含孔鈦合金擴散連接止焊層合板裂紋擴展特性試驗

賀小帆, 劉彥毛, 劉文珽, 孫彥鵬, 王向明

(1.北京航空航天大學航空科學與工程學院,北京 100191;2.沈陽飛機設計研究所,沈陽 110035）

含孔鈦合金擴散連接止焊層合板裂紋擴展特性試驗

賀小帆, 劉彥毛1, 劉文珽1, 孫彥鵬2, 王向明2

(1.北京航空航天大學航空科學與工程學院,北京 100191;2.沈陽飛機設計研究所,沈陽 110035）

帶有局部圓形止焊區的鈦合金擴散連接層合板能夠改善層合板在拉-拉疲勞載荷作用下的裂紋擴展性能,為了研究止焊區尺寸對裂紋擴展壽命的影響,采用3mm,2mm,3mm厚鈦合金板材通過擴散連接成8mm厚層合板,層合前預留 φ 12mm,φ 15mm止焊區,并加工成含中心 φ 6mm孔的板狀試件,進行了兩類試件在含標識載荷的等幅載荷下的疲勞試驗。通過斷口判讀裂紋形態和尺寸,得到裂紋擴展(a,N）數據,建立了裂紋擴展da/dN-a曲線,對裂紋擴展行為進行了對比。結果表明,裂紋擴展可分為3個階段;止焊區尺寸對止焊區內裂紋擴展行為無明顯影響,但隨著止焊區尺寸的增加,止焊區邊界附近和越過邊界后的裂紋擴展速率有減緩趨勢。

鈦合金;擴散連接;層合板;裂紋擴展

擴散連接工藝(Diffusion Bonding,DB）是金屬或金屬/非金屬連接成型的重要手段[1],自20世紀50年代誕生以來,得到了廣泛的應用[2～4]。對飛機結構用鈦合金材料,擴散連接工藝往往與超塑成形(Superplastic Forming,SPF）一起形成超塑成形/擴散連接(SPF/DB）組合工藝[5～7],擴散連接工藝在鈦合金材料上的單獨應用非常少見。近年來,隨著飛機結構設計對新材料/新結構的需求,擴散連接工藝在鈦合金板材成形中得到越來越廣泛的單獨應用[8,9],并從次承力結構向主承力結構發展,擴散連接層合板就是適應這種需求提出的一種典型結構。它通過擴散連接工藝將單層板焊接成厚板,鋪層可設計,并且靜強度性能、在單向拉-拉疲勞載荷作用下的耐久性/裂紋擴展性能不降低,具有明顯的應用前景[10～14]。

為了提高層合板的裂紋擴展性能,提出了一種止焊層合板,通過在局部連接區域設置圓形止焊區,擴散連接時局部不連接,形成多層結構,理論上可以改善結構的損傷容限特性。為了保證結構的完整性,需要充分掌握結構的耐久性/損傷容限特性,為此進行了8mm厚TC4鈦合金單層板、3層層合板以及含φ 12mm止焊區的3層層合板的疲勞對比試驗,結果表明含止焊區的層合板能改善裂紋擴展特性,具有潛在應用價值。顯然,含止焊區的鈦合金板材的裂紋擴展特性與設計參數,如止焊區直徑、單層板厚度、層數,都有關系,為了研究上述因素對止焊層合板裂紋擴展特性的影響,本工作擬進行含兩種不同止焊區尺寸的含孔鈦合金擴散連接層合板的疲勞對比試驗,對比裂紋擴展過程和行為,初步分析止焊區大小(直徑）對裂紋擴展性能的影響,為止焊層合板設計提供一定的依據。

1 試驗概述

1.1 試件

試件材料為國產TC4鈦合金板材,其材料組分見表1。

表1 TC4鈦合金組分(質量分數/%）Table 1 The composition of TC4 titanium plate(mass fraction/%）

采用三層厚度分別為3mm,2mm,3mm的TC4鈦合金板材按擴散連接工藝層合而成8mm厚板,其中中間層厚2mm,兩側板厚3mm,層合時三層板的鋪設方向相同。擴散連接前,在鈦合金板材層間局部圓形區域放置阻焊劑,層合時會形成止焊區,從而預制圓形分層缺陷,按止焊區大小分為兩種:一種為 φ 12mm,一種為 φ 15mm。擴散連接熱處理工藝為:壓力1.5MPa,920℃,保持90min。爐中冷卻至560～580℃,取出在空氣中冷卻。

