7B04與B95超硬鋁合金的裂紋擴展性能

宋雨鍵，崔榮洪，張 騰，樊祥洪，張 勝

(空軍工程大學(xué)航空工程學(xué)院，西安 710038)

0 引 言

現(xiàn)代飛機造價非常高，如何在保證飛機安全性的基礎(chǔ)上追求最大的經(jīng)濟效益，即充分挖掘飛機的壽命潛力，延長其使用壽命，一直是航空領(lǐng)域重點關(guān)注的一個問題[1]。目前，國內(nèi)外學(xué)者對延長飛機使用壽命的相關(guān)理論和方法進行了很多深入的研究。延長飛機結(jié)構(gòu)使用壽命的方法很多，如耐久性修理、結(jié)構(gòu)加強、更換結(jié)構(gòu)、加強檢查、損傷容限分析、單機壽命管理、全機疲勞試驗與傳統(tǒng)耐久性分析等[2-5]。其中，更換結(jié)構(gòu)對延長飛機使用壽命，實現(xiàn)顯著的經(jīng)濟效益而言是一項必不可少的工作，因此有必要針對這方面開展大量的研究工作。

飛機的壽命主要是由飛機結(jié)構(gòu)的壽命決定的，飛機結(jié)構(gòu)安全、穩(wěn)定、可靠的工作是保證飛行安全的前提。近些年，世界范圍內(nèi)飛機老齡化現(xiàn)象都十分嚴(yán)重，不少飛機都已超過了設(shè)計壽命;這些飛機上損傷的構(gòu)件需要更換，而用新改進的高強度鋁合金有可能提高構(gòu)件的性能及壽命[6]。超硬鋁合金是飛機制造業(yè)中廣泛使用的一種結(jié)構(gòu)材料，其用量約占飛機結(jié)構(gòu)質(zhì)量的60%80%[7]。B95鋁合金是從俄羅斯進口的一種超硬鋁合金，廣泛用于我國現(xiàn)階段服役的軍民用飛機中。在循環(huán)載荷的長期作用下，許多結(jié)構(gòu)件表面出現(xiàn)了裂紋，嚴(yán)重威脅飛行安全，因此需要及時更換這些損傷的結(jié)構(gòu)件。使用國產(chǎn)7B04超硬鋁合金結(jié)構(gòu)件替換B95鋁合金結(jié)構(gòu)件具有更高的經(jīng)濟效益。但是，飛機結(jié)構(gòu)件的更換及飛機的延壽工作事關(guān)飛行安全，其間需要大量的試驗數(shù)據(jù)進行支撐。目前國內(nèi)對7B04超硬鋁合金的組織與性能已進行了相關(guān)研究[8-10]，但這些研究主要集中在微觀組織方面，有關(guān)疲勞裂紋擴展性能的研究相對較少。在飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命的相關(guān)研究中，無論是確定關(guān)鍵承力結(jié)構(gòu)件的疲勞壽命，還是利用結(jié)構(gòu)細節(jié)改進設(shè)計來提高疲勞壽命，都必須以疲勞試驗結(jié)果為依據(jù)[11]；疲勞試驗在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計、定壽、檢修與延壽中具有不可替代的作用。因此，在采用7B04超硬鋁合金結(jié)構(gòu)件替換B95鋁合金結(jié)構(gòu)件時，開展二者的裂紋擴展性能對比研究顯得尤為重要。

作者在隨機譜載荷下對7B04和B95超硬鋁合金進行疲勞試驗，獲得相應(yīng)疲勞裂紋擴展數(shù)據(jù)和疲勞總壽命，并對2種鋁合金的疲勞壽命、分散性系數(shù)等重要疲勞性能指標(biāo)進行對比分析，研究了這2種超硬鋁合金結(jié)構(gòu)件的疲勞裂紋擴展性能，為國內(nèi)服役軍民用飛機結(jié)構(gòu)件的更換和延壽工作提供可靠的數(shù)據(jù)支撐。

1 試樣制備與試驗方法

試驗材料為B95超硬鋁合金與7B04超硬鋁合金，2種材料的化學(xué)成分如表1所示。選用犬骨型單孔平板試樣模擬飛機疲勞危險部位典型結(jié)構(gòu)件，試樣的形狀與尺寸見圖1，每種材料的試樣數(shù)量為10個。

表1 B95和7B04鋁合金的化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù))

