2024-T4 鋁合金FSW 接頭疲勞裂紋擴展行為及壽命預(yù)測

王磊，李東俠，回麗，沈振鑫，周松,

(1.蘇州科技大學(xué),蘇州,215009；2.沈陽航空航天大學(xué),沈陽,110136；3.沈陽航空航天大學(xué),航空制造工藝數(shù)字化國防重點學(xué)科實驗室,沈陽,110136)

0 序言

2024-T4 鋁合金是一種高強度硬鋁合金被廣泛用于航空、航天等領(lǐng)域[1-2].傳統(tǒng)焊接方法焊縫區(qū)域容易出現(xiàn)氣孔、裂紋等焊接缺陷，而攪拌摩擦焊(friction stir welding,FSW)可以很大程度避免這些缺陷的產(chǎn)生，對于鋁合金具有很好的適用性[3-5].而雙軸肩攪拌摩擦焊是近些年的熱門焊接技術(shù)，可以實現(xiàn)焊接工件接頭受熱、受力均勻，熱變形小等[6-7].

FSW 焊接過程中，焊接區(qū)域不可避免的會受到摩擦熱、機械攪拌作用以及軸肩擠壓的作用，導(dǎo)致FSW 焊接接頭形成異常復(fù)雜的非均勻組織分布，從而使焊縫與母材之間產(chǎn)生失配效應(yīng).因此，眾多學(xué)者對FSW 接頭的裂紋擴展行為進行了研究.Tra 等人[8]研究了AA6063-T5 鋁合金FSW 接頭的疲勞裂紋擴展行為，發(fā)現(xiàn)非均勻的微觀結(jié)構(gòu)造成不同的疲勞裂紋擴展速率，擴展位置、測試溫度對裂紋擴展行為影響顯著.Lezcano 等人[9]分析了力學(xué)失配對焊接接頭韌性的影響，從而得到了焊接接頭的韌脆過渡曲線.Rao 等人[10]對鎂鋁異種合金FSW 焊接接頭的裂紋擴展和損傷機理進行了研究，結(jié)果表明，當(dāng)疲勞裂紋擴展到鎂板或鋁板發(fā)生斷裂時，裂紋的萌生由微動碎屑引起；當(dāng)裂紋在焊縫處發(fā)生斷裂，其斷口表明疲勞裂紋起源于焊縫缺陷.Sarikka 等人[11]研究了SA508 合金與其它金屬焊縫失配的力學(xué)性能，發(fā)現(xiàn)裂紋在焊縫區(qū)域和焊縫附近的擴展受到強度失配的很大影響.Dai 等人[12]研究了AA6N01 鋁合金FSW 接頭不同位置的疲勞裂紋擴展，發(fā)現(xiàn)疲勞裂紋擴展速率最高的區(qū)域在焊核區(qū).王磊等人[13]分析了失配接頭的裂紋擴展路徑，發(fā)現(xiàn)2A12-O 高配接頭拉伸試驗斷裂于母材，2A12-T4 低配接頭斷裂于近熱影響區(qū).綜上，大多數(shù)學(xué)者還是把整個焊接區(qū)域考慮為一個整體進行研究，這使得無法深入了解攪拌摩擦焊接接頭的疲勞失效機理，也難以準(zhǔn)確評估攪拌摩擦焊接結(jié)構(gòu)的壽命.為了對攪拌摩擦焊接結(jié)構(gòu)進行準(zhǔn)確的壽命評估，有必要對非均質(zhì)焊接接頭的多區(qū)域疲勞失效行為進行深入分析和研究，對于深入理解攪拌摩擦焊接接頭的疲勞斷裂行為機制和疲勞壽命評估具有重要意義，對航空裝備的安全可靠性評估具有重要的工程應(yīng)用價值.

通過對2024-T4 鋁合金FSW 焊接接頭預(yù)制裂紋于焊核區(qū)、熱影響區(qū)以及垂直于焊縫方向，分析疲勞裂紋的擴展行為，同時通過ABAQUS 和FRANC 3D 聯(lián)合仿真對多個區(qū)域緊湊拉伸試樣進行疲勞裂紋擴展行為模擬分析及壽命預(yù)測，并深入討論了各個區(qū)域裂紋擴展行為差異性的原因，為其它材料焊接結(jié)構(gòu)裂紋擴展行為的研究提供一種分析手段.

