噴丸強(qiáng)化對(duì)Al-Li-XX和2XXX鋁鋰合金疲勞性能的影響

蘇運(yùn)來(lái), 常文魁, 陳先民, 董登科

(中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所, 西安 710065)

近些年，新型輕質(zhì)結(jié)構(gòu)材料一直是航空航天領(lǐng)域關(guān)注和研究的熱點(diǎn)[1]。鋁鋰合金作為一種低密度、高性能的先進(jìn)輕量化結(jié)構(gòu)材料，因具有較高的比強(qiáng)度、比剛度以及優(yōu)良的耐損傷、抗疲勞性能而在航空航天領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用[2-3]，如“大力神”和“Delta”運(yùn)載火箭以及“奮進(jìn)號(hào)”航天飛機(jī)[4]、空客A330/340/380等系列飛機(jī)[5]部分結(jié)構(gòu)均采用了鋁鋰合金，俄羅斯下一代窄體客機(jī)MS-21機(jī)身將由先進(jìn)鋁鋰合金制造，中國(guó)新型民用飛機(jī)C919的部分機(jī)身蒙皮、長(zhǎng)桁、地板梁以及機(jī)身等直段等結(jié)構(gòu)也均采用了先進(jìn)的鋁鋰合金，減重效果明顯，且疲勞性能得到改善[6]。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)在服役過(guò)程中因經(jīng)常承受循環(huán)載荷的作用而發(fā)生疲勞破壞，加之潮濕空氣、SO2和鹽霧等腐蝕環(huán)境會(huì)進(jìn)一步加速其失效破壞。因此，工程中一般通過(guò)表面強(qiáng)化處理來(lái)提高其疲勞性能和抗腐蝕性能，其中表面噴丸強(qiáng)化由于其操作方便、成本低廉、效果顯著、適應(yīng)面廣等優(yōu)點(diǎn)而應(yīng)用最為廣泛，也因此成為中外學(xué)者研究的熱點(diǎn)。徐星辰等[7]研究了噴丸強(qiáng)化對(duì)2060-T8E30鋁鋰合金表面完整性和疲勞性能的影響規(guī)律，發(fā)現(xiàn)合理的噴丸強(qiáng)化工藝可以有效提高其疲勞壽命，過(guò)高或過(guò)低強(qiáng)度的噴丸處理都難以達(dá)到最佳效果。王永軍等[8]對(duì)2196-T8511鋁鋰合金擠壓型材進(jìn)行了噴丸強(qiáng)化試驗(yàn)，并對(duì)沿試件厚度方向殘余應(yīng)力的分布規(guī)律進(jìn)行了研究。Sun等[9]對(duì)2196鋁鋰合金噴丸后的顯微組織演變和力學(xué)性能變化進(jìn)行了研究，通過(guò)掃描電鏡(scanning electron microscope, SEM)對(duì)噴丸后表面狀態(tài)進(jìn)行了分析，并采用X射線(xiàn)衍射法測(cè)定了噴丸引起的殘余應(yīng)力，進(jìn)一步揭示了殘余應(yīng)力分布與噴丸工藝參數(shù)之間的關(guān)系。廖宇等[10]對(duì)某型鋁鋰合金單邊缺口拉伸試樣進(jìn)行了譜載疲勞試驗(yàn)，并對(duì)外加載荷和殘余應(yīng)力場(chǎng)共同作用下的應(yīng)力強(qiáng)度因子和疲勞壽命進(jìn)行研究。Gao等[11-12]研究了噴丸強(qiáng)化對(duì)7475-T7351和7050-T7451鋁合金疲勞性能的影響，發(fā)現(xiàn)7475-T7351鋁合金的裂紋主要萌生在第二相周?chē)?050-T7451鋁合金試樣的疲勞壽命比未噴丸試樣有明顯的提高。Luong等[13]對(duì)激光噴丸強(qiáng)化前后7050-T7451的疲勞性能進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)噴丸強(qiáng)化有效提高了材料的疲勞極限，其強(qiáng)化后試樣的疲勞裂紋萌生于結(jié)構(gòu)件的次表面，而未噴丸試件的疲勞裂紋則萌生于試樣表面。Rodopoulos等[14]研究了噴丸強(qiáng)化工藝對(duì)2024-T351鋁合金高周、低周疲勞壽命以及裂紋擴(kuò)展速率的影響，發(fā)現(xiàn)對(duì)于低周疲勞，噴丸強(qiáng)化可以降低裂紋擴(kuò)展速率，而噴丸強(qiáng)化對(duì)于高周疲勞的增益則主要在于裂紋擴(kuò)展前期的止裂效果。Majzobi等[15]研究了7075-T6鋁合金噴丸強(qiáng)化后微動(dòng)疲勞性能的變化，發(fā)現(xiàn)噴丸強(qiáng)化將試樣的低周微動(dòng)疲勞壽命提高了300%。王幸等[16]針對(duì)噴丸強(qiáng)化后鋁合金中心孔板試件在恒幅載荷和Mini-twist試驗(yàn)譜下開(kāi)展了疲勞試驗(yàn)，并基于試驗(yàn)結(jié)果改進(jìn)了傳統(tǒng)疲勞損傷累積理論，提高了譜載下噴丸強(qiáng)化試樣的疲勞壽命預(yù)估能力。

