多位損傷鋁合金平板剩余強度分析

何衛(wèi)平 丁永志 慕仙蓮 劉元海 王浩偉 韋利軍

摘要：針對飛機鋁合金結(jié)構(gòu)出現(xiàn)的多位損傷（MSD）問題，本文開展了含多位損傷鋁合金平板試樣的剩余強度試驗研究。采用工程常用的8種不同剩余強度準則對MSD試樣的剩余強度進行預測，并與試驗結(jié)果進行對比，以評價各項預測準則的準確性。研究顯示，對于本試驗選用的材料和試樣形式，Swift準則和平均應力準則相比其他準則取得了較好的預測效果，這兩種準則可適用于含多種裂紋形式飛機鋁合金結(jié)構(gòu)剩余強度的分析，為飛機結(jié)構(gòu)及安全性評估提供指導。

關鍵詞：多位損傷；剩余強度；鋁合金；斷裂準則

中圖分類號：V215.6文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.04.009

基金項目：航空科學基金（2018ZF05015）

鋁合金具有密度小、比強度高、耐蝕性好、易加工等優(yōu)點，廣泛應用于航空航天領域，是飛機結(jié)構(gòu)的主要用材[1-4]。隨著飛機服役年限增加，鋁合金結(jié)構(gòu)在高應力集中區(qū)會產(chǎn)生小裂紋，這些裂紋逐漸積累并擴張形成疲勞損傷，在結(jié)構(gòu)處呈現(xiàn)出多位損傷（multiple side damage， MSD）形式，對于老齡飛機更為嚴重，給飛機帶來巨大安全隱患。MSD經(jīng)常出現(xiàn)在機翼壁板的緊固件位置處，當試樣出現(xiàn)MSD后，其剩余強度會比通過材料靜力性能計算出的剩余強度有大幅度下降。由于這些裂紋損傷的相互影響及耦合作用，裂紋會擴展，相鄰的裂紋連接在一起形成更大的裂紋，導致結(jié)構(gòu)剩余強度迅速降低，承載能力急劇下降，引起飛機災難性破壞[5-6]。因此，有效預測鋁合金結(jié)構(gòu)剩余強度十分重要，對MSD的研究成為非常關鍵的問題。國外對MSD試樣剩余強度分析大多起初是基于有限元分析方法，該方法雖對MSD裂紋的應力強度因子及剩余強度的計算有效，但有限元的方法建模費人費時[7]。為此，國內(nèi)外研究者提出了多種多位損傷結(jié)構(gòu)剩余強度分析的工程近似計算方法和準則，如凈截面失效準則、斷裂力學準則、塑性區(qū)貫通（Swift）及其修正準則、裂紋尖端張開角（crack tip opening angle， CTOA）/裂紋尖端張開位移（crack tip opening displacement， CTOD）準則、平均應力準則和平均位移準則等[8-14]，并開展了相關試驗，這些準則能對多位損傷結(jié)構(gòu)的剩余強度進行較好分析，在一定程度上可評價試樣壽命。但由于剩余強度分析準則種類多，分析結(jié)果受試驗件材料及結(jié)構(gòu)影響大，采用這些準則預測的結(jié)果往往與試驗結(jié)果存在偏差，很難評價多位損傷結(jié)構(gòu)的真實壽命，尤其老齡化飛機。本文針對飛機特定結(jié)構(gòu)，設計了兩種試驗件，開展含多位損傷鋁合金平板試樣的剩余強度研究，將試驗與理論相結(jié)合，把各準則預測結(jié)果與試驗結(jié)果相對比，篩選出適用于飛機鋁合金結(jié)構(gòu)剩余強度的分析準則，可較真實地評價鋁合金壽命，對飛機安全性評估至關重要。

1試驗

1.1試驗件及類型

兩種類型的試驗件形式，分別為5孔預制主裂紋試樣（F試樣）和5孔預制均勻裂紋試樣（Y試樣），試驗件尺寸及結(jié)構(gòu)形式如圖1所示。兩種試驗件寬W=180mm，高H=490mm，孔徑d=6mm。F試樣在中心孔兩邊線切割2mm長裂紋，其余孔邊線切割1mm長裂紋；Y試樣在所有孔邊線切割1mm的等長裂紋。

1.2性能測試

剩余強度測試設備采用MTS 810 2.5T液壓伺服疲勞試驗機。試驗初始時進行一定循環(huán)的等幅疲勞試驗，使各孔邊線切割裂尖處形成MSD裂紋，最后以0.05kN/s的速率不斷增加載荷對試樣進行拉伸直至試樣斷裂，記錄試樣失效時的最大載荷。

2結(jié)果與討論

2.1剩余強度試驗結(jié)果

兩種試樣的最終裂紋長度和相應的剩余強度試驗結(jié)果見表1和表2。

2.2預測結(jié)果與試驗結(jié)果比較

目前，已經(jīng)發(fā)展了多種針對MSD平板失效預測的斷裂準則，本文選用8種工程常用的MSD平板試樣剩余強度預測準則，這些準則包括斷裂力學準則、凈截面失效準則、塑性區(qū)貫通（Swift）及其修正準則、裂紋尖端張開角（CTOA）/裂紋尖端張開位移（CTOD）準則，平均應力準則、平均位移準則。

