航空金屬材料的損傷機(jī)制與預(yù)測方法

尚曉晴 曾小勤

(上海交通大學(xué)材料科學(xué)與工程學(xué)院，上海 200240)

0 引言

零部件的加工制造與服役是航空飛機(jī)研發(fā)、應(yīng)用中的兩大關(guān)鍵問題，而材料內(nèi)部的損傷演化、斷裂行為對以上過程起著至關(guān)重要的作用。塑性加工的斷裂與服役中疲勞裂紋的形成均可描述為空洞/微裂紋形核、長大、聚合過程，損傷演化行為一方面受到外載荷的影響，另一方面則與材料的微觀組織密切相關(guān)。認(rèn)識損傷的微觀機(jī)理、建立合理的斷裂預(yù)測方法是飛機(jī)零部件合理加工工藝制定及其安全服役的基礎(chǔ)。

航空飛機(jī)的主要承力件為塑性加工的金屬材料，以鋁合金、鈦合金為主。例如，空客A380中鋁合金、鈦合金用量分別占總重量的61%與10%。民用飛機(jī)上的鋁合金主要為2000、6000及7000系，用于發(fā)動機(jī)短艙零件、飛機(jī)管件、機(jī)身蒙皮、起落架等部位。鈦合金則包括α+β相的Ti6Al4V合金、β型Ti-10V-2Fe-3Al以及α相Ti-55，主要用于起落架、引擎艙、尾翼，發(fā)動機(jī)零部件。軋制、沖壓、擠壓等塑性加工方法是制備航空零部件的手段，其過程涉及復(fù)雜的應(yīng)力狀態(tài)，因此塑性成形的損傷研究主要關(guān)注材料在不同應(yīng)力狀態(tài)下的力學(xué)響應(yīng)。以2024鋁合金為例，麻省理工WIERZBICKI團(tuán)隊(duì)開展了11種不同應(yīng)力狀態(tài)的斷裂實(shí)驗(yàn)，基于實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了塑性斷裂建模。

在飛機(jī)的服役過程中，疲勞是影響機(jī)動性、可靠性及安全性的重要因素。目前，對于鋁合金、鈦合金的疲勞已開展了廣泛研究。從微觀機(jī)制上講，鋁合金的疲勞總是與內(nèi)部的第二相、初始空洞有關(guān)，而鈦合金的疲勞則受到晶體取向、滑移行為等因素影響顯著。

本文以典型航空金屬材料為例，對損傷這一加工、服役中的共性問題進(jìn)行綜述，主要關(guān)注損傷的微觀機(jī)制、預(yù)測方法及兩者間的關(guān)聯(lián)性。通過總結(jié)共性的損傷影響因素、不同斷裂預(yù)測方法的優(yōu)缺點(diǎn)，提出航空損傷研究的發(fā)展趨勢和方向。

1 塑性成形的損傷機(jī)制與預(yù)測模型

塑性加工不僅具有“成形”作用，并且能夠改善組織、減少缺陷，被廣泛應(yīng)用于各類承載零部件的加工制造。塑性損傷與應(yīng)力狀態(tài)相關(guān)，拉伸導(dǎo)致空洞長大與縮頸型斷裂，而剪切則使空洞以轉(zhuǎn)向?yàn)橹?，材料發(fā)生剪切斷裂。對于鋁合金2024、6082等航空材料，其抗剪能力劣于抗拉能力。明確不同應(yīng)力條件的損傷機(jī)制，并基于機(jī)制理解建立數(shù)學(xué)描述方法是塑性損傷研究中的關(guān)鍵問題。