從已公開(kāi)文獻(xiàn)來(lái)看，盡管有關(guān)噴丸強(qiáng)化的研究很多，但針對(duì)鋁鋰合金噴丸強(qiáng)化的研究偏少，且多數(shù)研究的是噴丸強(qiáng)化工藝參數(shù)對(duì)鋁鋰合金疲勞性能的影響和機(jī)理分析。為了研究新型鋁鋰合金噴丸強(qiáng)化后的疲勞性能增益，設(shè)計(jì)了8組疲勞試驗(yàn)以研究噴丸強(qiáng)化對(duì)不同材料、不同取材方向的試件疲勞性能的影響，并采用細(xì)節(jié)疲勞客定值(detail fatigue rating,DFR)法對(duì)疲勞性能進(jìn)行量化表征及分析，以期為國(guó)產(chǎn)大飛機(jī)的結(jié)構(gòu)選材、疲勞設(shè)計(jì)及工程應(yīng)用提供參考。

1 鋁鋰合金疲勞試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)件

選用新型鋁鋰合金Al-Li-XX和2XXX板材進(jìn)行研究。分別沿這兩種鋁鋰合金的軋制方向(L向)和垂直軋制方向(LT向)進(jìn)行取材及試件加工，試件采用雙邊缺口構(gòu)型，幾何尺寸為290 mm×40 mm×6 mm，如圖1所示。對(duì)部分試件的缺口表面進(jìn)行噴丸處理，并對(duì)所有試樣均進(jìn)行化學(xué)拋光以去除缺口邊緣的機(jī)械加工毛刺和噴丸的丸坑痕跡。

圖1 Al-Li-XX和2XXX鋁鋰合金試驗(yàn)件幾何尺寸Fig.1 Geometry feature of specimens for Al-Li-XX and 2XXX alloys

1.2 試驗(yàn)方法

疲勞試驗(yàn)在INSTRON-8801-100 kN液壓伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行，其靜態(tài)精度為0.5%，動(dòng)態(tài)精度為2.0%。疲勞試驗(yàn)按照《金屬材料軸向加載疲勞實(shí)驗(yàn)方法》(HB 5287—1996)進(jìn)行，采用應(yīng)力控制單向拉伸循環(huán)加載，施加的載荷為應(yīng)力比R=0.06的軸向等幅譜，加載波形為正弦波，頻率f=10 Hz。試驗(yàn)安裝時(shí)保證加載軸線(xiàn)與試驗(yàn)件形心同軸，并對(duì)每件試驗(yàn)件均進(jìn)行尺寸測(cè)量，根據(jù)截面面積對(duì)試驗(yàn)載荷進(jìn)行相應(yīng)調(diào)整，保證同組試驗(yàn)名義應(yīng)力相同。兩種鋁鋰合金的疲勞試驗(yàn)安裝圖如圖2所示。

圖2 疲勞試驗(yàn)安裝圖Fig.2 Installation of specimen for fatigue test

1.3 試驗(yàn)結(jié)果

為了保證后期DFR計(jì)算時(shí)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的有效性，根據(jù)每種材料類(lèi)型、取材方向及噴丸狀態(tài)選擇合適應(yīng)力水平，以盡量保證試件疲勞壽命在1×105～4×105循環(huán)。每組試驗(yàn)的應(yīng)力水平如表1所示，各組疲勞試驗(yàn)的結(jié)果如圖3所示。由于在疲勞試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)兩種鋁鋰合金的試驗(yàn)件在出現(xiàn)1 mm左右裂紋至最終斷裂的時(shí)間很短，裂紋擴(kuò)展壽命基本不到試件總壽命的5%。實(shí)際上，多數(shù)航空鋁合金80%～90%的疲勞壽命都消耗在裂紋長(zhǎng)度小于數(shù)十微米的小裂紋擴(kuò)展階段[17]。因此圖3中的疲勞試驗(yàn)結(jié)果包含了試件的裂紋萌生壽命和裂紋擴(kuò)展壽命，即試驗(yàn)件的疲勞斷裂壽命。

