航空鋁合金材料疲勞額定強度試驗研究

陸宇浩 金 鋒 戴 軍

（ 上海華測品正檢測技術有限公司 航空材料測試中心，上海201114）

航空飛行器在運轉(zhuǎn)的過程中因持續(xù)受到周邊環(huán)境施加的力的作用而造成不同程度的損傷，如果航空飛行器材質(zhì)的疲勞強度低，在后續(xù)使用過程中將會出現(xiàn)安全使用期限短、可靠性低的問題[1]。 而航空飛行器制造材料中的鋁合金的具體元素成分以及疲勞額定強度值大小對該類型材料投入量產(chǎn)、應用及可靠性都將有十分重大的關聯(lián)。 因此， 對航空飛行器制造材料中的鋁合金細節(jié)疲勞額定強度進行測試，對航空飛行器在運行過程中的安全及為行業(yè)后期進行更高規(guī)格的科學研究都具有重大意義和實用價值。

1 航空鋁合金材料疲勞強度研究現(xiàn)狀及需求

1.1 發(fā)展現(xiàn)狀

現(xiàn)代航空飛行器在機身材料的選擇上， 不僅需要考慮靜強度和抗腐蝕性，為了提高經(jīng)濟節(jié)能和可靠性問題，還需重點考慮機身材料自身的重量及疲勞壽命。 如減輕機身重量可以減少燃油和碳排放，還可以提高航空飛行器的可操作性。

1.2 應用需求

通過對航空飛行器機身材料疲勞壽命的測算試驗， 可以得出較為準確的預計航空飛行器機身材料的疲勞壽命，能夠有效避免航空飛行器因超期服役而產(chǎn)生的事故。 此外， 通過對航空飛行器機身材料化學成分的測定及疲勞壽命的測算，還可以為后續(xù)材料升級試驗提供參考。

2 DFR 試驗試樣制備

2.1 試樣樣式設計思路

本次試驗采取缺口試樣方案。由于缺口的問題，造成了試樣存在幾何不連續(xù)性，因此在試樣缺口根部及其附近產(chǎn)生了很大的應力、應變集中，從而影響構件的彈性變形、塑性變形和斷裂。在交變載荷作用下，由于應力集中的存在，疲勞裂紋往往首先起始于構件的缺口部位，并在以后的循環(huán)應力作用下裂紋逐漸擴展，最后導致整個構件的疲勞斷裂。 另外，實際材料中的裂紋、夾雜物等缺陷的應力集中效應往往也可以通過缺口分析來解決，因此制備缺口試樣是一種很好的選擇。

2.2 試驗件制備

第一，確定試樣尺寸。 將2XXX-T3 系鋁合金在板材上切取寬度為40mm、厚度為1.6mm 的試樣，沿試樣長度向平行于板材方向軋制，按照相關規(guī)范，預制缺口。 制備試樣符合下面指標：a.敲擊缺口試樣尺寸b1 誤差小于0.15mm， 試樣尺寸h1 誤差小于0.1mm；b.銼削缺口試樣尺寸b2 誤差小于0.35mm，試樣尺寸h2 誤差小于0.05mm。 分為8 組，共60 件試樣。

為了確保試驗的精度，定制專用雙工位真空吸盤夾具（ 合金和表面處理系數(shù)試驗件），為避免劃傷工件，采用橡膠圈密封。依據(jù)設計要求采用非接觸測量方式進行尺寸檢查光潔度測量，確保試樣各參數(shù)符合試驗要求。采用放大倍率為20 倍的光學顯微鏡檢查試樣兩面，50 倍率下檢查試樣邊緣是否存在磕傷。

第二，成分（ 各元素質(zhì)量分數(shù)）和力學性能檢測。 得出試驗材料2XXX-T3 系鋁合金具體的組成成分，制定防腐蝕措施。 由于ICP 光譜法檢測具有數(shù)據(jù)精準度高、 無需其他元素輔助，且2XXX-T3 系鋁合金中各元素之間的波長具有較大的差異，其中Zn213.9nm、Cr 波長約為357.9 nm 等，故本次化學成分的檢測方法采用了ICP 光譜法進行。加工后對試樣進行清洗干燥處理，采用激光打標機在試樣夾持端兩頭分包打標， 標記號為試樣編號流水號，確保試樣唯一性標示。 該材料的組成成分見表1。

表1 材料組成成分表（ 質(zhì)量分數(shù)）

第三，殘余應力的表征。 為驗證2XXX-T3 系鋁合金加工進行工藝1- 工藝4 時， 其在不同工序下殘余應力的情況， 使用X-RaY 衍射法對試樣加工后的殘余應力進行了測量。

研究認為金屬構件中的殘余應力能夠起到延緩構件裂紋的萌生與擴展作用，進而對疲勞壽命有效提升。8 種試樣在應用該種工藝進行應力驗證時，表現(xiàn)均相對平穩(wěn)。 采用工藝1 時，各試樣的應力值普遍較大，最大可達-588MPa（ 負值為代表正應力方向），應力值最小為工藝4，最小值為-29MPa。