1.1 塑性損傷機(jī)制

在微觀機(jī)理上，將塑性斷裂闡述為微空洞的形核、長大與聚合過程?？斩葱魏送l(fā)生在材料內(nèi)的第二相顆粒處，此后，空洞在外載荷的作用下發(fā)生長大、聚合，形成裂紋。基于對塑性損傷與應(yīng)力狀態(tài)關(guān)聯(lián)性的研究，普遍以應(yīng)力三軸度(η)與羅德參數(shù)(L)作為塑性損傷中的關(guān)鍵參量，兩者分別代表了正應(yīng)力、偏應(yīng)力的影響，不同應(yīng)力狀態(tài)下的空洞長大、聚合行為存在差異。UEDA等利用同步輻射分層照相技術(shù)對鋁合金AA2129中的空洞演化進(jìn)行了原位表征，發(fā)現(xiàn)在高應(yīng)力三軸度條件下，空洞發(fā)生明顯長大，并產(chǎn)生縮頸型聚合；而在低應(yīng)力三軸度條件，空洞長大不明顯，而是發(fā)生轉(zhuǎn)向與剪切型聚合，形成傾斜斷口。TANCOGNE DEJEAN等研究了鋁合金2024在剪切加載條件下的空洞演化，發(fā)現(xiàn)空洞體積比的增長主要與空洞形核有關(guān)，而已存在基體內(nèi)的空洞體積基本保持恒定；研究中觀察到了多個空洞的轉(zhuǎn)向行為；對于含夾雜處裂紋的觀察結(jié)果表明，其取向與最大主應(yīng)力方向相近?？斩纯s頸與空洞帶形成是塑性斷裂的兩種主要方式，分別對應(yīng)于拉伸、剪切為主的應(yīng)力狀態(tài)，如圖1所示。

(a) 縮頸 (b) 剪切斷裂圖1 塑性斷裂的主要方式

應(yīng)力狀態(tài)是金屬材料塑性斷裂的外載荷條件，而微觀組織則是損傷形成、擴(kuò)展的內(nèi)部條件。鋁合金的損傷、斷裂行為與材料內(nèi)第二相、夾雜物的存在密切相關(guān)。TAYLOR和SHERRY在關(guān)于鋁合金2024損傷的研究中指出，形狀不規(guī)則的AlCu位置存在應(yīng)力集中，并且由于其斷裂韌性低，在2%～3%這一很小的應(yīng)變水平下即發(fā)生破裂，造成空洞形核。PAPASIDERO等認(rèn)為鋁合金2024內(nèi)空洞的主要形核點(diǎn)是分布在晶界的粗大金屬間化合物(富Al、Cu、Fe、MnSi顆粒)；研究利用原位掃描電子顯微鏡觀察到了第二相的破碎與脫落，并提出兩種形核方式的空洞形狀存在差異。除第二相導(dǎo)致的空洞形核外，TODA等則認(rèn)為材料內(nèi)部含氫微空洞也是塑性斷裂中不可忽視的因素。HANG Su等則利用X射線斷層攝影方法確定了Al-Zn-Mg-Cu中第二相與含氫微孔對其斷裂行為的綜合影響；結(jié)果表明，含氫微孔導(dǎo)致準(zhǔn)解理斷裂，而夾雜物破碎、剝落造成韌窩型斷裂?？偟膩碚f，夾雜、第二相、初始微空洞均可視作材料中的缺陷點(diǎn)，缺陷區(qū)是外載荷作用下裂紋形成的關(guān)鍵位置。

鈦合金具有密排六方晶體結(jié)構(gòu)，相對于面心立方的鋁合金，鈦合金損傷行為受到晶粒取向、相構(gòu)成等微觀組織因素的影響更顯著。鈦及鈦合金在塑性變形中開動不同的滑移系，包括基面、柱面、錐面滑移，各滑移系的啟動取決于晶粒取向以及滑移系啟動的臨界分切應(yīng)力(CRSS)。TAN Changsheng等討論了TC21鈦合金中滑移、變形與損傷的相互關(guān)聯(lián)，結(jié)果表明，板條α與等軸α相的主要變形機(jī)制均為柱面滑移，然而，初生α板條由于協(xié)調(diào)塑性變形的能力差，裂紋在其內(nèi)部的剪切變形帶萌生。SHAO Hui等發(fā)現(xiàn)TC21鈦合金中主要的裂紋形核點(diǎn)為α相片層的邊界，而裂紋的擴(kuò)展取決于相取向與拉伸方向的夾角。YAN Zhibing等指出在具有魏氏組織TA19鈦合金中，當(dāng)相鄰α晶粒的取向難以使晶間變形協(xié)調(diào)時，裂紋在晶界處形核。取向因素同樣影響鈦合金內(nèi)的空洞長大。WANG Jing等則指出亞穩(wěn)β鈦合金的微裂紋沿著晶內(nèi)開動的滑移系擴(kuò)展，裂紋在晶界位置發(fā)生轉(zhuǎn)向以協(xié)調(diào)相鄰晶粒的滑移行為。