表1 Al-Li-XX和2XXX鋁鋰合金疲勞壽命結(jié)果和DFRTable 1 The fatigue life results and DFR for Al-Li-XX and 2XXX alloy

圖3 鋁鋰合金疲勞試驗(yàn)結(jié)果Fig.3 Fatigue test results for Al-Li alloys

2 鋁鋰合金疲勞特性表征

2.1 基于DFR的疲勞特性表征方法

細(xì)節(jié)疲勞額定值(DFR)是在總結(jié)結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞特性統(tǒng)計(jì)特征的基礎(chǔ)上形成的一種以名義應(yīng)力為參量的疲勞壽命解析分析方法，其參量DFR的基本定義是在95%置信度和95%可靠度的要求下，構(gòu)件在應(yīng)力比R=0.06時(shí)能夠承受N95/95=105次循環(huán)時(shí)所能承受的最大應(yīng)力[18]。從其定義可知，DFR是結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)本身固有的疲勞性能特征值，是一種對(duì)構(gòu)件耐重復(fù)載荷能力的度量，與載荷無(wú)關(guān)[19]。

由文獻(xiàn)[18]可知，DFR與應(yīng)力、可靠性壽命之間的關(guān)系可表示為

(0.47S5-lgN95/95-0.53)-

(1)

式(1)中：σm0為材料常數(shù)；σmax為名義應(yīng)力；S為等壽命曲線(xiàn)的斜率參數(shù)；N95/95為95%置信度和95%可靠度下的疲勞壽命，可根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)按照式(2)求得。

(2)

式(2)中：β為試件疲勞壽命服從雙參數(shù)Weibull分布時(shí)的特征壽命；ST為試件系數(shù)；SC為置信系數(shù)；SR為可靠性系數(shù)。這4個(gè)參數(shù)可由下述方法確定。

疲勞壽命服從雙參數(shù)Weibull分布時(shí)的失效概率及相應(yīng)的可靠度可表示為

(3)

(4)

試件系數(shù)ST用于修正試件與實(shí)際結(jié)構(gòu)在尺寸上的差異，對(duì)于元件級(jí)等幅疲勞試驗(yàn)，可取1.3。

根據(jù)雙參數(shù)Weibull分布規(guī)律，已知形狀參數(shù)α?xí)r，可靠度r與置信系數(shù)SC、子樣數(shù)n之間的關(guān)系滿(mǎn)足：

(5)

(6)

可靠性系數(shù)SR可通過(guò)對(duì)式(3)進(jìn)行變換獲得，即

(7)

2.2 鋁鋰合金的DFR結(jié)果

根據(jù)研究目的不同，試驗(yàn)共設(shè)計(jì)了8組疲勞試驗(yàn)以對(duì)比研究鋁鋰合金材料類(lèi)型、取材方向、噴丸狀態(tài)對(duì)疲勞性能的影響。采用肖維納準(zhǔn)則對(duì)異常試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行篩選，并對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，得到兩種鋁鋰合金的疲勞壽命結(jié)果及DFR如表1所示。需要說(shuō)明的是，在計(jì)算本文兩種鋁鋰合金的DFR時(shí)采用了波音公司對(duì)DFR計(jì)算參數(shù)推薦的許用值[19]：σm0=310 MPa，S=2.0，α=4.0。

3 試驗(yàn)結(jié)果分析與討論

3.1 噴丸強(qiáng)化對(duì)鋁鋰合金疲勞性能的影響分析

從表1可以看出，對(duì)于A(yíng)l-Li-XX合金， L向試件在噴丸的情況下比未噴丸的DFR提高了7.5%，而當(dāng)材料取向?yàn)長(zhǎng)T時(shí)，噴丸與未噴丸試件的DFR基本相同。同樣的規(guī)律也出現(xiàn)在2XXX合金中，其L向噴丸試件比未噴丸試件的DFR提高4.9%，而對(duì)于LT向試件，噴丸強(qiáng)化對(duì)其疲勞性能沒(méi)有影響。

