2A70高強(qiáng)鋁合金疲勞性能研究

周思奇，張虹，吳新濤

2A70高強(qiáng)鋁合金疲勞性能研究

周思奇1，張虹1，吳新濤2

（1.北京理工大學(xué) 機(jī)械與車輛學(xué)院，北京 100081；2.中國北方發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，天津 300400）

為探究2A70高強(qiáng)鋁合金疲勞性能，開展了2A70應(yīng)力比＝-1溫度＝25℃與＝150℃的高周疲勞試驗(yàn)。結(jié)合微觀組織觀測、應(yīng)力－壽命（－）曲線繪制、典型斷口觀測，對(duì)其疲勞性能進(jìn)行了研究。結(jié)果表明：溫度升高會(huì)降低2A70高強(qiáng)鋁合金的疲勞性能，溫度為25℃和150℃時(shí)的疲勞極限分別為150 MPa和90 MPa；在常溫和高溫條件下都發(fā)生表面失效，裂紋萌生于次表面夾雜；2A70在疲勞加載過程中的主要斷裂模式為解理斷裂，在斷口表面可以觀察到大量河流花樣和解理臺(tái)階。

2A70鋁合金；微觀組織；－曲線；失效機(jī)理

為滿足現(xiàn)代飛機(jī)高速化、輕量化、高可靠性、低成本的發(fā)展需求，設(shè)計(jì)者對(duì)飛機(jī)用高強(qiáng)鋁合金提出了更嚴(yán)格的要求[1]。飛機(jī)的設(shè)計(jì)思想不再局限于最初的靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)，轉(zhuǎn)變成了更高要求的安全壽命設(shè)計(jì)、安全壽命/破損安全設(shè)計(jì)、安全壽命/損傷容限設(shè)計(jì)和耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)[2]。為此有必要探究航空用鋁合金材料的疲勞性能，作為現(xiàn)代飛機(jī)可靠性設(shè)計(jì)的依據(jù)。高強(qiáng)鋁合金包括含銅2xxx系鋁合金及含鋅7xxx系鋁合金，由于具備優(yōu)異的機(jī)械性能被廣泛應(yīng)用于航空領(lǐng)域[3]。2A70屬于Al-Cu-Mg-Fe- Ni系高強(qiáng)變形鋁合金，具有可塑性強(qiáng)、易于鍛造、密度低、耐高溫性能好等優(yōu)點(diǎn)[4]。目前國內(nèi)外對(duì)2A70鋁合金的研究主要集中在加工工藝[5-7]、微觀組織[8-9]、力學(xué)性能[10-11]等方面，而關(guān)于疲勞特性的研究較少。

為明確2A70高強(qiáng)鋁合金的疲勞性能，本文開展了2A70鋁合金應(yīng)力比＝-1、溫度＝25℃、150℃的高周軸向拉壓疲勞試驗(yàn)。以微觀組織觀察結(jié)果為基礎(chǔ)，結(jié)合試驗(yàn)－曲線和典型斷口觀測，確定了2A70不同溫度下的疲勞極限和溫度對(duì)疲勞特性的影響，明確了2A70高周疲勞失效模式和失效機(jī)理。

1 材料及實(shí)驗(yàn)方法

1.1 材料及試樣

本文研究材料為2A70高強(qiáng)鋁合金，未進(jìn)行特殊熱處理，其化學(xué)成分如表1所示。

高周疲勞試驗(yàn)所用試樣為沙漏狀，具體尺寸如圖1所示。試樣加工時(shí)要求盡可能少地產(chǎn)生表面硬化及表面殘余應(yīng)力。試驗(yàn)開始前，用400～2000號(hào)砂紙，沿試件軸向進(jìn)行打磨至其表面粗糙度低于0.32 μm。

表1 2A70鋁合金化學(xué)成分

1.2 金相制樣與高周疲勞試驗(yàn)方法

取金相樣品若干，依次進(jìn)行粗磨、精磨、拋光，然后使用混合酸溶液（硝酸5%＋氫氟酸17%＋水78%）對(duì)試樣表面進(jìn)行腐蝕，最后利用LEICA DM6M光學(xué)顯微鏡（OM，Optical Microscope）進(jìn)行微觀組織觀測。

使用QBG-100高頻率疲勞試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行軸向加載疲勞試驗(yàn)，設(shè)置試驗(yàn)應(yīng)力比＝-1，溫度分別為25℃與150℃，加載頻率約80 Hz，試驗(yàn)裝置如圖2所示。疲勞試驗(yàn)結(jié)束后，選取典型疲勞斷口，先用超聲波清洗，然后用JSM-6610LV掃描電子顯微鏡對(duì)其進(jìn)行觀測及拍攝，并對(duì)其疲勞失效模式及疲勞失效原因進(jìn)行分析。

