航空鋁合金材料低溫裂紋擴展研究現(xiàn)狀與展望

劉牧東

(中國直升機設計研究所 旋翼傳動部，景德鎮(zhèn) 333001)

0 引 言

鋁合金材料因具有優(yōu)良的強度、剛度和斷裂韌性，被廣泛應用于航空工程領域。在工程實踐中，航空器結構內(nèi)部通常存在損傷，出現(xiàn)疲勞裂紋，結構的整體承載能力會隨著裂紋擴展而逐漸下降，從而對壽命和安全性造成影響。低溫是航空鋁合金材料服役中不可避免的環(huán)境因素，例如：飛機的真實工作環(huán)境為10 000 m左右的高空，其所處的大氣溫度為-40 ℃；在某些高海拔、高寒地區(qū)，航空器的工作溫度達到-60 ℃[1]。在低溫環(huán)境下，航空鋁合金材料的宏觀性能和微觀結構常會發(fā)生改變，裂紋擴展行為也有所不同[2-5]。然而，目前仍不能完全掌握低溫環(huán)境下裂紋擴展行為的物理本質和變化規(guī)律，受低溫環(huán)境的影響，材料的破壞過程短暫，發(fā)展迅速，并且沒有明顯的征兆，難以進行準確預測，需要深入研究和探索[6-7]。本文綜述航空鋁合金材料低溫裂紋擴展試驗、失效機理、模型表征和壽命預測方面的研究成果，總結并展望需要進一步探索的內(nèi)容，具有重要的理論意義和應用價值。

1 航空鋁合金材料的發(fā)展

鋁合金材料廣泛應用于航空飛行器結構的制造，如機身的蒙皮、框架、壁板、油箱、發(fā)動機和起落架等部件[8-9]。實際上，從20世紀30年代開始，人們就嘗試用鋁合金材料制造航空器；20世紀50年代提高了鋁合金材料的比強度和比剛度；20世紀60～70年代提高了鋁合金材料的耐久性和損傷容限性能，開發(fā)出針對7XXX系鋁合金材料的T73和T76熱處理技術，研制出7050鋁合金材料和高純鋁合金材料，大型客機上鋁合金的應用比例如表1所示。鋁合金材料在B-747客機上的應用如圖1所示，此后，鋁合金材料的發(fā)展趨勢逐漸加強，進一步提高耐久性和損傷容限性能，開發(fā)出高強、高韌和高抗腐蝕的新型鋁合金，并大量采用整體加工成型技術，保證航空器結構安全性[10-11]。

表1 大型客機上鋁合金應用比例

圖1 鋁合金材料在B-747客機上的應用

在航空器結構設計中，按照傳統(tǒng)的靜強度和疲勞壽命設計不能保證航空器在全部使用壽命期內(nèi)的安全[12-13]，這是由于航空器結構中常見的缺陷和損傷主要源自材料的加工和裝配，無論從選材、設計、加工和檢修等方面采取何種措施，想要完全避免損傷的出現(xiàn)幾乎不能實現(xiàn)[14]。飛機服役過程中承受循環(huán)載荷使損傷區(qū)域附近的疲勞裂紋由初始尺寸擴展至臨界尺寸，從而導致災難性的破壞。為此，把航空器結構設計成容許承受定量損傷，并實施周期性檢查的損傷容限結構，才能確保足夠的安全水平，損傷容限設計的基本思想[12-13]如圖2所示。

受加載狀態(tài)、外部環(huán)境和內(nèi)在缺陷等諸多因素的影響，航空鋁合金材料的裂紋擴展行為常發(fā)生改變，作用機理也比較復雜，由于斷裂失效而引發(fā)的事故給人們的財產(chǎn)和生命安全造成了危害[15-17](如圖3所示)。為此，航空部門一直關注著航空器結構的損傷容限設計，確定裂紋擴展壽命，并給出結構的首翻期和檢修周期，以防止斷裂失效事故的發(fā)生。其中，研究航空鋁合金材料的裂紋擴展行為在結構可靠性分析中占有重要地位，是保證航空器飛行安全必不可少的內(nèi)容[12,14,18]。