1.2 損傷斷裂預(yù)測模型

目前，針對金屬材料塑性斷裂預(yù)測已開展了較為充分的研究并建立了大量斷裂模型，通過將模型耦合至有限元，即可實(shí)現(xiàn)成形過程中的斷裂預(yù)測。常溫條件金屬材料的損傷斷裂模型一般將損傷因子表示為應(yīng)力狀態(tài)的函數(shù)：

高危妊娠孕婦和新生兒的發(fā)病率和正常妊娠比較都比較高。高危妊娠一般為年齡18歲以下以及35歲以上的產(chǎn)婦，或者存在早產(chǎn)、自然流產(chǎn)、難產(chǎn)產(chǎn)婦等。如果伴有心臟病、高血壓、糖尿病以及腎病的產(chǎn)婦，其骨盆異常，為巨大胎兒等，都可以認(rèn)為高危妊娠產(chǎn)婦。當(dāng)前，對孕婦的子宮螺旋動脈血參數(shù)進(jìn)行測定，多使用彩色多普勒超聲檢查，在臨床醫(yī)學(xué)上也成為重點(diǎn)的研究內(nèi)容[4]。

(1)

單向拉伸、平面應(yīng)變拉伸與雙向拉伸均取得較好的預(yù)測結(jié)果。

塑性斷裂建模的預(yù)測方法也在鈦合金中有所應(yīng)用，如Ti-6Al-4V、TA2、Ti-15-3等。GIGLIO等通過11組不同應(yīng)力條件的實(shí)驗(yàn)確定了Ti-6Al-4V的斷裂應(yīng)變，擬合了Bao-Wierzbicki模型參數(shù)，并以多段式的方式在<斷裂應(yīng)變，應(yīng)力三軸度>空間內(nèi)建立了Ti-6Al-4V的斷裂面。ZHANG Kai等則考慮了羅德參數(shù)對Ti-6Al-4V斷裂的影響，在連續(xù)損傷力學(xué)框架內(nèi)構(gòu)建了耦合型斷裂模型，模型表示了損傷萌生、擴(kuò)展的路徑敏感性；研究利用平板試樣拉伸、三點(diǎn)彎曲對斷裂模型進(jìn)行驗(yàn)證，實(shí)驗(yàn)與預(yù)測的載荷-位移曲線、裂紋萌生位置均有較好的對應(yīng)。XU Wenchen等關(guān)注了Ti-15-3合金在旋壓這一實(shí)際生產(chǎn)過程中的斷裂預(yù)測問題，將不同的斷裂模型耦合至有限元仿真，通過對比實(shí)驗(yàn)開裂結(jié)果確定模型的適用性；結(jié)果表明，僅McClintock模型能夠預(yù)測中等減薄速率下開裂被抑制的情況。表1中列舉了幾種斷裂模型在航空材料中的典型應(yīng)用。

表1 斷裂模型在航空材料中的典型應(yīng)用[18,33-36]

實(shí)際上，對于密排六方結(jié)構(gòu)的鈦合金，其斷裂行為對微觀組織十分敏感，往往會出現(xiàn)各向異性。TANG Bingtao等考慮了Ti-6Al-4V板的各向異性，在經(jīng)典Mohr-Coulomb模型的基礎(chǔ)上對合金的室溫韌性斷裂進(jìn)行建模，斷裂模型中包含12個待定參數(shù)。當(dāng)材料存在織構(gòu)、各向異性時，宏觀尺度的斷裂預(yù)測往往非常復(fù)雜，需要擬合更多的材料參數(shù)以表征各向異性的影響，例如LOU Yanshan和YOON所提出的各向異性斷裂模型包含13個材料參數(shù)。當(dāng)織構(gòu)材料在不同方向加載時，晶粒的變形能力及滑移系的開動存在差異，是各向異性產(chǎn)生的內(nèi)在原因。倘若能夠在塑性變形計算的過程中考慮滑移系剪切應(yīng)力應(yīng)變的本構(gòu)關(guān)系，即可本征地反映材料的各向異性，晶體塑性有限元方法(CPFEM)就是針對這一問題開發(fā)的。晶體塑性理論將塑性變形解釋為各滑移系上的位錯運(yùn)動，基于此建立的CPFEM能夠計算細(xì)觀變形、應(yīng)力，反映晶粒大小、位向、變形機(jī)制等參數(shù)的影響。

