(3)2→0.5累積條件下，拉壓方向一級(jí)高應(yīng)力幅比加載時(shí)出現(xiàn)明顯的循環(huán)硬化現(xiàn)象，轉(zhuǎn)換到二級(jí)低應(yīng)力幅比后，材料硬化現(xiàn)象不明顯；0.5→2加載時(shí)，二級(jí)高應(yīng)力幅比加載階段，拉壓方向循環(huán)硬化、軟化交替出現(xiàn)，扭轉(zhuǎn)方向在開(kāi)始階段扭角隨時(shí)間基本保持不變，后逐漸軟化直至試樣斷裂。

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(本文責(zé)編：寇鳳梅)

MultiaxialFatiguePropertiesof2A12AluminumAlloyUnderDifferentStressAmplitudeRatioLoadings

CHENYa-jun,WANGXian-chao,WANGFu-sheng,ZHOUJian,WUYue-lei

(Sino-EuropeanInstituteofAviationEngineering,CivilAviationUniversityofChina,Tianjin300300,China)

The multiaxial fatigue behavior of 2A12 aluminum alloy was studied with SDN100/1000 electro-hydraulic servo tension-torsion fatigue tester under different stress amplitude ratios, the fracture morphology and the fatigue loading curve were observed to study the failure mechanism. The results show that, under the one stage loading condition, the fatigue life prolongs with the stress amplitude ratio increasing. Under pure torsion loading, smooth and even area exists in the fracture surface. As the stress amplitude ratio increases, the number of scratch reduces, the fatigue striation and some special morphology such as the fishbone pattern, scale pattern and honeycomb pattern can be observed; under cumulative paths of different stress amplitude ratios, the variation of multiaxial fatigue life changes with first stage loading cycles; under cumulative paths of high-low stress amplitude ratio, the cycle hardening occurs obviously in the axial direction for the first stage high stress amplitude ratio loading and 2A12 alloy shows training effect.

2A12 aluminum alloy;stress amplitude ratio;multiaxial fatigue;failure mechanism;training effect

10.11868/j.issn.1001-4381.2016.000817

O346.2

： A

： 1001-4381(2017)09-0136-07

國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(11502285); 中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)中國(guó)民航大學(xué)專(zhuān)項(xiàng)資金項(xiàng)目(3122017112)

2016-07-06;

：2017-05-03

陳亞軍(1976-)，男，博士，副教授，主要研究方向?yàn)轱w機(jī)結(jié)構(gòu)材料失效分析，聯(lián)系地址：天津市東麗區(qū)津北公路2898號(hào)中國(guó)民航大學(xué)(北院)中歐航空工程師學(xué)院(300300)，E-mail:2292598008@qq.com