圖2 損傷容限設計基本思想

(a) F-111機翼接頭疲勞失效

(b) B-737機身蒙皮疲勞失效

(c) MD-500尾段縱梁疲勞失效

2 低溫裂紋擴展試驗和失效機理

2.1 低溫裂紋擴展行為試驗

低溫下航空鋁合金材料的裂紋擴展行為測試受到人們的關注，進行了大量試驗研究，通過試驗了解低溫對材料斷裂門檻值、斷裂韌性、裂紋擴展速率和裂紋擴展壽命的影響。

(1) 斷裂門檻值和斷裂韌性

(2) 裂紋擴展速率和裂紋擴展壽命

呂寶桐等[24]在常溫、213 K和153 K低溫環(huán)境下對航空鋁合金材料LY12CZ進行裂紋擴展試驗，加載應力比為0.1，頻率為18 Hz，結果表明：隨著溫度降低，LY12CZ的裂紋擴展速率減慢，其中，近門檻區(qū)的裂紋擴展速率下降更明顯，而隨著應力強度因子ΔK的提高，低溫對材料裂紋擴展速率的抑制作用減弱。張福澤等[25]在-40 ℃低溫和25 ℃常溫環(huán)境下對兩種常用航空鋁合金材料LY12CZ和LC4CS進行裂紋擴展試驗，測定裂紋擴展性能a-N曲線和da/dN-ΔK曲線，試驗結果表明：-40 ℃低溫環(huán)境下，材料的拉伸強度提高，裂紋擴展速率減慢，引起裂紋擴展性能相應的提高，并且航空鋁合金材料的低溫裂紋擴展壽命較常溫延長。葉序彬等[1]在25 ℃常溫和-40 ℃低溫環(huán)境下對LY12CZ和LC4CS鋁合金進行裂紋擴展試驗，結果表明：在-40 ℃低溫環(huán)境下，兩種鋁合金的裂紋擴展性能da/dN-ΔK曲線均高于常溫，裂紋擴展壽命更長，低溫對鋁合金材料裂紋擴展行為產(chǎn)生有益影響。J.T.Burns等[26]在23 ℃常溫和-50 ℃低溫環(huán)境下，試驗研究了7075-T651和7050-T7451鋁合金的微裂紋擴展行為，結果表明：溫度降低時材料的微尺寸擴展速率降低至原來的一半，說明低溫環(huán)境有利于提高鋁合金的裂紋擴展性能。宋千光等[4]在-54 ℃、25 ℃和125 ℃溫度下對7475-T761航空鋁合金進行裂紋擴展試驗(如圖4所示)，加載應力比為0.06和0.5。

(a) 試驗測試系統(tǒng)

試驗結果表明：7475-T761鋁合金材料的裂紋擴展速率隨著溫度的降低而減慢；但在裂紋快速擴展階段，低溫對裂紋擴展速率的抑制作用減弱，且裂紋擴展速率曲線有相交的趨勢。

上述研究表明：低溫環(huán)境下航空鋁合金材料的斷裂門檻值提高，斷裂韌性得到改善，且近門檻區(qū)的裂紋擴展速率下降明顯；低溫對航空鋁合金材料的裂紋擴展壽命產(chǎn)生有益影響。

2.2 低溫斷裂失效機理

通常裂紋擴展斷口表面存有一些關于形貌特征的有效信息，例如臺階、疲勞條帶、二次裂紋和韌窩等(如圖5所示)，可用來指示裂紋的演變過程及其失效斷裂形式。在試驗的基礎上，常采用掃描電鏡(SEM)和透射電鏡(TEM)技術分析航空鋁合金斷口微觀形貌，探尋低溫引起的晶體結構、臺階、二次裂紋和韌脆轉變等機理的改變。