基于CPFEM的損傷預(yù)測已應(yīng)用于鋁合金。CLAYTON和MCDOWELL通過分解變形梯度提出了針對金屬多晶體損傷的多尺度預(yù)測方法，計算框架中的損傷變形梯度包含了空洞、裂紋的影響。ROUSSELIER和LUO Meng將經(jīng)典的斷裂模型耦合至CPFEM，在高應(yīng)力三軸度條件采用空洞損傷模型，而在低應(yīng)力三軸度則引入滑移系上的Mohr-Coulomb唯象模型，耦合損傷模型的計算方法成功捕捉了6260鋁合金損傷在厚度方向的擴(kuò)展及剪切裂紋形成。對于鋁合金2198，ROUSSELIER等綜合考慮了應(yīng)變時效與損傷機(jī)制，將相應(yīng)算法引入CPFEM，模擬反映了動態(tài)應(yīng)變時效所引起的局部變形集中以及拉伸條件下傾斜裂紋的形成機(jī)制。

對于微觀組織復(fù)雜的鈦合金，晶體塑性有限元方法已被廣泛應(yīng)用于研究其塑性變形中的滑移行為、變形不均勻性等。然而，對于晶體塑性框架內(nèi)鈦合金損傷預(yù)測的研究目前還處于起步階段。例如，ASIM等運(yùn)用CPFEM方法研究了Ti-10V-2Fe-3Al合金中的塑性損傷行為，發(fā)現(xiàn)當(dāng)晶粒取向使其具有高屈服強(qiáng)度時，應(yīng)力集中顯著，空洞長大更明顯；此外，合金中相界的傾斜度會顯著影響空洞長大。ASIM等進(jìn)一步在CPFEM框架內(nèi)耦合了雙相鈦合金(Ti-10V-2Fe-3Al)的空洞形核、長大、聚合模型，模型反映了變形速率、應(yīng)力三軸度、羅德參數(shù)、相界傾斜度對空洞長大的影響，對于代表體元的應(yīng)力-應(yīng)變響應(yīng)、空洞體積比具有較好的預(yù)測結(jié)果；此外，模型可用于板料的成形極限預(yù)測，預(yù)測結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好。LIU Jia等則在CPFEM框架內(nèi)考慮了純Ti屈服、硬化的晶粒尺寸效應(yīng)(Hall-Petch關(guān)系)及損傷行為，將Lemaitre-Chaboche模型耦合至模擬，所建立的模擬方法能夠描述大變形條件的塑性變形與損傷行為，預(yù)測與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對應(yīng)較好。

2 典型航空金屬材料的服役缺陷

航空疲勞問題貫穿于飛機(jī)研制和運(yùn)營的全壽命周期中，是影響飛機(jī)可靠性、安全性的關(guān)鍵問題。認(rèn)識疲勞機(jī)制、預(yù)測疲勞壽命是提高服役性能、合理設(shè)計服役年限的基礎(chǔ)，本節(jié)將主要介紹上述兩方面內(nèi)容。此外，隨著增材技術(shù)發(fā)展，利用增材技術(shù)制造航空零部件也成為重要發(fā)展方向，空洞缺陷是這一技術(shù)中不可忽視的問題。

