中應變率下材料動態拉伸關鍵參數測試方法

白春玉，劉小川，周蘇楓，黎偉明，舒 挽

(中國飛機強度研究所，陜西 西安 710065)

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中應變率下材料動態拉伸關鍵參數測試方法

白春玉，劉小川，周蘇楓，黎偉明，舒 挽

(中國飛機強度研究所，陜西 西安 710065)

通過高速液壓伺服材料試驗機進行金屬材料的中等應變率動態拉伸力學性能測試。為獲取精確的動態拉伸載荷數據，提出了一種拉伸載荷的間接測量方法，在不改變試驗機原有結構的情況下，解決了試驗機自帶載荷傳感器測試數據在塑性段振蕩導致材料真正動力學行為被掩蓋的問題；通過數字圖像相關的非接觸測量方式進行動態拉伸應變的測量。實驗驗證表明，提出的載荷和應變測試方法可實現金屬材料動態拉伸試驗中的力學性能參數測試。

固體力學；中應變率；液壓伺服試驗機；動響應；圖像處理

材料的力學性能是材料在外力、溫度、環境等因素的共同作用下所表現的抵抗變形和破壞的行為。當結構受到沖擊載荷作用時，將承受較高的應變率，許多材料特性對應變率非常敏感，材料在動態載荷作用下表現出的力學性能明顯的不同于靜態和準靜態情況[1]。因此，采用準靜態應力-應變數據在中、高應變率時無法得到精確的預測結果，如果在動態加載結構的分析和設計中使用準靜態數據，將會導致不當設計或早期結構故障[2]。飛機結構在使用過程中會受到各種動載荷作用，如：飛機動力裝置產生的振動載荷；著陸、滑行、剎車等地面操作產生的振動、沖擊載荷；鳥、外來物等引起的離散源撞擊和飛機墜撞產生的撞擊載荷等。因此，得到相關材料的動態力學性能是開展飛機結構動力學設計的必要條件。

由于在不同的應變率范圍內，決定材料力學行為的主要因素往往是不一樣的，這就要求對不同應變率范圍采用不同的測試方式來獲得材料的力學性能?；谝痪S應力波理論的分離式Hopkinson桿實驗裝置(SHPB)普遍適用于材料在103～105s-1應變率范圍內的力學性能測試[3]。高速液壓伺服材料試驗機是獲得材料中應變率(10-1～103s-1)力學性能的一種有效實驗裝置。應用INSTRON高速液壓伺服材料試驗機，在進行典型元件的動態拉伸試驗過程中，當拉伸速度超過1 m/s或應變率大于20 s-1時，試驗機自帶的載荷傳感器所測得的拉伸載荷在塑性段出現劇烈振蕩，將掩蓋材料動態拉伸過程的真正力學行為，以至于無法得到屈服極限、強度極限等關鍵材料參數。

M.LeBlace等[4]在進行材料動態壓縮試驗過程中同樣遇到了測試載荷出現振蕩的問題，受SHPB測試方法的啟發，通過測量壓縮桿的彈性應變信號，發展了一種“混合技術”的壓縮載荷測量方法，但由于壓縮桿和試件之間波阻抗不同，使得該方法測得的載荷出現不連貫。O.Ramzi[5]通過對液壓伺服材料試驗機進行改進，將試驗機作動缸上的載荷傳感器替換成長0.82 m的均勻桿，通過對均勻桿3個固定位置的應變信號進行離散傅里葉變換，應用波分離技術[6-7]在頻域內對測試信號進行處理，發展了一種實現拉伸載荷間接測量的BCGO方法，有效地解決了拉伸載荷振蕩的問題，并通過對加載鏈慣性效應的修正，得到了較為真實的拉伸載荷。

相比材料的靜態力學性能試驗以及高應變率動態力學性能試驗，中應變率下的材料動態力學性能實驗是最難實現的，且實驗成本也較高，主要體現為中應變率材料試驗機遠沒有常規的材料試驗機普及，且該速率范圍的加載往往會引起加載鏈的慣性效應，使得試驗過程的關鍵參數采集不易實現；其次，就目前的測試數據結果來看，尚沒有通用的測試數據處理原則和方法，可見，中應變率下的材料動態力學性能測試方法及試驗數據處理方法還有待繼續開展深入的研究工作。本文中通過非接觸測量方式實現試件標矩段拉伸應變的直接測量，通過合理設計拉伸元件的尺寸，認為在試件高速拉伸過程中，非標矩段始終處于彈性變形范圍，通過測量非標矩段的彈性應變，應用胡克定律求得拉伸載荷，實現對拉伸載荷的間接測量，并給出實驗數據處理的基本原則。