(1) 晶體尺寸和結構

T.Yuri等[27]和P.Das等[28]對鋁合金低溫疲勞試樣進行斷口金相分析，結果表明：低溫環(huán)境能顯著抑制晶粒的生長和動態(tài)恢復，促進高角度晶界和超細晶的形成，從而提高材料的拉伸強度和抵抗裂紋擴展能力。C.Gasquères等[29]根據(jù)晶體結構特征，將鋁合金的裂紋擴展過程劃分為3個階段：形成定向單晶的Ⅰ階段，逐漸形成多晶體的Ⅱ階段，以及出現(xiàn)沉積物的類I階段。觀察發(fā)現(xiàn)：常溫下鋁合金裂紋擴展斷口符合Ⅱ階段特征，而在-50 ℃低溫環(huán)境下，斷面表面符合類Ⅰ階段特征；隨著溫度的降低，鋁合金斷口形貌逐漸由平滑規(guī)則轉變?yōu)楦叨冉Y晶。P.Das等[22]發(fā)現(xiàn)在低溫環(huán)境下，7075鋁合金裂紋擴展試樣表面出現(xiàn)超細晶，應力分布和變形更均勻，抵抗裂紋擴展能力增強。

(c)二次裂紋

(d) 脆性特征

(e)韌窩

(2) 臺階和裂紋閉合

宋千光等[4]對航空鋁合金材料進行斷口金相分析，結果表明：低溫下斷口表面的臺階特征顯著，疲勞條帶參差不規(guī)則；在相同應力強度因子條件下，疲勞條帶的寬度隨著溫度的降低而減小，說明相同的應力強度因子下，鋁合金材料的裂紋擴展速率隨著溫度的降低而減慢。呂寶桐等[24]研究發(fā)現(xiàn)：低溫環(huán)境下LY12CZ鋁合金斷口表面不規(guī)整程度提高，裂紋閉合增強，可以觀察到明顯的由裂紋閉合引起的表面擠壓痕跡。

(3) 二次裂紋和H+含量

V.K.Sahu等[30]對斷口金相分析發(fā)現(xiàn)：低溫環(huán)境下，2024-T3鋁合金斷口表面出現(xiàn)大量的二次裂紋特征，二次裂紋主要垂直于材料的主裂紋擴展方向，有利于降低應力強度因子，使鋁合金材料的低溫裂紋擴展速率減慢。此外，張福澤等[25]還對LY12CZ和LC4CS航空鋁合金裂紋擴展試樣進行斷口金相分析，結果表明：低溫下裂紋尖端的H+含量減少，氫化學反應減弱，裂紋擴展速率降低。J.T.Burns等[26]研究發(fā)現(xiàn)：低溫環(huán)境能延緩水分子向裂紋尖端遷移并減慢析氫速度，使裂尖塑性區(qū)處于欠氫狀態(tài)，氫反應減弱，材料的裂紋擴展壽命延長。

(4) 韌脆轉變

M.E.Shank[31]研究發(fā)現(xiàn)：隨著溫度的降低，鋁合金塑性變形減弱，失效形式也由塑性穿晶向脆性沿晶或晶界分離轉變，此時材料出現(xiàn)韌脆轉變，對應的臨界溫度稱為韌脆轉變溫度。A.Carpinteri等[32]在20 ℃常溫和-20 ℃低溫環(huán)境下開展鋁合金薄板的裂紋擴展試驗，斷口金相分析表明：隨著溫度的降低，鋁合金的失效形式由塑性失效轉變?yōu)榇嘈允А.Ma等[33]的斷口金相分析表明：低溫下斷口表面的脆裂特征明顯，主要失效形式為脆性斷裂失效。

綜上所述，在微觀尺度上，低溫環(huán)境會引起航空鋁合金高度結晶，斷口表面臺階特征明顯，凹凸不平，裂紋閉合效應增強。在裂紋尖端，低溫下H+的含量減少，化學反應減弱，且出現(xiàn)垂直于擴展方向的二次裂紋，裂紋擴展速率減慢。此外，低溫還促使航空鋁合金材料的失效形式由塑性向脆性轉變。

3 低溫裂紋擴展模型表征和壽命評估方法

3.1 低溫裂紋擴展模型表征方法

航空鋁合金材料的低溫裂紋擴展性能通常從宏觀和微觀兩個層次進行表征。

(1) 宏觀層次

宏觀層次上，常基于Paris模型表征鋁合金材料的低溫裂紋擴展性能：

da/dN=C·ΔKm

(1)

呂寶桐等[24,34]考慮溫度對斷裂門檻值的影響，在Paris模型基礎上，提出了表征低溫裂紋擴展性能的修正模型：

da/dN=B(ΔK-ΔKth,0)2

(2)

