探究航空材料疲勞損傷失效試驗

張揚 方坤 胡勇

摘要：航空材料在使用過程中，總是會因為疲勞而導致部件失效。為了更好地對航空材料使用壽命的進行預測，開展航空材料疲勞損傷試驗，分析相關試驗數據。優(yōu)化航空材料壽命預測數據模型，減少航空工業(yè)領域因材料疲勞導致的機械失效，延長材料的使用壽命。

關鍵詞：航空材料;疲勞損傷;失效實驗;探究

現在對航空材料的疲勞的研究已經深入到了一定領域，如疲勞裂紋的產生、裂紋的擴展和斷裂的特征等。近年來，隨著國內外對航空工業(yè)材料疲勞問題的更加重視，許多組織專門組建了相關研究機構，并定時組織研討會，對航空飛機的損傷情況進行調查和維修。我國在對航空材料疲勞問題的研究上，也逐漸加大研究力度，并取得了一定的成果。但是通過對傳統(tǒng)試驗手段的多次試驗，發(fā)現過程中試驗耗資過大、時間周期過長等問題。在傳統(tǒng)的試驗手段中，改變思路，在保證試驗精度的前提下，對傳統(tǒng)試驗手段進行簡化升級，提高試驗機制。

一、載荷譜疲勞試驗

航空飛機在飛行過程中，大氣中的陣風方向與速度是不斷變化的，飛機不同的陣風中飛行時，飛機不同鋼結構的載荷程度各不相同。面對復雜多變的自然環(huán)境，試驗設計只能通過大量的飛行實測數據進行統(tǒng)計和分析，民航運輸飛機咋I正常的飛行過程中，隨機陣風疲勞載荷譜是嚴重的情況之一，最大的載荷循環(huán)是由地到空在到地的周期，面對最大的載荷循環(huán)，飛機結構的疲勞損傷也是最嚴重的。材料在低于屈服強度循環(huán)應力作用下，產生的疲勞過程叫做高周疲勞。根據試驗需要，設計不同的應力控制，得出多樣數據進行分析。試驗中，由于飛機的種類多樣性和飛機本身材料的多樣化，采用個體代表整體的設計方案，如運輸類飛機采用機翼翼面所承受的疲勞載荷試驗方案。采用典型任務剖面代表整個試驗模型，從不同個剖面的數據推到整架飛機在實際使用過程的情況，制定飛行載荷譜。在試驗設計中，將試驗運輸飛機的飛機部件劃分為不同的剖面，在經過多次不同的飛行任務之后，得出載荷次序數據。在試驗參數的設計上，需要波形、頻率、控制方式、應力均值和失效判斷這五個具體參數。載荷譜疲勞試驗中，根據載荷譜循環(huán)的數據，可以得出不同的載荷譜下循環(huán)數量和飛行疲勞的使用，在對疲勞壽命的預測值計算中，部分材料性能足夠適用于頻繁拉壓的航空部件中。在每個地空地的循環(huán)飛行任務中，材料的區(qū)服強度都在陣風載荷的應力水平之上，因此，造成的疲勞損傷很小。在低于載荷水平之下的情況中，因為沒達到材料的疲勞極限，所以不會造成材料的損傷。

二、低周疲勞試驗

當載荷水平超過屈服應力時，并且循環(huán)壽命短的疲勞過程即為低周疲勞。部分航空材料在實際的使用中，會出現載荷循環(huán)未達到極值，但是材料卻會失效的情況。材料在過屈服狀態(tài)下，應變變程會更大。低周循環(huán)應變疲勞是對應變和壽命的兩者關系進行研究和預測，將總應變幅分解為彈性應變幅和塑形應變幅，找出低周循環(huán)應變疲勞的曲線對數坐標關系，可以得出套型應變幅和塑形應變幅與壽命的線性關系。低周疲勞的循環(huán)周次短，試驗根據具體情況，設置不同的波形類型。在試驗的流程中，要提前準備好試樣，記錄試樣尺寸，在試驗機上裝夾鋼試樣，安裝引伸計，設置測試方法，測試結束后取下引伸計并讀取試驗數據，根據試驗數據繪制疲勞曲線和滯后環(huán)曲線。試驗設計的參數同樣需要波形、頻率、控制方式、應變均值、應變幅值、失效判據等七個具體參數數據。在低周疲勞試驗中，循環(huán)周次的變化會帶來材料彈性模量的變化，在疲勞壽命預測模型中，拉伸遲滯能損傷函數法的顯示中，當疲勞壽命無限接近于無窮大時，遲滯能參量為零。

三、顯微硬度試驗

在進行疲勞試驗后，對疲勞試驗進行取樣，通過對不同應變幅疲勞對材料硬度變化產生的影響觀察，叫顯微硬度測試。近表面的裂紋起源受到循環(huán)載荷，硬度值上升，近截面的中心部位受到的循環(huán)載荷少于起源區(qū)，硬度值升高不明顯。在試驗流程中，選擇合適的點作為零點，在低倍物鏡下觀察壓痕的生成，再轉到高倍物鏡下記錄壓痕尺寸，中心方向的硬度測試點的取樣要間隔相等的距離。顯微硬度試驗中，材料會因為疲勞產生的循環(huán)加載，造成力學性能分布不均勻的情況，在疲勞斷口處，會更加明顯。通過對材料斷口硬度值的變化，可以推導出材料斷口硬度值，隨著距離變化而變化。經過顯微硬度試樣，在觀察大量的試驗數據后，可以很明顯地看出，斷口硬度指隨著徑向距離成正比關系，而在相鄰位置的斷口，硬度變化則不大。斷口硬度值和側面位置的關系，因為疲勞產生的循環(huán)加載會對當前區(qū)域起到強化作用，在取樣后發(fā)現，疲勞加載對斷口在側面位置上的影響并不大。低周疲勞會引起斷口附近的材料發(fā)生強化現象，原始材料在經過疲勞實驗過程后，硬度值與初始狀態(tài)比對時，會明顯升高。

四、結束語

通過對航空材料進行不同方式的疲勞損傷試驗后，不同應變幅值疲勞斷口徑向硬度值沿著近中心的位置至邊緣位置，呈現波動增大的趨勢;不同應變幅值疲勞斷口軸向硬度值與距斷口的距離變化關系不大。在不同的疲勞損傷試驗后，建立損傷失效試驗和使用壽命的數學模型，對現有的理論和方法進行不斷地深入研究，不斷完善現有數據模型，為我國航空科學研究貢獻力量，推動我國航空事業(yè)的發(fā)展。

五、參考文獻

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