1 實驗測試

1.1 高速液壓伺服材料試驗機

材料動態力學行為測試平臺為高速液壓伺服材料試驗機，由液壓源系統、水冷機組、機架和數字化控制系統4部分組成，見圖1。動態拉伸實驗的主要原理是作動缸達到預定加載速度后，動夾具夾持住試驗件，實現恒應變率拉伸破壞。該試驗機可承受的最大沖擊動載為100 kN，最大拉伸/壓縮速度為20 m/s。通過合理的設計試驗件尺寸，可實現金屬材料、復合材料等應變率范圍在0.1 s-1～103s-1范圍內的動態力學性能測試。

本次實驗所用試驗件為某航空鋁材，見圖2，試件一端通過特制夾具和試驗機基座固持。

圖1 高速液壓伺服材料試驗機Fig.1 High-speed servo-hydraulic machine

圖2 高速拉伸試件Fig.2 The especimen used for high-speed tensile

1.2 載荷測試方案

試驗機自帶載荷傳感器和位移傳感器安裝位置如圖3所示。圖4是拉伸速度為6 m/s時載荷傳感器所測得的載荷(F)數據。由圖4可見，在該速度下載荷數據出現較大幅度的振蕩，這主要是由于動態加載過程加應力波引起下夾持端(試件、載荷傳感器、靜夾具組成)共振，使得載荷傳感器所測載荷數據出現振蕩，且振蕩的幅度與初始沖擊載荷的大小相關[8]。因此，當試驗機作動缸拉伸速度超過一定的量值后，必須考慮加載鏈中應力波的效應，載荷傳感器測試的數據已不是試件拉伸過程的真實載荷，需要探尋出能表征真實拉伸載荷的測量方法。

圖3 試驗機自帶傳感器安裝位置圖示Fig.3 Transducer set-up in servo-hydraulic machine

圖4 6 m/s拉伸速度下載荷傳感器測試數據Fig.4 Dynamic load data cell at the stretching speed of 6 m/s

典型的拉伸試件由標矩段、圓弧過渡段以及非標矩段組成(見圖2)，在拉伸過程中，認為非標矩段沒有塑性變形產生，即始終處于彈性變形范圍內，這可通過合理的設計試件尺寸得到。對于金屬而言，彈性波速約為5 000 m/s，遠遠超過一般的加載速度，固體中的彈性變形以介質中的聲速傳播，一般工程技術中的加載速率不會影響金屬的彈性性能[9-10]，因此，用應變片測得動態拉伸過程中試件的彈性應變值(ε)，再用胡克定律求得結構所受的動應力(σ)是合理的。具體實施方法為在試件非標矩段兩側的對等位置沿拉伸方向貼應變片R1、R3，以消除拉伸過程中可能存在的微小彎曲應變的影響，應變片R2、R4貼在非進行試驗的試件上進行補償，組成惠斯頓全橋電路，4個應變片的電阻值均為120 Ω，如圖5所示。測試系統結構如圖6所示，應變信號經放大后以電壓形式輸出，電壓信號滿足：

(1)

式中：U為放大后輸出電壓；N為放大倍數；K為應變片靈敏度系數；V為電源電壓；ε1,ε2,ε3,ε4為各應變片測試應變。

圖5 應變片連接及粘貼示意圖Fig.5 Circle connection and paste position of the strain gauges

圖6 測試系統示意圖Fig.6 Sketch of testing system

通過試件非標矩段拉伸應變反推拉伸載荷的過程中，需知道該試件的彈性模量。在低速拉伸情形下(v<1 m/s)，載荷傳感器測試載荷數據(DLC數據)振蕩幅度很小，此狀態下可認為其測試結果是準確的。因此，可在低速拉伸情形下對DLC數據和應變片測試載荷數據(SGL數據)進行標定，得到試件的彈性模量，并作為該批次試件的統一彈性模量。圖7所示為0.6 m/s拉伸速度下的DLC數據及反推得到的SGL數據，據此得到該批次試件的彈性模量為65.5 GPa。

圖8為6 m/s拉伸速度下由應變片間接測量拉伸載荷和載荷傳感器所測載荷對比，從圖中可看出，DLC載荷在SGL載荷數據附近上下振蕩，SGL數據在塑性段相對則十分光滑，且試件非標矩段的最大應變在0.3%以內。由此可見，在試件的高速拉伸過程中，非標矩段始終處于彈性變形范圍的假設合理的，通過此種改進方法可得到有效的拉伸載荷。

圖7 0.6 m/s拉伸速度下測試載荷數據Fig.7 Force measurement data at the stretching speed of 0.6 m/s

圖8 6 m/s拉伸速度下測試載荷數據對比Fig.8 Force measurement data at the stretching speed of 6 m/s