大多數(shù)鋁合金的斷裂強度與其典型凈截面的屈服強度有關，而凈截面失效分析方法正是根據(jù)該基本工程建立的。凈截面屈服準則[11-12]的失效與結(jié)構(gòu)面上承受載荷的材料量有關，因此，它是材料屈服強度、缺陷數(shù)量的函數(shù)。失效載荷Pnet是使得凈截面應力等于或超過材料屈服強度的載荷，可通過式（2）計算。

基于CTOA/CTOD準則[9-11]的估算方法認為，當裂紋尖端材料達到最大允許塑性變形時，裂紋就會向前擴展，而裂紋尖端的應變可以用裂紋尖端張開角（CTOA）或裂紋尖端張開位移（CTOD）來描述。當裂紋尖端張開角或張開位移達到某一特定數(shù)值時，裂紋就向前擴展。根據(jù)測量的CTOA或CTOD值，結(jié)合應力強度因子計算可以獲得結(jié)構(gòu)的剩余強度值。

Jeong和Brewer認為Swift準則沒有考慮裂紋尖端引起的應力場的干涉，也沒有考慮材料具有一定承受塑性變形的能力（不僅是屈服）。Jeong和Brewer提出的試樣失效判據(jù)為：外載荷作用下，主裂紋與其臨近MSD裂紋間的韌帶承受的應力等于材料的拉伸極限強度，并提出了平均位移準則[14-15]和平均應力準則[12-13]。試樣失效前，裂紋尖端韌帶的應力均勻地等于材料的拉伸極限載荷，在遠端應力s與裂紋面載荷共同作用下MSD尖端之間的裂紋面平均位移為0。

試樣的剩余強度試驗結(jié)果和不同準則的預測結(jié)果見表3、圖2和圖3。其中，Pnet為凈截面準則預測結(jié)果；PKAPP為斷裂力學準則預測結(jié)果；Pswift為Swift塑性區(qū)貫通準則預測結(jié)果；PMod1和PMod2為改進的塑性區(qū)貫通準則預測結(jié)果；Pavgd為平均位移準則預測結(jié)果；Pavgst為平均應力準則預測結(jié)果；PCTOD為CTOA/CTOD準則預測結(jié)果。

試樣的剩余強度試驗結(jié)果和不同準則預測結(jié)果的相對誤差如圖4和圖5所示。

從對比結(jié)果可以看出，對于本試驗采用的2024-T62鋁合金2.0厚板材和試樣形式，凈截面失效準則和斷裂力學準則評估方法簡單，但評估結(jié)果偏危險，預測誤差較大。CTOA/CTOD準則的計算誤差較大，并且是材料厚度的函數(shù)，工程應用受到了限制。塑性區(qū)貫通（Swift）及其修正準則是目前工程應用最為廣泛的準則，對于本材料，Swift準則的誤差最小，但針對其他材料所建立的修正模型應用到本材料時的相對誤差卻較大。平均應力準則和平均位移準則發(fā)展較晚，尤其是平均應力準則應用到本材料時的累計誤差較小，但還有待通過更多的試驗來驗證。平均位移準則誤差相對較大，而且計算復雜。

3結(jié)束語

通過8種工程常用的剩余強度準則對2024-T62鋁合金兩種典型5孔多裂紋試樣進行了剩余強度分析，從驗證結(jié)果可以看到，對于本試驗選用的材料和試樣形式，Swift準則和平均應力準則都取得了較好的預測效果。尤其是Swift準則應用廣泛，在多種材料和構(gòu)型都得到了較好的應用和驗證，是多位置損傷剩余強度較為理想的評估準則，平均應力準則有待通過試驗進一步驗證。對于本試驗選用的材料和試樣形式，凈截面失效準則、斷裂力學準則、CTOA/ CTOD準則、平均位移準則的誤差相對較大。

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Analysis on Residual Strength on Aluminum Alloy Plate with Multiple Site Damage

He Weiping，Ding Yongzhi，Mu Xianlian，Liu Yuanhai，Wang Haowei，Wei Lijun

Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Structural Corrosion Prevention and Control，China Special Vehical Research Institute，Jingmen 448035，China

Abstract： Aiming at the multiple side damage （MSD） problem of aircraft aluminum alloy structure， the residual strength test study of aluminum alloy flat specimens containing multiple damages are carried out. Eight different residual strength criteria commonly used in engineering are used to predict the residual strength of MSD specimens and compare them with the test results to evaluate the accuracy of the prediction criteria. The results show that for the materials and sample forms selected in this experiment， the Swift criterion and the average stress criterion have achieved better prediction results than other criteria. These two criteria are applicable to the analysis of the residual strength of aircraft aluminum alloy structures with multiple crack forms， and provide guidance for aircraft safety assessment.

Key Words： multiple site damage； residual strength； aluminum alloy； failure criterion