2.1 疲勞斷裂機(jī)制

疲勞裂紋的萌生、擴(kuò)展總是與材料內(nèi)的不連續(xù)狀態(tài)、非均質(zhì)組織相關(guān)。譚曉明等總結(jié)了航空鋁合金的疲勞損傷機(jī)制，指出對于內(nèi)部有微孔的鑄造鋁合金，疲勞裂紋萌生于微孔，對于變形態(tài)鋁合金，疲勞裂紋在尺寸較大的第二相處形核。SHEN Yang等利用原位實(shí)驗(yàn)觀察了AA6061鋁合金裂紋的萌生與擴(kuò)展，結(jié)果表明，材料的主要析出相包含粗大的MgSi相與富鐵的金屬間化合物，在加載過程中，MgSi首先發(fā)生破裂。此外，由于兩種析出相都分布在晶界位置，使合金的破壞呈現(xiàn)沿晶特征。XUE Yibin等在關(guān)于7075系鋁合金疲勞機(jī)制的研究中指出，試樣表面破碎的富鐵金屬間化合物是疲勞裂紋的主要萌生位置，此外，粗大的金屬氧化物也會影響裂紋的萌生。研究特別指出，當(dāng)疲勞裂紋形核位置存在雜質(zhì)顆粒時，疲勞壽命下降約30%。LI Peifeng等研究了空洞對疲勞開裂的影響，結(jié)果表明，疲勞裂紋尖端的空洞會顯著提升裂紋的擴(kuò)展速率。MERATI和EASTAUGH認(rèn)為連續(xù)空洞的存在對7075鋁合金疲勞壽命的影響很大。疲勞裂紋的萌生同樣與晶粒及其變形能力相關(guān)，WISNER和KONTSOS在關(guān)于2024合金疲勞的研究中指出，具有軟取向晶粒晶界處的顆粒是裂紋的主要形核點(diǎn)。表2列舉了不同鋁合金體系中疲勞裂紋萌生、擴(kuò)展的關(guān)鍵位置。

由于航空飛機(jī)的工作環(huán)境復(fù)雜，各零部件的腐蝕疲勞行為受到了越來越多關(guān)注。局部腐蝕造成的應(yīng)力集中會加速裂紋萌生，使材料出現(xiàn)準(zhǔn)解理的斷裂特征，這一現(xiàn)象在多種鋁合金2024、6061和7075體系中均有報道。腐蝕坑為疲勞裂紋提供形核位點(diǎn)，KIM等認(rèn)為7075疲勞裂紋的形核、長大均與局部腐蝕相關(guān)，類橢球形的腐蝕團(tuán)聚位置最容易萌生裂紋。宋海鵬和劉長春利用三維數(shù)字相關(guān)技術(shù)研究了預(yù)腐蝕2024鋁合金的疲勞開裂行為，發(fā)現(xiàn)試樣邊緣的局部腐蝕會穿透試樣，促進(jìn)疲勞裂紋萌生，進(jìn)而引起材料氫脆。

表2 鋁合金疲勞斷裂關(guān)鍵位置

鈦合金疲勞損傷的機(jī)制研究關(guān)注晶體取向與相的作用，疲勞裂紋的形核位置主要為相界、晶界等。PILCHAK等認(rèn)為Ti-6Al-4V中β相的取向通過影響材料的滑移行為而改變疲勞形核行為，發(fā)生滑移傳遞(slip transfer)的界面易于萌生裂紋。HELSTROFFER等在對雙峰Ti-5Al-5Mo-5V-3Cr低周疲勞的研究中強(qiáng)調(diào)了晶體取向的影響，研究指出，裂紋主要在發(fā)生柱面滑移的初生晶粒中擴(kuò)展，相的晶體取向以及、相彈塑性各向異性對疲勞過程有著不可忽視的影響。BIROSCA等關(guān)于雙相鈦合金疲勞機(jī)制的研究表明，雙相組織中的相變區(qū)能夠阻礙裂紋擴(kuò)展，因此其疲勞裂紋擴(kuò)展速率低于層片組織；層片組織中，裂紋的擴(kuò)展方向隨片層取向的改變而發(fā)生變化，并傾向于在發(fā)生基面滑移的晶粒中擴(kuò)展；而在雙相組織中，擴(kuò)展路徑主要為發(fā)生柱面滑移的相。HUANG Chaowen等對Ti-5Al-5Mo-5V-3Cr-1Zr合金的高周疲勞行為開展了系統(tǒng)研究，發(fā)現(xiàn)雙相組織中疲勞裂紋的主要形核點(diǎn)為初生相與相變相界面以及初生顆粒內(nèi)部；而對于層片組織，裂紋主要在界面處形核，裂紋沿相界面擴(kuò)展或穿過層片，在相內(nèi)形成長裂紋。WU Guoqing等在關(guān)于Ti-6Al-4V疲勞與組織的關(guān)聯(lián)性研究中指出，不同組織的高周疲勞強(qiáng)度遵循以下規(guī)律：雙峰組織>層片組織>等軸組織。表3中列舉了不同鈦合金體系中疲勞裂紋萌生、擴(kuò)展的關(guān)鍵位置。