模型的分析結果表明：隨著溫度的降低，斷裂門檻值ΔKth,0提高，而速率系數(shù)B減小，與原模型相比，修正Paris模型的壽命預測精度更高。P.Das等[28]采用Paris模型擬合不同應力比加載下的試驗數(shù)據(jù)，結果表明：環(huán)境溫度由常溫下降至-150 ℃低溫時，Paris模型的指數(shù)m明顯減小，而阻力系數(shù)C變化不大，材料的裂紋擴展速率減慢；Paris模型未能考慮載荷順序效應影響，引起變幅加載下裂紋擴展壽命預測結果的偏差。李礦等[35]采用Paris模型表征了航空鋁合金在25 ℃常溫、-54 ℃和-70 ℃低溫環(huán)境下的裂紋擴展性能，Paris模型能有效反映鋁合金的低溫裂紋擴展性能規(guī)律，與25 ℃常溫相比，-54 ℃和-70 ℃低溫下的裂紋擴展指數(shù)m增加了7%～21%，而對數(shù)阻力系數(shù)lgC降低了7%～15%。

(2) 微觀層次

微觀層次上，考慮能量原理和氫擴散抑制效應構建表征模型。A.Carpinteri等[36]建立了材料微觀尺度的球型等效單元模型，假設材料由球型等效單元耦合而成的整體?？紤]到低溫下鋁合金脆性顯著，釋放的彈性能可以忽略，根據(jù)Griffith能量原理計算材料的應變能變化，并借助球型等效單元模型預測低溫斷裂韌性，探尋低溫環(huán)境對裂紋擴展性能的影響，模型有效性在低溫試驗測試中得到了驗證。J.T.Burns等[37]認為鋁合金材料的低溫裂紋擴展速率由內(nèi)在因素和外部環(huán)境兩部分構成：

da/dN=(da/dN)in+(da/dN)cf

(3)

低溫環(huán)境下水分子向裂紋尖端遷移減慢，裂尖H+擴散受到抑制，考慮這一因素的影響修正低溫裂紋擴展速率(da/dN)cf，并預測壽命，具有可接受的計算精度。

但考慮能量原理和氫擴散抑制效應構建表征模型的局限性強，且需要大量數(shù)據(jù)確定參數(shù)，限制了工程上的應用。而Paris模型是表征低溫裂紋擴展性能的常用模型，考慮低溫環(huán)境的影響修正阻力系數(shù)、指數(shù)和斷裂門檻值，能有效反映航空鋁合金材料低溫裂紋擴展行為及其變化規(guī)律。

3.2 低溫裂紋擴展壽命評估方法

航空鋁合金材料的低溫裂紋擴展壽命通常采用不考慮載荷順序效應的線性累積損傷法和考慮載荷順序效應的累加求和法進行評估(如圖6所示)。

圖6 低溫裂紋擴展壽命評估方法

(1) 線性累積損傷法

T.Christopher等[38]考慮低溫環(huán)境影響對失效應力進行修正，建立了應力強度因子-失效應力Kmax-σf曲線模型，使用牛頓迭代算法求解，之后采用線性累積損傷理論評估裂紋擴展壽命，結果顯示：在-253 ℃低溫環(huán)境下，鋁合金材料低溫裂紋擴展壽命預測結果的相對偏差為7%。

(2) 累加求和法

A.Carpinteri等[32]提出了一種考慮裂紋擴展路徑的壽命評估方法：給定初始裂紋尺寸及其方向，考慮低溫環(huán)境的影響，計算每個載荷循環(huán)的裂紋擴展增量和角度，如此循環(huán)往復，累加求和直至擴展結束。分別選取30°、45°和90°的初始裂紋方向，在20 ℃常溫和-20 ℃低溫環(huán)境下進行累加求和計算，裂紋擴展壽命預測結果與試驗偏差不大。S.K.Kim等[39]基于彈塑性理論對裂紋擴展過程的應變能進行累加求和計算：給定初始時的硬化變量和應變能，計算每個應力循環(huán)下的增量以及當前裂紋尺寸對應的塑性應變，如此循環(huán)往復累加求和，當應變能達到或超過臨界值時發(fā)生斷裂失效，該評估方法的有效性在低溫裂紋擴展試驗中得到了驗證。