采用中位壽命N50%與概率壽命N95/95的比值N50%/N95/95對(duì)疲勞壽命的分散性進(jìn)行量化表征，可以發(fā)現(xiàn)，噴丸強(qiáng)化會(huì)不同程度地增大試件疲勞壽命的分散性。其中，Al-Li-XX合金L向未噴丸試件疲勞壽命的分散性較小，經(jīng)噴丸強(qiáng)化后疲勞壽命分散性增大5.6%；LT向試件的疲勞壽命分散性相對(duì)較大，經(jīng)噴丸強(qiáng)化后其分散性進(jìn)一步增大，增加了12.4%。對(duì)于2XXX鋁鋰合金，其L向試件在噴丸前后疲勞壽命的分散性相當(dāng)，而LT向試件在噴丸后疲勞壽命的分散性則明顯增大，增加了32.7%。

此外還可以看出， Al-Li-XX合金在未噴丸時(shí)L向試件的DFR比LT向的試件高11.7%，說(shuō)明該鋁鋰合金的疲勞性能表現(xiàn)出一定的各向異性；而對(duì)于2XXX合金，其L向和LT向試件的DFR相差較小，表現(xiàn)出比較明顯的各項(xiàng)同性。

3.2 噴丸強(qiáng)化對(duì)鋁鋰合金疲勞性能的影響機(jī)理

噴丸強(qiáng)化會(huì)在試件表面引入殘余壓應(yīng)力場(chǎng)，并且細(xì)化表面組織結(jié)構(gòu)，從而改善鋁鋰合金的抗疲勞性能，如圖4所示。在壓應(yīng)力強(qiáng)化機(jī)制方面，鋁鋰合金噴丸強(qiáng)化層內(nèi)的殘余壓應(yīng)力與試件承受的外加拉-拉應(yīng)力產(chǎn)生疊加，能夠抵消部分外載荷的拉應(yīng)力，緩解疲勞裂紋的萌生和早期擴(kuò)展，從而提高試件的疲勞性能；在組織強(qiáng)化機(jī)制方面，噴丸強(qiáng)化在鋁鋰合金表面產(chǎn)生的組織細(xì)化和加工硬化有助于阻止位錯(cuò)滑移，進(jìn)而抑制疲勞裂紋的萌生過(guò)程[21]。此外，由于噴丸強(qiáng)化層與基體交接處的殘余拉應(yīng)力與外加拉應(yīng)力相疊加，使得鋁鋰合金在該位置實(shí)際承受的拉應(yīng)力增大，從而導(dǎo)致裂紋在次表面處萌生的概率大大增加，在表面萌生的概率則明顯降低，減小了材料表面缺陷等對(duì)鋁鋰合金疲勞性能的影響，從而一定程度上提高試件的疲勞性能。至于所研究的兩種鋁鋰合金在LT取向時(shí)對(duì)于噴丸強(qiáng)化不敏感的情形，目前還在進(jìn)一步研究中。

圖4 噴丸強(qiáng)化后鋁鋰合金沿厚度方向的應(yīng)力分布示意圖Fig.4 Schematic diagram of stress distribution along thickness direction for Al-Li alloy after shot peening

4 結(jié)論

通過(guò)對(duì)Al-Li-XX和2XXX兩種新型鋁鋰合金開(kāi)展了8組疲勞試驗(yàn)，對(duì)比了相同噴丸強(qiáng)化工藝下不同材料、不同取向試件的疲勞性能增益，并采用DFR法進(jìn)行了量化表征及分析，得到了以下主要結(jié)論。

(1)Al-Li-XX合金在L向材料疲勞性能優(yōu)于LT向，表現(xiàn)出一定的各項(xiàng)異性；2XXX合金在L向與LT向的疲勞性能差別很小，表現(xiàn)出比較明顯的各向同性。

(2)無(wú)論是疲勞性能各向異性的Al-Li-XX合金還是各向同性的2XXX合金，其L向試件經(jīng)噴丸處理后疲勞性能有不同程度的提高，而LT向試件的噴丸強(qiáng)化對(duì)于疲勞性能基本沒(méi)有影響。

(3)兩種鋁鋰合金無(wú)論是L向還是LT向試件，其在未噴丸時(shí)疲勞壽命的分散性較小，噴丸后疲勞壽命的分散性有所增大。