表3 鈦合金疲勞斷裂關(guān)鍵位置

2.2 疲勞壽命評價方法

最早的飛機(jī)設(shè)計關(guān)注結(jié)構(gòu)承載能力，即靜強(qiáng)度。第二次世界大戰(zhàn)后，飛機(jī)的使用壽命增加，疲勞問題凸顯，由此提出了安全壽命、損傷容限等概念與理論。有關(guān)金屬材料的疲勞壽命預(yù)測目前已發(fā)展了大量基于應(yīng)力、應(yīng)變、應(yīng)變能的經(jīng)典模型，疲勞建模的進(jìn)一步研究關(guān)注復(fù)雜應(yīng)力下材料的疲勞性能以及微觀組織的影響。ZHAO Tianwen和JIANG Yanyao在關(guān)于應(yīng)力狀態(tài)對7075-T651鋁合金疲勞影響的研究中指出，原始SWT模型無法準(zhǔn)確預(yù)測最大主應(yīng)力較低的情況；因此，修正了SWT模型使其能夠同時考慮正應(yīng)力、剪應(yīng)力的影響，修正模型在低周-高周的疲勞條件均能夠較好地預(yù)測壽命值。GATES和FATEMI考慮了多軸應(yīng)力狀態(tài)的剪切失效機(jī)制，以基于臨界平面(裂紋萌生具有的危險平面)的Fatemi-Socie疲勞模型(FS)為基礎(chǔ)，使用最大剪應(yīng)力平面上的剪切應(yīng)力范圍替代屈服強(qiáng)度，對最大正應(yīng)力進(jìn)行無量綱化，修正了FS系數(shù)，修正系數(shù)的模型對于7075-T651及2024-T3鋁合金均有較好的預(yù)測結(jié)果。ZHAO Bingfeng等針對飛機(jī)用鋁合金建立了多軸疲勞壽命預(yù)測方法：首先，實(shí)驗(yàn)表征了非比例加載條件的循環(huán)硬化行為，基于次臨界平面的定義提出了新的損傷因子，用以表示硬化過程；為驗(yàn)證模型的有效性，針對2A12鋁合金設(shè)計了四種驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)所提出的模型相較于三種傳統(tǒng)模型對疲勞壽命的預(yù)測更為準(zhǔn)確、穩(wěn)定。

宏觀尺度的疲勞分析方法具有本征的“唯象性”，難以表示第二相顆粒、晶粒取向等因素的影響，而以上晶體因素是重要而不可忽視的。由此，在細(xì)觀尺度發(fā)展了各類基于物理機(jī)制的疲勞模型，如基于位錯的疲勞模型，考慮吉布斯自由能的微裂紋形核模型等。微觀組織是疲勞研究中的關(guān)鍵問題，基于物理機(jī)制的多階段式模型即考慮了微觀組織的影響，將總的疲勞壽命表示為形核、擴(kuò)展、裂紋形成壽命的總和。XUE Yibin等認(rèn)為夾雜物破碎對鋁合金7075-T651疲勞的影響不可忽視，因此，在多階段模型中引入富Fe夾雜處的疲勞裂紋形核，擴(kuò)展了模型的應(yīng)用范圍，使其適用于單軸、多軸應(yīng)力狀態(tài)的低周、高周疲勞壽命預(yù)測。SHYAM和LARA CURZIO認(rèn)為預(yù)測2024鋁合金的疲勞需要描述過程中“疲勞條帶的形成”，因此，在基于位錯的小疲勞裂紋長大框架內(nèi)對疲勞條帶機(jī)制進(jìn)行建模，實(shí)現(xiàn)了壽命預(yù)測。LI Ling等則通過引入背應(yīng)力模型在晶體塑性有限元框架內(nèi)建立了鋁合金7075的疲勞壽命預(yù)測方法，這一方法能夠體現(xiàn)織構(gòu)的影響，預(yù)測精度為69.1%～87.3%。