圖1 疲勞試樣的形狀及尺寸（單位：mm）

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 微觀組織

不同鋁合金在加工和熱處理過程中，由于化學(xué)成分的差異，會(huì)形成各種不同的相，合金中相的種類、含量和尺寸等都會(huì)對(duì)合金的力學(xué)和疲勞性能產(chǎn)生影響[12]。材料微觀組織研究是疲勞性能研究的基礎(chǔ)，為此，首先對(duì)2A70金相試樣進(jìn)行了觀測和分析。

圖2 高頻疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)

圖3 2A70金相微觀組織

2.2 疲勞S－N曲線

通過試驗(yàn)得到2A70鋁合金應(yīng)力比＝-1兩種溫度下（25℃、150℃）軸向加載高周疲勞－曲線，如圖4所示。試驗(yàn)點(diǎn)通過梯級(jí)試驗(yàn)法得到，兩種溫度下，疲勞壽命都隨著加載應(yīng)力幅的降低而增大。其中，常溫條件下，當(dāng)應(yīng)力幅降低到150 MPa時(shí)，出現(xiàn)了壽命N＞2×107的超長壽命點(diǎn)。在Semi-log坐標(biāo)系下，疲勞壽命隨應(yīng)力幅下降基本呈現(xiàn)線性增加的趨勢，采用最小二乘法對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)點(diǎn)進(jìn)行線性擬合，得到25℃和150℃時(shí)2A70的－曲線方程分別為：

(25℃)＝－34.6×log()＋395.0

(150℃)＝－41.8×log()＋380.6

根據(jù)傳統(tǒng)疲勞設(shè)計(jì)的無限壽命準(zhǔn)則，認(rèn)為材料的疲勞壽命超過107時(shí)，達(dá)到疲勞極限，結(jié)合－曲線方程可以計(jì)算得到25℃和150℃時(shí)2A70的疲勞極限分別為150 MPa和90 MPa。

圖4 兩種溫度下2A70的S－N曲線

對(duì)比常溫25℃和高溫150℃下的兩條－曲線，可以看到溫度對(duì)2A70的疲勞性能有明顯影響。與25℃疲勞試驗(yàn)結(jié)果相比，150℃條件下，2A70在相同應(yīng)力幅下的疲勞壽命大幅下降。主要原因在于，隨著溫度的升高，2A70鋁合金的屈服強(qiáng)度逐漸下降[13]，尤其是當(dāng)溫度達(dá)到100℃以后，材料的屈服強(qiáng)度明顯下降，進(jìn)而導(dǎo)致疲勞性能的下降。對(duì)比兩條曲線的斜率，150℃時(shí)的－曲線斜率更小，這說明，在高溫條件下，材料的疲勞壽命隨應(yīng)力幅的變化更明顯。

2.3 典型斷口觀測

對(duì)試驗(yàn)的全部斷口進(jìn)行了宏觀觀察，發(fā)現(xiàn)所有試件的疲勞失效模式均為表面失效，選取高溫試驗(yàn)與常溫試驗(yàn)典型斷口各一個(gè)，在掃描電鏡（SEM，Scanning Electron Microscope）下進(jìn)行觀測。

圖5為2A70應(yīng)力幅＝150 MPa的高溫疲勞斷口SEM觀測結(jié)果。從圖5（a）中可以看到，此斷口存在三個(gè)具有明顯邊界的區(qū)域，分別為裂紋萌生區(qū)、擴(kuò)展區(qū)和瞬斷區(qū)。其中，裂紋萌生區(qū)最光滑，其次是擴(kuò)展區(qū)，瞬斷區(qū)最粗糙，這體現(xiàn)了三個(gè)階段裂紋擴(kuò)展速率的差異。循環(huán)加載的初始階段，鋁合金發(fā)生循環(huán)硬化，塑性變形不斷累積，微裂紋逐漸形成，由于微裂紋尺寸小、裂紋擴(kuò)展緩慢，裂紋萌生區(qū)整體看起來比較光滑。當(dāng)微裂紋擴(kuò)展到一定尺寸，發(fā)展成為宏觀裂紋，以裂紋萌生區(qū)為中心，呈放射狀向四周穩(wěn)定擴(kuò)展。與裂紋萌生階段相比，裂紋在穩(wěn)定擴(kuò)展階段的擴(kuò)展速率明顯加快，形成的裂紋擴(kuò)展區(qū)也更為粗糙。當(dāng)擴(kuò)展區(qū)的面積增大到一定尺寸后，試件的實(shí)際承載面積已經(jīng)變得相當(dāng)小，材料剩余部分的強(qiáng)度無法承受循環(huán)載荷，裂紋失穩(wěn)擴(kuò)展，試件迅速斷裂，最終形成粗糙的瞬斷區(qū)。在瞬斷區(qū)內(nèi)可以觀察到明顯的韌窩。