此外，相關學者還借助有限元仿真技術分析復雜結構的裂紋擴展行為，使用ANSYS、ABAQUS和FRANC 2D等軟件計算低溫環(huán)境下應力場分布，編寫用戶子程序獲取殘余應力、應力集中系數(shù)和應力強度因子等參數(shù)，模擬低溫裂紋擴展過程并預測壽命，為復雜結構低溫裂紋擴展壽命評估提供幫助[40-42]。

線性累積損傷法和累加求和法是航空鋁合金材料低溫裂紋擴展壽命評估的兩種常用方法，其中，線性累積損傷法計算簡單、方便實用；而累加求和法考慮了載荷順序效應的影響，可以模擬裂紋擴展的方向和路徑，預測結果更真實。

4 航空鋁合金材料低溫裂紋擴展研究展望

針對航空鋁合金材料低溫裂紋擴展行為，可從以下4個方面進一步研究和探索。

(1) 開展變幅加載下低溫裂紋擴展試驗

目前，大量的低溫裂紋擴展研究在航空鋁合金材料上展開，但上述工作主要側重于研究恒幅加載下的低溫裂紋擴展行為，而變幅加載下的低溫裂紋擴展試驗較少。為此，可以選取變幅載荷、甚至實測飛行載荷譜(如圖7所示)進行加載，以貼近真實服役狀態(tài)，試驗測試裂紋擴展性能，對比分析變幅加載中的載荷順序效應和低溫環(huán)境效應對裂紋擴展行為的影響。

圖7 實測飛行載荷譜

(2) 進行斷口金相定量分析

目前對鋁合金低溫裂紋擴展試樣的斷口金相分析通常為定性研究，很少進行定量研究，難以確切闡述低溫下微觀機理的改變。考慮這一點，可以進一步定量確定低溫環(huán)境下斷口表面的微觀尺寸(如晶粒、晶界、初始裂紋、滑移帶和韌窩等)，通過微觀尺寸與擴展速率間的對應關系，反推低溫裂紋擴展的演變過程，為航空器故障分析及維護提供幫助。

(3) 完善低溫裂紋擴展性能表征模型

航空鋁合金材料的服役歷程通常為隨機載荷加載，包含大量不同的應力循環(huán)，低溫裂紋擴展速率也會在較大范圍內(nèi)變化，而目前常用的裂紋擴展速率模型尚不能較好反映這一特性。為此，可在G.G.Trantina等[43]與E.K.Walker[44]提出的模型基礎上，同時考慮應力比和斷裂門檻值的影響構建模型，以表征不同應力比加載下近門檻區(qū)和穩(wěn)定擴展區(qū)的低溫裂紋擴展性能。在此基礎上，可進一步考慮變幅加載下的載荷順序效應，參考遲滯模型對過載塑性區(qū)的修正方法[5]，采用累加求和法計算，提高低溫裂紋擴展壽命預測的精度。

(4) 評估低溫環(huán)境下首翻期和檢修周期

在實測飛行載荷譜下開展低溫裂紋擴展性能測試，在此基礎上考慮含損傷結構疲勞裂紋形成和擴展的全過程，可以建立結構安全耐久性模型[18]，合理地評估低溫高寒環(huán)境下航空鋁合金結構的首翻期和檢修周期，為保障航空器安全水平提供技術支持。

5 結束語

針對航空鋁合金材料的低溫裂紋擴展行為，本文主要從試驗、失效機理、模型表征和壽命評估4個方面進行分析，表明低溫環(huán)境下航空鋁合金材料的裂紋擴展性能改善，低溫對裂紋擴展壽命產(chǎn)生有益影響。這些研究成果幫助人們認識航空鋁合金材料的低溫裂紋擴展特性及變化趨勢，為低溫環(huán)境下裂紋擴展性能評估、結構設計優(yōu)化和檢修維護提供技術支持。然而，由于航空鋁合金低溫裂紋擴展行為復雜，影響因素多，目前尚未完全認清和掌握，需要進一步探索。相信通過理論與實踐相結合的方法，今后對于航空鋁合金低溫裂紋擴展行為的理解將會有更為深刻，從而有效減少因低溫失效引發(fā)事故所造成的損失。