在鈦合金的壽命預(yù)測中，HU Dianyin等關(guān)注了夾雜對疲勞壽命的影響，認(rèn)為雙相鈦合金中硬質(zhì)α相附近的應(yīng)力集中及其引起失效不可忽視，因此，在應(yīng)力-壽命預(yù)測模型中考慮了滑移引起的彈性應(yīng)力場，并基于α相的失效對模型進(jìn)行修正；研究對模型在有、無夾雜情況下的適用性進(jìn)行了驗(yàn)證，均取得了較為理想的預(yù)測結(jié)果。ANAHID等開發(fā)了預(yù)測雙相鈦合金在循環(huán)加載條件下裂紋萌生的晶體塑性算法，研究所采用的非局部模型能夠表示“軟”晶粒晶界的位錯聚集及相鄰硬晶粒中的應(yīng)力集中與裂紋形核。FOMIN等針對Ti-6Al-4V高周疲勞壽命預(yù)測進(jìn)行建模，在基于斷裂機(jī)制的框架內(nèi)表示了裂紋形核、長大、短裂紋長大過程，將疲勞壽命表示為應(yīng)力集中因子、裂紋長度的函數(shù)，實(shí)現(xiàn)了疲勞壽命范圍預(yù)測，預(yù)測與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的一致性好。REN Yongming等將多階段式模型應(yīng)用于Ti-6Al-4V低周疲勞壽命預(yù)測，預(yù)測與實(shí)驗(yàn)結(jié)果僅存在較小的預(yù)測誤差。WANG Ke等關(guān)注了Ti-6Al-4V中短裂紋對疲勞的影響，因?yàn)槎唐诹鸭y比長裂紋長大速率更快；通過考慮裂紋尖端彈塑性行為，修正了短裂紋擴(kuò)展模型，用于預(yù)測Ti-6Al-4V在不同應(yīng)力比、應(yīng)力等級下的疲勞，預(yù)測與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)具有較好的吻合度。

與塑性斷裂的研究方法類似，疲勞壽命的預(yù)測方法主要包含宏觀、細(xì)觀兩方面，理論上來說，兩種方法應(yīng)具有互補(bǔ)性，但在實(shí)際應(yīng)用中，仍以數(shù)據(jù)庫與簡單的應(yīng)力、應(yīng)變判定為主，利用多尺度計算實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)性預(yù)測的方法仍有待進(jìn)一步開發(fā)。

2.3 增材制造鈦合金空洞缺陷對疲勞性能的影響

增材制造技術(shù)由于其成形過程快、制備復(fù)雜結(jié)構(gòu)零部件能力強(qiáng)以及材料利用率高等優(yōu)點(diǎn)成為近年來的研究熱點(diǎn)。鈦合金增材制造零部件具有強(qiáng)度高、耐腐蝕以及零件表面粗糙度低等優(yōu)點(diǎn)，然而，增材制造金屬部件內(nèi)部始終存在大量的空洞與氧化物等缺陷，成為了限制了鈦合金增材件在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用的瓶頸。研究報道，選擇性激光熔化的Ti-6Al-4V含0.08%～0.23%的空洞，電子束融化產(chǎn)品為0.03%～0.19%，而激光沉積方法的初始空隙率為0.013%～0.36%。EDWARDS等的研究結(jié)果表明選區(qū)激光熔化制備的Ti-6Al-4V疲勞性能明顯低于變形態(tài)材料，增材件內(nèi)部的孔隙率是降低材料疲勞性能的重要因素之一。BISWAL等在關(guān)于Ti-6Al-4V空洞對疲勞性能的研究中強(qiáng)調(diào)了空洞形狀的影響，研究提出，球形空洞、半球空洞、扁平形空洞的應(yīng)力集中因子存在差異。AKGUN等指出：Ti-6Al-4V合金疲勞裂紋傾向于在更大尺寸的氣孔周圍形核，裂紋在加載進(jìn)行到50%疲勞壽命時才開始形核而非傳統(tǒng)觀點(diǎn)認(rèn)為的加載后第一時間形核。由于增材件內(nèi)部缺陷尺寸、形狀及分布的多樣性及隨機(jī)性，導(dǎo)致增材件疲勞性能存在一定的波動性和難以預(yù)測的特征。