1.3 應變測試方案

圖9 非接觸測量應變數據Fig.9 Local strain measurement data by digital speckle photographs

在試件拉伸過程中，僅關心試件標矩段的拉伸應變，而試驗機自帶的位移傳感器(LVDT)測量拉伸應變的過程中，無法避免非標矩段及圓弧過渡段彈性變形的影響，因此試驗機自帶位移傳感器對拉伸應變的測量是不準確的，所測數據不能用作擬合材料應力應變關系[11]。本文中采用非接觸測量的方式實現對試件標矩段變形信號的采集，試驗前對試件標距段區域噴涂散斑，用高速攝像機實時采集目標區域變形階段的散斑圖像，利用數字圖像相關算法經后處理實現試件表面變形點的匹配。根據各點的視差數據和預先標定得到的相機參數重建物面計算點的三維坐標，并通過比較每一變形狀態測量區域內各點的三維坐標的變化得到物面的位移場，進一步計算得到物面應變場。經后處理分析可得到4組長度一致的點對應變(ε)信息(見圖9)，取其平均值作為標距段的動態拉伸應變數據。試驗過程中，高速攝像機和試驗機采集系統同步觸發，高速攝像機拍攝參數：采樣幀頻為2×105Hz，分辨率為256×168。

2 實驗數據處理

在試件拉伸過程中，認為標矩段的應力(σs(t))是均勻的，可表達為：

(2)

其中：Eb為試件的彈性模量，εb(t)為應變片測量應變值，Ab為試件非標矩段橫截面積，As為試件標矩段橫截面積。

在試驗測試過程中，不可避免的會混雜一些電噪聲，這些噪聲可能來源于電磁干擾、光源信號的干擾、不同測試通道間的干擾等，還有可能混雜有測試設備動特性的高頻成分等干擾信號[12]，需對載荷及應變信號進行數字濾波處理。濾波方法為低通4階Butterworth濾波，濾波參數的選取原則如下：

(1) 濾波后的試驗數據不能偏離原始數據，且應在原始數據的振蕩包線以內；

圖10 4 m/s拉伸速度下應力-應變關系Fig.10 Stress versus strain at the stretching speed of 4 m/s

(2) 對于載荷數據，高速拉伸試驗的有效信號集中在低頻段，濾波截止頻率的選擇范圍在需分析的最高頻率和試驗機采樣率的一半之間 。

隨著拉伸速度的提高，試驗機的采樣率也隨之提高，在不同拉伸速度下，需將試驗機的采樣率和高速攝像的采樣率進行統一，本文中均將采樣率統一為2×105Hz。圖10～12分別為4、6、10 m/s拉伸速度下兩種載荷測量方法得到應力(σ)-應變(ε)關系。從圖中可看出，試件動態破壞過程可近似為恒應變率拉伸，且隨著拉伸速度的增加，應變率明顯增加，材料的應力屈服平臺增加則不明顯，說明此航空鋁合金為應變率不敏感材料。

圖11 6 m/s拉伸速度下應力-應變關系Fig.11 Stress versus strain at the stretching speed of 6 m/s

圖12 10 m/s拉伸速度下應力-應變關系Fig.12 Stress versus strain at the stretching speed of 10 m/s

3 結 論

高速液壓伺服材料試驗機可實現中應變率下材料的動態力學行為測試。應用非接觸測量方式實現試件標矩段拉伸應變的測量。就試驗機作動缸加載速度超過1 m/s時，試驗機自帶載荷傳感器測試數據在塑性段出現劇烈振蕩的問題，提出了一種間接實現拉伸載荷測試的解決方法，并給出了試驗數據處理的基本原則。結果表明，本文提出的載荷測試方法和應變測試方法可實現高速拉伸下的材料關鍵性能參數測試，試驗數據處理方法可靠有效，且本文測試方法未改變試驗機原有結構，可操作性強，可應用于類似試驗過程的參數測試。

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(責任編輯 王小飛)

Material key parameters measurement method in the dynamic tensile testing at intermediate strain rates

Bai Chun-yu, Liu Xiao-chuan, Zhou Su-feng, Li Wei-ming, Shu Wan

(AircraftStrengthResearchInstituteofChina,Xi’an710065,Shaanxi,China)

In order to obtain dynamic tensile mechanical properties of metal materials under intermediate strain rate with servo-hydraulic machine, an indirect measurement method without changing the original structure of the testing maching is proposed to achieve accurate dynamic tensile load. The authentic dynamic behaviors are acquired at the plastic stage due to the oscillations of test data measured by the load cell integrated to the machine. In addition, the measurement of strain is solved in a non-contact mode relating to the digital image correlation method. The testing results indicate that both solutions developed in this paper can successfully test the mechanical properties in the dynamic tensile tests of metal materials.

solid mechanics; intermediate strain rate; servo-hydraulic machine; dynamic response; image processing

10.11883/1001-1455(2015)04-0507-06

2013-11-29；

2015-01-20

中國飛機強度研究所創新基金項目

白春玉(1984- )，男，工程師，baichunyu2006@163.com。

O347 國標學科代碼： 13015

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