然后在試件中心鉆一 φ 6mm孔,孔的中心與止焊區中心重合。加工成分別帶 φ 12mm和φ 15mm止焊區的含中心 φ 6mm孔的層合板。試件尺寸分別見圖1、2。

上述試件取樣方向相同,表面噴剛玉砂處理,去除銳邊尖角R0.5,孔邊制0.2×45o倒角。其中帶φ 12mm止焊區層合板一組4件,帶 φ 15mm止焊區層合板一組3件。

通常,為測試材料的裂紋擴展特性,應按標準加工成C(T）試件或M(T）試件,但對擴散連接層合板,目前缺乏關于擴散連接和止焊層合板的標準試件的設計標準,考慮到擴散連接存在層合界面,而止焊區造成了明顯的不連續,如果按照規范加工標準試件,不一定能形成標準的穿透裂紋,從而試件并未預制缺陷,裂紋通過含孔板在疲勞載荷作用下自然萌生而成。

1.2 試驗載荷

采用應力比為R=0.093的等幅譜,應力峰值σmax=276MPa。

在疲勞載荷作用下止焊層合板的裂紋為三維裂紋,為了能夠獲得疲勞裂紋擴展的(a,N）數據,試驗中施加“標識載荷”在斷口上形成標識線,標識載荷采用最大載荷不變,提高應力比的方法,以避免載荷交互作用對裂紋擴展的影響。通過分析和摸索試驗取標識載荷應力比為0.7,構成一個二級塊譜。試驗載荷的構成為每個周期R=0.093試驗載荷作用3000次,R=0.7標識載荷作用若干次。

考慮到裂紋萌生壽命占總壽命的比例在50%以上,為減少標識載荷造成的額外損傷,節省試驗時間,采取了如下的試驗應力譜:

①R=0.093的試驗載荷預疲勞30000次;

②預疲勞后施加二級塊譜(R=0.093的應力循環3000次,R=0.7的標識載荷循環若干次）,直至試件斷裂。

1.3 試驗裝置與條件

疲勞試驗在MTS880-500kN疲勞試驗機上進行。試驗在室溫大氣環境下進行,加載方式為軸向拉-拉,載荷按正弦波施加,試驗載荷下試驗頻率為8Hz,標識載荷試驗頻率為20Hz。

試驗前測量試件最小截面有效寬度和厚度的幾何尺寸,計算凈截面面積,試驗載荷按試件凈截面面積施加。

試件斷口判讀在JX13C型圖像處理萬能工具顯微鏡上進行。

2 試驗結果與分析

2.1 破壞形式

兩種試件均在最外層產生角裂紋,典型破壞斷口見圖3。

對成組疲勞試驗斷口分析發現,兩種試件均出現3個典型的裂紋擴展階段:單層止焊區內的擴展,止焊區邊界附近的擴展,越過止焊區后的裂紋擴展;對外層起裂的情況,裂紋在越過止焊區邊界后,依次向中間層和第3層擴展,呈“J”形。

2.2 裂紋擴展規律

由于標識載荷的作用,試件斷口上留下了明顯的疲勞條帶(見圖3）,在光學顯微鏡下對斷口進行判讀可確定三維裂紋形態和尺寸,考慮到飛機結構使用中裂紋檢測和修理的實際情況,對于孔邊裂紋通常關注沿孔徑方向的裂紋長度a。

根據試驗記錄的裂紋擴展信息,可以確定最后一塊標識載荷作用在斷口上留下的痕跡,依次按試驗間隔向孔壁方向讀取裂紋長度,可以獲得裂紋擴展(a,N）數據。

圖3 試件典型斷口 (a）φ 12mm止焊區層合板(外層角裂紋起裂）;(b）φ 15mm止焊區層合板(外層角裂紋起裂）Fig.3 The typical failure surface(a）semi-elliptic surface crack of φ 12mm no-welded DB laminate;(b）corner quarter-elliptic crack of φ 15mm no-welded DB laminate

兩種試件的裂紋擴展(a,N）曲線見圖4和圖5。采用修正的正割法由(a,N）數據求得[da/dN,a(N）]數據,設有m 對(a,N）數據,其中aj對應的裂紋擴展速率(da/dN）j用下式求得

上述試件的da/dN-a曲線見圖6。

顯然:

圖6 裂紋擴展曲線Fig.6 The da/dN-a curves (a）da/dN-a curve;(b）lgda/dN-lga curve

(1）含 φ 12mm和 φ 15mm止焊區層合板的da/dN-a曲線均出現明顯的3個階段:第一段da/dN與a近似呈線性關系(見圖6中A段）,第二段da/dN與a之間存在平臺或減慢區(見圖6中B段）,第三段是快速擴展段(見圖6中C段）。從圖中擴展曲線和斷口特征進行分析表明:第一段裂紋擴展到接近止焊區邊界,由于裂紋比較規則,并且只在單層擴展,裂紋擴展比較緩慢,隨著裂紋尺寸的增加,裂尖應力強度因子增加,裂紋擴展逐漸加速;第2段是裂紋在止焊區邊界附近擴展,這一段存在裂紋從單層向多層擴展的情況,裂紋擴展行為比較復雜,從斷口上看,裂紋呈明顯的J形;第3段是裂紋越過止焊區邊界后的擴展,裂紋進入快速擴展,很快斷裂;(2）對比兩種試件的裂紋擴展行為和規律,A段無明顯差別;但B段出現了隨裂紋長度的增加,含φ 15mm止焊區試件裂紋擴展速率比含 φ 12mm止焊區試件略低的情況;C段形狀無明顯差別,但da/dN數值略低。B段對應的裂紋長度大約在3～6mm左右,基本對應著兩種試件止焊區的邊界3和4.5mm,由于da/dN的計算是以3000次為一個基本周期的數據處理得到的,在止焊區邊界附近的(a,N）數據并不十分充分,從而導致 da/dN計算并不十分準確,裂紋擴展速率拐點的確定也不十分準確,但是很明顯止焊區尺寸對裂紋擴展速率的影響存在明顯,原因可能是由于裂紋擴展到邊界后,試件受力情況發生變化,裂紋尖端應力強度因子存在明顯變化;

在雙對數坐標上,上述試件在止焊區內的擴展(A段）da/dN-a曲線呈明顯的線性,從而可采用da/dN=Qab對上述數據進行擬合,擬合曲線見圖7,得到的相關參數見表2。

圖7 止焊區內裂紋擴展速率曲線Fig.7 The da/dN-a curve in the no-welded region

表2 裂紋擴展參數Table 2 The crack growth parameters

顯然:

(1）上述2類試件止焊區內的da/dN-a曲線呈現明顯的雙對數線性關系;

(2）兩種試件裂紋擴展曲線的截距和斜率統計無差別,表明止焊區內的裂紋擴展行為無明顯差別。

3 結論

含 φ 12mm和 φ 15mm止焊區的 TC4鈦合金8mm厚擴散連接層合板(3+2+3）擴散連接層合板的成組疲勞試驗對比試驗分析表明:

(1）以沿孔徑方向的裂紋長度表征的止焊區內的裂紋擴展規律可采用da/dN=Qab描述。當裂紋形態相同時,止焊區大小并未對止焊區內的裂紋擴展行為產生明顯影響。

(2）當裂紋在止焊區邊界附近擴展時,裂紋擴展行為發生變化,裂紋擴展速率出現平臺區甚至減緩的情況。

(3）止焊區外的裂紋擴展速率隨止焊區的增大有一定的減緩。

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Crack Growth Characteristic for Diffusion Bonded Laminates of TC4 Titanium Alloy with Localized No-Welded Area

HE Xiao-fan1, LIU Yan-mao1, LIU Wen-ting1, SUN Yan-peng2, WANG Xiang-ming2
(1.School of Aeronautical Science and Engineering,Beihang University,Beijing 100191,China;2.Shenyang Aircraft Design and Research Institute,Shenyang 110035,China）

To research the crack growth characteristics of diffusion bonded laminates with localized no-welded region of TC4 titanium alloy,the fatigue tests for 8mm thick TC4 three-layer diffusion bonded laminates with localized φ 12mm and φ 15mm no-welded area were conducted under the constant amplitude fatigue stress of R=0.093 inserted with marker load of R=0.7.The crack growth(a,N）data were obtained by QF.The analysis on the failure surface shows the crack growth could be divided into three phases.The contrast on the da/dN-a curves of those coupons shows that the crack growth characteristic in the no-welded area has no difference,the crack growth rate of the φ 15mm no-welded area is lower than that of φ 12mm no-welded area in the welded boundary area.

titanium alloy;diffusion bonded;laminate;crack growth

10.3969/j.issn.1005-5053.2011.5.015

V215.5;TG146.2

A

1005-5053(2011）05-0077-05

2011-03-10;

2011-05-31

航空基金(2010ZA51002）;973項目(613658）;中央高校基本科研業務費專項資金

賀小帆(1976—）,博士,講師,(E-mail）xfhe@buaa.edu.cn。