1 試驗方法與有限元仿真

1.1 試驗材料

試驗材料為4 mm 厚的2024-T4 航空用軋制鋁合金板，其化學(xué)成分如表1 所示.攪拌摩擦焊設(shè)備為FSW-3LM-003 小型雙軸肩FSW 系統(tǒng).攪拌頭軸肩直徑為14 mm，采用直徑為5 mm 的螺紋式攪拌針.

表1 2024-T4 合金的化學(xué)成分(質(zhì)量分數(shù)，%)Table 1 2024-T4 alloy chemical composition

根據(jù)ASTM-E467-15 標(biāo)準(zhǔn)《疲勞裂紋擴展速率測量的標(biāo)準(zhǔn)試驗方法》，該疲勞裂紋擴展試驗采用緊湊拉伸(compact tension,CT)試樣，選取CT 試樣尺寸為88 mm × 84 mm × 4 mm，在焊核區(qū)(nugget zone，NZ)、熱影響區(qū)(heat affected zone,HAZ)和垂直焊縫方向(perpendicular to the weld,PW)預(yù)制裂紋分別以NZ 試樣、HAZ 試樣和PW 試樣表示，試樣的具體尺寸如圖1 所示.

圖1 不同部位的裂紋擴展試樣(mm)Fig.1 Crack propagation samples in different regions.(a) NZ sample;(b) HAZ sample;(c) PW sample

1.2 試驗內(nèi)容

采用MTS810 型疲勞試驗機進行疲勞裂紋擴展試驗，試驗環(huán)境為室溫空氣.施加的載荷采用正弦波控制，加載頻率為8 Hz，應(yīng)力比R=0.1.在進行疲勞裂紋擴展試驗之前，所有試樣均采用400～3 000 號砂紙打磨表面.試驗過程中通過JXD-B 型長焦距光學(xué)顯微鏡實時讀取裂紋擴展長度.

1.3 有限元仿真

基于ABAQUS 與FRANC 3D 聯(lián)合仿真的方法對疲勞裂紋擴展過程進行分析.由于接頭材料的力學(xué)性能不均勻，接頭各區(qū)域材料的屈服強度各不相同，因此對有限元模型進行分區(qū)處理.前期測試獲得2024-T4 鋁合金攪拌摩擦焊接頭各區(qū)域的彈性模量、泊松比和材料屈服強度的具體情況如表2 所示.

表2 ABAQUS 輸入焊接接頭不同分區(qū)材料參數(shù)Table 2 ABAQUS input material parameters for different regions of welded joints

圖2 為CT 模型在ABAQUS 中進行各個區(qū)域的劃分并賦予不同分區(qū)相應(yīng)材料屬性.定義相關(guān)載荷和邊界條件，上、下加載孔中心分別與上、下加載圓柱面定義耦合約束關(guān)系，上加載孔加載y方向的循環(huán)載荷，下加載孔完全固定.

圖2 模型分區(qū)的CT 試樣Fig.2 CT sample diagram of model partition.(a) NZ sample;(b) HAZ sample;(c) PW sample

將在ABAQUS 中建立的CT 試樣有限元模型導(dǎo)入到FRANC 3D 中，在預(yù)制裂紋尖端插入2 mm的初始裂紋，選取裂紋尖端單元幾何半徑為0.2 mm，輸入預(yù)制初始裂紋參數(shù)后，F(xiàn)RANC 3D 自動完成網(wǎng)格劃分.

在線彈性斷裂力學(xué)中，經(jīng)典Paris 公式在工程應(yīng)用中最為廣泛.2024-T4 鋁合金FSW 多區(qū)域裂紋擴展中，不同部位試樣的裂紋擴展基本參數(shù)C，m和門檻值ΔKth具體如表3 所示.

表3 疲勞裂紋擴展Paris 基本參數(shù)Table 3 Fatigue crack propagation Paris basic parameters

2 試驗結(jié)果與分析

2.1 裂紋尖端應(yīng)力強度因子

裂紋按照力學(xué)特性分為 I 型(張開型)裂紋、Ⅱ型(滑開型)裂紋和 Ⅲ 型(撕開型)裂紋，試驗使用的CT 試樣裂紋屬于 I 型裂紋，因此只需要考慮 I型裂紋尖端應(yīng)力強度因子KI.