圖1 試樣的形狀及尺寸Fig.1 Shape and dimension of the sample

為保證分析結(jié)果的真實有效，同時提高計算效率，參照文獻[12]，將試樣在厚度方向劃分為4層網(wǎng)格，網(wǎng)格厚度約為0.7 mm，網(wǎng)格邊長約為1.5 mm。將一側(cè)所有節(jié)點在x，y，z方向上的位移約束設(shè)置為0，對另一側(cè)施加50 MPa拉應(yīng)力，采用Abaqus有限元軟件對試樣的應(yīng)力分布進行模擬，結(jié)果如圖2所示，可以發(fā)現(xiàn)試樣中垂直于拉力方向孔邊處的應(yīng)力最大，是疲勞裂紋最易萌生的位置。

圖2 模擬得到試樣的應(yīng)力分布云圖Fig.2 Stress distribution contour of the sample by simulation

圖3 疲勞試驗部分隨機載荷譜Fig.3 Partial random load spectrum of the fatigue test

依據(jù)國內(nèi)某型飛機的飛行特性，采用混合乘同余法產(chǎn)生偽隨機數(shù)序列，并依此編制飛機重心過載譜，然后根據(jù)該型飛機危險孔細節(jié)應(yīng)力分析結(jié)果，確定疲勞試驗載荷水平，再依據(jù)重心過載譜，編制疲勞試驗載荷譜。部分隨機載荷譜如圖3所示。為形成便于斷口判讀的疲勞條紋，將編制的載荷譜中的高載循環(huán)(所有循環(huán)中最大載荷從大到小排序后前1.5%的循環(huán))移動到載荷譜末尾定為標(biāo)識載荷，試驗時對此類髙載進行集中施加。根據(jù)載荷譜損傷分析結(jié)果[13]，用隨機載荷譜的一個譜塊代表400次飛行，相當(dāng)于500 飛行小時。

將上述隨機載荷譜按照等速度加載的方式，編寫成用于試驗機施加隨機譜的數(shù)據(jù)文件。在MTS810-500kN型材料試驗系統(tǒng)上進行疲勞試驗，由MTS810-100.TAC型多功能軟件系統(tǒng)自動控制載荷譜的施加，試驗條件為室溫，加載頻率為10 Hz，補償類型選擇PVC補償。由圖4可見，在10 Hz加載頻率下，載荷跟隨性良好。用精度為0.01 mm的PXS-5T型體視顯微鏡配合組合式讀數(shù)攝像平臺對試樣孔邊裂紋進行觀察與測量，由此可獲得不同載荷循環(huán)數(shù)對應(yīng)的裂紋長度。

圖4 試驗加載精度示意Fig.4 Schematic of test loading accuracy

飛機結(jié)構(gòu)疲勞試驗的主要目的之一是獲得疲勞裂紋形成壽命及其總壽命，這是判定材料優(yōu)劣及后期工程使用中制定檢查周期、首翻期和修理間隔最重要的依據(jù)。但是結(jié)構(gòu)及受載情況的復(fù)雜性導(dǎo)致裂紋的形成壽命無法由疲勞試驗直接確定，因此作者參考文獻[11]，根據(jù)裂紋擴展長度采用一種工程方法來確定裂紋形成壽命，其基本思路：將試樣斷裂時的時間記錄為總壽命N，同時記錄不同試驗時間Ni對應(yīng)的裂紋長度ai，對試驗后的試樣斷口進行判讀，精確得到試樣裂紋擴展長度，然后對試驗數(shù)據(jù)進行擬合，推斷出裂紋長度達到0.5 mm時所對應(yīng)的飛行時間[14]，即為裂紋形成壽命Nf。總壽命與裂紋形成壽命之差即為裂紋擴展壽命Ng。

2 試驗結(jié)果與討論

2.1 疲勞斷口形貌

觀察發(fā)現(xiàn)，所有試樣的疲勞破壞形貌均相似。由圖5可以看出，7B04和B95鋁合金試樣的疲勞裂紋均在垂直于拉力方向孔邊處萌生并擴展，與有限元分析結(jié)果吻合。由圖6可以看出：7B04和B95鋁合金試樣疲勞斷口中的疲勞條紋十分明顯，這說明通過集中施加高載來確定裂紋長度和載荷循環(huán)數(shù)之間的關(guān)系是可行的。