3 基于DFR 法的疲勞試驗方法

3.1 DFR 法

DFR 法是波音公司通過對眾多航空飛行器試驗分析而發(fā)明的一種測試試驗方法，因為其具有快速、可靠的特性，而被行業(yè)廣泛應用，是當前較為科學、合理的工程實踐方法。 而該方法進行疲勞測算的可靠性來源于能夠準確計算緊固件的荷載分布，避免計算時發(fā)生的噪聲影響， 進而求出準確應力。 計算中的DFR 值選取標準S-N 曲線法進行。

3.2 試驗環(huán)境及參數(shù)設定

本次對航空飛行器機身材料2XXX-T3 系鋁合金細節(jié)疲勞額定強度測試選擇使用MTS 10 噸電液伺服低頻疲勞試驗機來完成，10 噸疲勞試驗機最大靜載荷為±100kN，動態(tài)載荷為±100kN，靜態(tài)載荷誤差≤±1%，動態(tài)載荷誤差≤±3%。

試驗載荷波形為正弦波，應力比R=0.06。試驗加載頻率設定為10Hz～20Hz，每組試驗件的頻率必須保持一致。對中檢查使用數(shù)據(jù)采集箱e-DAQ 和應變片，采集試驗件表面的應變值，來計算試驗件對中度是否滿足要求。應變片使用BE-120-3AA，標準電阻值：120Ω。

本著對試驗嚴謹負責的態(tài)度，嚴格按照試驗流程進行，試驗結(jié)束后對每一組試驗數(shù)據(jù)進行比對。按照weibull 分別計算出60 件試樣的特征壽命，為了保證試驗的可靠度，需要選取合適的應力水平（如試驗件壽命在（1～5）×105次之間，則可繼續(xù)在這一應力水平下重復試驗或在80%Smax～120%Smax 之間微調(diào)試驗應力重復試驗，可重復3 根試樣件，根據(jù)3 根試樣的結(jié)果確定正式試驗應力），使每組試驗的特征壽命的有效值不少于5 個。

4 試驗結(jié)果與討論

4.1 疲勞試驗壽命值探討

本次試驗最大應力為100MPa 和最小應力為6MPa 時，八組缺口試樣的壽命值。疲勞壽命在平均值處上下波動，數(shù)值分布在250000-450000 次之間。

根據(jù)表2 經(jīng)計算可得到八次疲勞試驗的統(tǒng)計學數(shù)據(jù)中平均值為308308.3，標準差為64837.58，變異系數(shù)為0.210301。

表2 缺口試樣八次疲勞壽命的統(tǒng)計學相關參數(shù)

其中變異系數(shù)為0.210301，說明測試數(shù)據(jù)的離散程度較低，試樣件性能較為穩(wěn)定，低于0.25，符合預定目標。

4.2 試驗標準的DFR

本次試樣中細節(jié)疲勞額定強度（DFR）計算選用的是單點法計算，其計算式如下：

經(jīng)計算，疲勞試驗壽命值為450000 時，DFR 值為176.61MPa。

5 疲勞缺口分析

為更加直觀明了的查看2XXX-T3 系鋁合金的疲勞性能，對試驗樣品的缺口部分進行了掃描電鏡觀察，了解試樣在應力條件下斷裂的過程，既可以得出試樣的疲勞類型，還可以推斷出形成疲勞斷裂的因素。

從圖1 電鏡掃描圖片可以看出，截取的試樣斷口可以明顯區(qū)分的組成部分有疲勞源區(qū)、疲勞輝紋、韌窩及金屬間化合物等。在疲勞源區(qū)圖中可以看出，整個疲勞斷口中帶有線狀條帶（疲勞輝紋）的區(qū)域分布最為廣泛，其次是分布于右上角的粗糙區(qū)和左下角的疲勞源區(qū)。斷裂源的具體位置由中線狀條帶、圈狀條帶紋路歸集處所指示。裂紋擴展區(qū)是在應力作用下，裂紋由最開始的密集逐漸張開，形成表面較為光滑、各紋路之間走向一直間距規(guī)則的區(qū)域。韌窩及金屬間化合物斷口表面粗糙，是由于在應力作用下發(fā)生瞬間變形所致，屬于韌性斷裂，亦可以看到斷口中存在大量的空洞。

圖1 電鏡掃描圖

6 結(jié)論

本文從行業(yè)發(fā)展現(xiàn)狀及需求入手，探討出航空鋁合金細節(jié)疲勞額定強度試驗未來將擁有廣闊的市場前景，而DFR 法因其具備快速求出應力值而將成為行業(yè)主流。依托DFR 法制備了試樣及進行了八組缺口試樣的測試，DFR 值為176.61MPa，疲勞壽命在平均值處上下波動，其變異系數(shù)為0.210301，對于要求的0.25，表明該試驗方法有效。