3 損傷研究中的共性問題與展望

金屬材料的損傷累積總是發(fā)生在應(yīng)力、應(yīng)變集中或變形極不均勻的區(qū)域，如雙相鋼中的鐵素體馬氏體相界面，鎂合金的晶界、Ti-6Al-4V中的次生α相等。GHADBEIGI等發(fā)現(xiàn)雙相鋼DP1000在塑性變形中，鐵素體內(nèi)的局部應(yīng)變可達(dá)1.2，大應(yīng)變誘發(fā)裂紋產(chǎn)生；此外，鐵素體與馬氏體的界面由于顯著的變形不均勻同樣會出現(xiàn)微裂紋。OROZCO等利用高分辨數(shù)字圖像相關(guān)技術(shù)標(biāo)定了鎂合金AZ31中的應(yīng)變分布，結(jié)果表明，在宏觀拉伸應(yīng)變?yōu)?.027的條件下，晶界處的最大局部應(yīng)變能夠達(dá)到平均應(yīng)變的32倍。EDWARDS等發(fā)現(xiàn)在層片γ-TiAl合金中晶界應(yīng)變集中在0.02的遠(yuǎn)場應(yīng)變條件即出現(xiàn)，在0.08的遠(yuǎn)場應(yīng)變下，晶界處的局部應(yīng)變達(dá)到0.6，引發(fā)裂紋產(chǎn)生。LUNT等認(rèn)為Ti-6Al-4V中次生α相內(nèi)強(qiáng)烈的變形非均勻性是其疲勞壽命降低的重要原因。當(dāng)材料內(nèi)存在第二相時，相區(qū)域的應(yīng)力、應(yīng)變集中會導(dǎo)致裂紋形核，如鎳基高溫合金中非金屬夾雜、鋁合金中AlCuFe、AlCuMg等第二相顆粒等。

總的來說，金屬材料損傷的萌生、擴(kuò)展總是與應(yīng)力、應(yīng)變集中和內(nèi)部缺陷、界面有關(guān)，兩者可分別視作損傷演化的內(nèi)因與外因，是金屬材料中的共性問題。然而，目前的研究主要關(guān)注不同體系合金的“個性”行為，如何通過對不同體系材料的研究總結(jié)共性規(guī)律是加深對材料認(rèn)識的重要一步。

對于損傷的預(yù)測模型研究，如何兼顧機(jī)理與實(shí)用性是重要的發(fā)展方向。以塑性斷裂為例，在研究中盡管已開發(fā)了大量的斷裂預(yù)測模型，但在實(shí)際應(yīng)用中仍以應(yīng)變作為粗略的估算方法。有些模型的待擬合材料參數(shù)達(dá)10個以上，其本身的實(shí)用意義并不大。此外，如何基于對損傷共性規(guī)律的認(rèn)識建立具有通用性的評價方法也是研究應(yīng)當(dāng)關(guān)注的問題。對于材料的疲勞服役性能，雖然提出了各類先進(jìn)算法，但實(shí)際的評價以數(shù)據(jù)庫為標(biāo)準(zhǔn)。特別對于材料開發(fā)，當(dāng)成分、組織改變時，需要開展重復(fù)性測試實(shí)驗(yàn)以確定性能，而疲勞實(shí)驗(yàn)的周期長、花費(fèi)大，開發(fā)具有通用性的計算方法是節(jié)約飛機(jī)研發(fā)成本和時間的重要環(huán)節(jié)。