在FRANC 3D 中，插入的初始裂紋為2 mm 的橢圓形裂紋.FRANC 3D 計算應(yīng)力強度因子一般采用M-積分，即

式中：Γ為裂紋尖端積分路徑；W為應(yīng)變能密度因子；q為中間變量；σij為 應(yīng)力張量；uij為位移矢量；δij為應(yīng)變張量；1，2 表示x，y方向.

I 型裂紋裂紋尖端應(yīng)力強度因子為

式中：μ為泊松比；E為彈性模量.

為了驗證仿真模擬的準(zhǔn)確性，將仿真結(jié)果與理論計算進行對比，根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)ASTM E399-74《金屬材料平面應(yīng)變斷裂韌性的標(biāo)準(zhǔn)試驗方法》可知，緊湊拉伸試件裂紋尖端應(yīng)力強度因子KI為

式中：定義 α=16+a，a為裂紋長度；P為試驗施加載荷，P=1 kN；W為有效試樣寬度，W=70 mm；B為試樣厚度，B=4 mm.

將FRANC 3D 計算得到的裂紋尖端應(yīng)力強度因子和裂紋長度關(guān)系，與理論計算結(jié)果進行對比，如圖3 所示.理論計算與FRANC 3D 仿真結(jié)果的相對誤差在合理的范圍內(nèi)，產(chǎn)生誤差的原因主要為通過聯(lián)合仿真的方法不能完全還原焊接接頭的內(nèi)部缺陷以及組織的非均質(zhì)分布；其次，F(xiàn)RANC 3D在每一步擴展重新劃分網(wǎng)格時，裂紋尖端網(wǎng)格的精度不夠，使得裂紋尖端的單元出現(xiàn)較大變形；而且理論計算與仿真模擬使用的計算公式不同，這也導(dǎo)致兩者的結(jié)果會產(chǎn)生一定的誤差.但是由于理論與仿真結(jié)果的相對誤差較小，因此，可以利用FRANC 3D分析FSW 接頭裂紋擴展過程.

圖3 2024-T4 鋁合金FSW 多區(qū)域裂紋擴展裂紋尖端應(yīng)力強度因子Fig.3 Crack tip stress intensity factor for multi-region crack propagation in 2024-T4 aluminum alloy FSW.(a) NZ sample;(b) HAZ sample;(c) PW sample

2.2 疲勞裂紋擴展路徑

圖4 為2024-T4 鋁合金FSW 焊接接頭預(yù)制裂紋于NZ，HAZ 和PW 3 種試樣的裂紋擴展路徑.NZ 和HAZ 試樣裂紋在萌生、擴展及瞬斷的過程均在焊縫區(qū)內(nèi)，主要原因為2024-T4 鋁合金FSW 母材區(qū)的強度高于焊縫區(qū)，對裂紋的擴展有較強的阻礙作用.而PW 試樣裂紋垂直于焊縫基本也沿直線擴展，僅在穿過焊縫時出現(xiàn)微小的偏轉(zhuǎn).

圖4 2024-T4 鋁合金FSW 多區(qū)域裂紋擴展路徑Fig.4 Multi-region crack propagation path of 2024-T4 aluminum alloy FSW.(a) NZ sample;(b) HAZ sample;(c) PW sample

FRANC 3D 仿真得到的HAZ，NZ 和PW 3 種試樣的裂紋擴展路徑如圖5 所示.3 種試樣的裂紋擴展路徑均為直線擴展，與試驗結(jié)果相比，仿真路徑?jīng)]有出現(xiàn)小角度偏轉(zhuǎn)，因為仿真模型無法真實模擬試件內(nèi)部的組織非均勻分布.利用FRANC 3D模擬裂紋擴展路徑與試驗結(jié)果基本吻合.