圖5 B95和7B04鋁合金試樣的疲勞破壞形貌Fig.5 Fatigue failure morphology of B95 (a) and 7B04 (b) aluminum alloy samples

圖6 B95和7B04鋁合金試樣的疲勞斷口形貌Fig.6 Fatigue fracture morphology of B95 (a) and 7B04 (b) aluminum alloy samples

2.2 疲勞裂紋擴展曲線擬合

除去因試驗操作失誤導(dǎo)致破壞的一個7B04鋁合金試樣，將記錄得到其余所有試樣的裂紋擴展數(shù)據(jù)(ai，Ni)繪于直角坐標(biāo)系中并進行擬合，擬合結(jié)果見表2。由表2可以看出：試樣主裂紋長度a與循環(huán)次數(shù)N近似呈二次函數(shù)關(guān)系，裂紋擴展擬合曲線的相關(guān)性系數(shù)R2均滿足相關(guān)性要求。

2.3 疲勞壽命

根據(jù)試驗結(jié)果和疲勞裂紋擴展曲線，參考文獻[11]求得試樣在載荷譜作用下的裂紋形成壽命、裂紋擴展壽命和總壽命，結(jié)果如圖7所示。由圖7可知，7B04鋁合金的裂紋形成壽命、裂紋擴展壽命和總壽命平均值均高于B95鋁合金的。

表2 7B04和B95鋁合金試樣疲勞裂紋擴展曲線擬合結(jié)果及相關(guān)性系數(shù)Table 2 Fitting results and correlation coefficients of fatiguecrack growth curves of 7B04 and B95 aluminum alloy samples

用μ表示對數(shù)壽命的樣本均值，則試樣的中值壽命N50為10μ。由統(tǒng)計理論可知，樣本均值可以作為總體均值的點估計。此外，在進行飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析時，不僅要考慮標(biāo)準(zhǔn)差s和中值壽命，還需考慮分散系數(shù)、安全壽命等指標(biāo)[15]。根據(jù)疲勞理論，飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命(包括裂紋形成壽命、擴展壽命和總壽命)服從對數(shù)正態(tài)分布，因此可用對數(shù)正態(tài)分布對數(shù)據(jù)進行處理[13]。在對數(shù)壽命母體的標(biāo)準(zhǔn)差和數(shù)學(xué)期望都未知的條件下，根據(jù)疲勞壽命的定義可計算出疲勞分散系數(shù)Lf，計算公式為

(1)

式中：k為標(biāo)準(zhǔn)差修正系數(shù)；uP為標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布上P分位數(shù)；uγ為標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布上γ分位數(shù)，由選用的置信度(1-γ)確定；n為試樣的數(shù)量。

當(dāng)飛機結(jié)構(gòu)壽命服從對數(shù)正態(tài)分布時，目前常用99.9%可靠度和90%置信度對應(yīng)的壽命作為安全壽命[15]，因此安全壽命Np的計算公式為

Np=N50/Lf

(2)

對7B04和B95鋁合金的疲勞裂紋形成壽命和總壽命數(shù)據(jù)進行處理，結(jié)果見表3。由表3可知：7B04鋁合金的總壽命分散系數(shù)為1.502 3，遠低于B95鋁合金的；7B04和B95鋁合金的中值疲勞裂紋形成壽命的比值為1.55，安全壽命的比值為2.2。7B04鋁合金的安全壽命、分散系數(shù)等主要疲勞性能指標(biāo)都明顯優(yōu)于B95鋁合金的。

圖7 B95和7B04鋁合金試樣的疲勞壽命Fig.7 Fatigue life of B95 (a) and 7B04 (b) aluminum alloy samples

表3 B95和7B04鋁合金試樣疲勞壽命分析結(jié)果

3 結(jié) 論

(1) 7B04鋁合金的中值裂紋形成壽命為5 301.9飛行小時，約為B95鋁合金的1.55倍，裂紋形成壽命分散系數(shù)為1.436 2，遠低于B95鋁合金的(2.443 9)。

(2) 7B04鋁合金的安全壽命為4 373.82 飛行小時，約為B95鋁合金的2.2倍，總壽命分散系數(shù)為1.502 3，亦遠低于B95鋁合金的(2.168 9)。

(3) 7B04鋁合金的安全壽命、分散系數(shù)等主要疲勞性能指標(biāo)都明顯優(yōu)于B95鋁合金的，可替代B95鋁合金用于制造飛機結(jié)構(gòu)件。