為深入探究2A70鋁合金在不同階段的失效機(jī)理，選取了裂紋擴(kuò)展區(qū)和萌生區(qū)的特定位置進(jìn)行局部放大，如圖5（b）（c）所示。裂紋擴(kuò)展區(qū)內(nèi)觀察到了大量的河流花樣和解理臺(tái)階，由此可以推斷，2A70鋁合金150℃條件下高周疲勞的斷裂模式主要為解理斷裂。一方面，由于鋁合金的晶粒取向不規(guī)則，在循環(huán)載荷的加載過程中，鋁合金晶粒發(fā)生的解理形成的解理裂縫會(huì)在不同的結(jié)晶面上開裂，這些裂縫互相交錯(cuò)，就會(huì)形成河流花樣；另一方面，由于不同的解理面高度互異，便會(huì)形成解理臺(tái)階。裂紋萌生區(qū)可以觀察到明顯的次表面夾雜，以夾雜為中心，裂紋呈放射狀擴(kuò)散，由此推斷，裂紋從次表面夾雜周圍開始萌生。與此同時(shí)，萌生區(qū)內(nèi)也可以觀察到解理臺(tái)階，進(jìn)一表明2A70疲勞失效過程中主要發(fā)生解理斷裂。

為明確溫度對(duì)2A70疲勞失效過程的影響，選取相同加載應(yīng)力下的常溫疲勞斷口，與高溫?cái)嗫谶M(jìn)行對(duì)比分析，如圖6所示。從區(qū)域劃分上來說，常溫?cái)嗫谂c高溫?cái)嗫谝粯樱卜譃榱鸭y萌生區(qū)、擴(kuò)展區(qū)和瞬斷區(qū)。但從各個(gè)區(qū)域面積占整個(gè)斷口面積的比例來看，常溫?cái)嗫诘牧鸭y萌生區(qū)和擴(kuò)展區(qū)所占比例更大，瞬斷區(qū)所占比例更小。常溫條件下，試件的疲勞壽命大大增長，裂紋在萌生區(qū)和擴(kuò)展區(qū)經(jīng)歷的循環(huán)數(shù)相應(yīng)大幅度增長，使這兩個(gè)區(qū)域的面積增大。除此之外，在相同應(yīng)力條件下，常溫?cái)嗫诘乃矓鄥^(qū)更小，這說明2A70鋁合金的斷裂韌度隨溫度變化，且溫度越高，斷裂韌度越小。在常溫?cái)嗫诘臄U(kuò)展區(qū)中同樣觀察到了大量的河流花樣，萌生區(qū)內(nèi)也發(fā)現(xiàn)了夾雜，由此可見，常溫條件下2A70的斷裂模式與高溫相同，裂紋都是先從次表面夾雜處萌生，向四周擴(kuò)展，過程中伴隨著大量的解理斷裂。

3 結(jié)論

（1）高溫條件下，2A70鋁合金的疲勞性能明顯下降，25℃和150℃時(shí)的疲勞極限分別為150 MPa和90 MPa；

（2）2A70鋁合金高周疲勞失效全部為表面失效，裂紋萌生于次表面夾雜，其斷口都可以分為裂紋萌生區(qū)、擴(kuò)展區(qū)和瞬斷區(qū)，三個(gè)區(qū)域粗糙度差別明顯，可見明顯分界線；

（3）2A70鋁合金斷口上可觀察到大量河流花樣和解理臺(tái)階，其高周疲勞斷裂模式主要為解理斷裂。

圖5 2A70高溫疲勞斷口SEM觀測結(jié)果（150℃、R＝-1、σa＝150 MPa、Nf＝486500）

圖6 2A70常溫疲勞斷口SEM觀測結(jié)果（25℃、R＝-1、σa＝150 MPa、Nf＝1907800）

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Study on the Fatigue Properties of 2A70 High-Strength Aluminum Alloy

ZHOU Siqi1，ZHANG Hong1，WU Xintao2

(1.School of Mechanical Engineering, Beijing Institute of Technology, Beijing 100081, China; 2.China North Engine Research Institute, Tianjin 300400, China)

In order to investigate the fatigue properties of 2A70 high-strength aluminum alloy, a high cycle fatigue test with stress ratio=-1 and temperature=25℃ and=150℃ was carried out. Combined with microstructure observation, stress-life () curve and typical fracture observation, the fatigue properties of 2A70 was investigated and the influence of temperature was analyzed. The results show that the fatigue properties of 2A70 high-strength aluminum alloy decrease with the increase of temperature, and the fatigue limit is 150 MPa and 90 MPa when the temperature is 25℃ and 150℃, respectively. The surface failure occurs at both room temperature and high temperature, and the crack initiates at the subsurface inclusions. The main fracture mode of 2A70 in the process of fatigue loading is cleavage fracture, and a large number of river patterns and cleavage steps can be observed on the fracture surface.

2A70 aluminum alloy；microstructure；curve；fatigue failure mechanism

TH142.2

A

10.3969/j.issn.1006-0316.2020.05.007

1006－0316 (2020) 05－0040－05

2019－11－15

周思奇（1996－），男，湖南長沙人，碩士研究生，主要研究方向?yàn)闄C(jī)械材料與結(jié)構(gòu)的疲勞可靠性，E-mail：bitzhousq@163.com。