圖5 FRANC 3D 仿真2024-T4 鋁合金FSW 多區(qū)域裂紋擴展路徑Fig.5 FRANC 3D simulation of 2024-T4 aluminum alloy FSW multi-region crack propagation path.(a) NZ sample;(b)HAZ sample;(c) PW sample

2.3 裂紋擴展壽命預(yù)測

FRANC 3D 中，在獲得裂紋尖端應(yīng)力強度因子后，利用Paris 公式進行壽命預(yù)測.

式中：ΔK為應(yīng)力強度因子幅度值；C，m為Paris 公式基本參數(shù)；a為裂紋長度；a0為初始裂紋長度；ap為裂紋最終長度；N為裂紋擴展壽命.

圖6 為試驗與仿真結(jié)果繪制的a-N曲線圖.從圖6a 和圖6b 可知，隨著加載周期的增加，NZ 試樣和HAZ 試樣裂紋長度差距增大，HAZ 試樣的裂紋擴展速率加快，當(dāng)疲勞周期達到試樣裂紋擴展壽命約4/5 時，NZ 試樣的疲勞周期為試樣裂紋擴展壽命的3/5.隨著循環(huán)周次的增加，當(dāng)HAZ 試樣發(fā)生斷裂時，NZ 試樣進入中高速擴展階段.這主要是因為HAZ 的性能存在較大的梯度變化，從而導(dǎo)致裂紋易向HAZ 較弱的區(qū)域擴展，而NZ 由于細晶強化的作用，形成性能相對穩(wěn)定的區(qū)域，對裂紋的擴展起到阻礙效應(yīng)[14-15].由圖6c 可知，PW 試樣裂紋首先在母材區(qū)擴展相對緩慢.當(dāng)裂紋進入焊縫擴展時，由于裂紋擴展方向與板材的軋制方向平行，裂紋在未穿過焊縫中心時，裂紋擴展相對緩慢，此時焊縫對裂紋有一定的阻礙作用.當(dāng)裂紋擴展至NZ 中心時，裂紋擴展出現(xiàn)明顯加速，圖6c 中通過聯(lián)合仿真所得曲線在裂紋長度為10.5 mm 左右時裂紋出現(xiàn)快速擴展，此時裂紋處于NZ 中心位置，強度最弱.裂紋穿過焊縫后裂紋擴展速率加快，這主要是由于焊縫各區(qū)域的強度弱于母材，裂紋在穿過焊縫較弱的區(qū)域，易于向前擴展.因此2024-T4 鋁合金FSW 接頭預(yù)制裂紋于3 個不同部位試樣的疲勞壽命由高到低的順序為：NZ 試樣、PW 試樣、HAZ 試樣.由圖6 可以看出，NZ，HAZ 和PW 3 種試樣疲勞裂紋擴展仿真壽命與試驗壽命基本相近.

圖6 2024-T4 鋁合金FSW 多區(qū)域裂紋擴展壽命Fig.6 Multi-region crack propagation life of 2024-T4 aluminum alloy FSW.(a) NZ sample;(b) HAZ sample;(c) PW sample

將圖6 中3 種試樣在裂紋穩(wěn)定擴展的低速、中速、高速3 個階段分別選取3 個裂紋長度，將其試驗壽命與仿真壽命進行對比，結(jié)果如表4 所示.在裂紋擴展的3 個階段，3 種試樣的試驗壽命與FRANC 3D 仿真預(yù)測壽命相對誤差在5%左右，說明了基于ABAQUS 與FRANC 3D 的聯(lián)合仿真在疲勞裂紋擴展壽命預(yù)測方面是可行的.

表4 2024-T4 鋁合金FSW 多區(qū)域裂紋擴展壽命對比Table 4 Comparison of multi-region crack propagation life of 2024-T4 aluminum alloy FSW

2.4 分析與討論

在相同應(yīng)力水平下，選取3 種試樣在裂紋低速擴展期、裂紋中速擴展期和裂紋高速擴展期的微觀斷口進行對比分析，如圖7～ 圖9 所示.微觀斷口形貌主要表現(xiàn)為疲勞輝紋以及二次裂紋.在循環(huán)載荷加載下，裂紋尖端不斷張開鈍化、擴展銳化，從而在斷口處留下痕跡，即為疲勞輝紋，并且疲勞輝紋的方向與裂紋擴展的方向垂直.在疲勞裂紋擴展過程中，由圖7a、圖8a 和圖9a 可知，NZ 試樣在中、低、高速3 個擴展區(qū)均未觀察到明顯的疲勞輝紋，主要原因是NZ 晶粒細小，并且裂紋一直在NZ 擴展，裂紋擴展主要以沿晶擴展為主.晶粒尺寸小，導(dǎo)致晶界的密度加大，從而阻礙了裂紋的萌生以及擴展[16].由圖7b、圖7c、圖8b、圖8c、圖9b 和圖9c 可以觀察到，HAZ 和PW 試樣均有明顯疲勞輝紋存在.在低速擴展期，HAZ 試樣斷口處的疲勞輝紋更加密集，并且存在大量的微裂紋.在交變載荷作用下，這些微裂紋由于應(yīng)力集中易形成大裂紋，從而有效提高裂紋擴展速率.而PW 試樣的疲勞輝紋間距較大，并且母材區(qū)的晶粒較大，降低了裂紋的擴展速率，因此HAZ 試樣在低速擴展期的裂紋擴展速率較PW 試樣高；在中速擴展期，HAZ 試樣斷口處的疲勞輝紋間距不斷加大，明顯大于PW 試樣的疲勞輝紋間距，因此在中速擴展期HAZ 試樣的裂紋擴展速率更高；高速擴展階段，HAZ 試樣和PW試樣斷口的疲勞輝紋間距進一步增加，其中HAZ試樣的疲勞輝紋間距更大，具有更高的疲勞裂紋擴展速率.HAZ 和PW 試樣由于擴展區(qū)晶粒較大，裂紋擴展主要為穿晶擴展.此外，裂紋在擴展時3 個區(qū)域均觀察到了二次裂紋，二次裂紋的擴展方向與裂紋擴展方向垂直，會消耗裂紋擴展過程中的一部分能量，對于裂紋的擴展起到阻礙作用.通過疲勞裂紋擴展試驗發(fā)現(xiàn)，預(yù)制裂紋于HAZ 試樣的疲勞壽命最低，PW 試樣次之，NZ 試樣疲勞壽命最高.

圖7 2024-T4 鋁合金FSW 多區(qū)域裂紋低速擴展斷口形貌Fig.7 Fracture morphologies of 2024-T4 aluminum alloy FSW multi-regional crack propagation at low speed.(a) NZ sample;(b) HAZ sample;(c) PW sample

圖8 2024-T4 鋁合金FSW 多區(qū)域裂紋中速擴展斷口形貌Fig.8 Fracture morphologies of 2024-T4 aluminum alloy FSW multi-region crack propagation at medium speed.(a) NZ sample;(b) HAZ sample;(c) PW sample

圖9 2024-T4 鋁合金FSW 多區(qū)域裂紋高速擴展斷口形貌Fig.9 Fracture morphologies of 2024-T4 aluminum alloy FSW multi-region crack propagation at high speed.(a) NZ sample;(b) HAZ sample;(c) PW sample

3 結(jié)論

(1)通過ABAQUS 和FRANC 3D 聯(lián)合仿真2024-T4 鋁合金FSW 多區(qū)域疲勞裂紋擴展行為，裂紋尖端應(yīng)力強度因子、裂紋擴展路徑相對誤差均在合理范圍內(nèi)，證明了分區(qū)域進行ABAQUS 和FRANC 3D 聯(lián)合仿真的可行性.

(2)通過ABAQUS 和FRANC 3D 聯(lián)合仿真多區(qū)域裂紋擴展壽命預(yù)測的結(jié)果與試驗結(jié)果誤差均在5%左右，證明對焊接接頭分區(qū)域進行聯(lián)合仿真在壽命預(yù)測方面是準(zhǔn)確可行的.

(3)NZ 試樣裂紋擴展斷口無疲勞輝紋，HAZ 和PW 試樣均觀察到疲勞輝紋，但低速擴展時PW 試樣疲勞輝紋間距大于HAZ 試樣，中、高速擴展時HAZ試樣疲勞輝紋間距大于PW 試樣，因此疲勞壽命由高到低的順序為：NZ 試樣、PW 試樣、HAZ 試樣.