溫度和應力比對高強高韌7055鋁合金型材裂紋擴展行為的影響

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

0 引 言

高強高韌鋁合金型材在航空領域應用廣泛，常用于制作飛機壁板長桁、地板立柱等主要受力部件。在民用飛機中，按照損傷容限設計的受力構件的抗裂紋擴展能力是影響飛機飛行安全的重要因素[1-2]。目前，研究人員已對航空用鋁合金的疲勞裂紋擴展性能進行了一定的研究。黃志偉等[3]采用緊湊拉伸(CT)試樣對不同幅值循環載荷條件下7075-T7451鋁合金的疲勞性能進行測試，發現隨著循環載荷幅值的增大，合金的疲勞壽命縮短，裂紋擴展速率增大。宮玉輝等[4]在不同腐蝕環境下對7475-T7351鋁合金厚板進行軸向加載疲勞和疲勞裂紋擴展試驗，發現腐蝕環境會明顯加快合金裂紋擴展速率，其中高周疲勞性能受影響較大，低周疲勞性能受影響較小。

飛機零件的不同部位在完整飛行剖面中經歷的溫度環境和載荷有所不同，因此在不同溫度、應力比下對其損傷容限性能，尤其是疲勞裂紋擴展性能研究非常重要。然而，目前相關研究主要集中在鋁合金板材裂紋穩定擴展行為方面[5-8]，而對高強高韌鋁合金型材的研究較少。為此，作者采用中心裂紋試樣測試了不同溫度和應力比下高強高韌7055-T76511鋁合金型材的疲勞裂紋擴展速率及裂紋擴展門檻值，以期為航空零部件選材設計提供一定依據，為飛機的服役安全性和經濟性提供保障。

1 試樣制備與試驗方法

試驗材料為7055-T76511鋁合金型材，其橫截面如圖1所示。取樣位置在底部厚度(12 mm)的1/2處。

圖1 7055-T76511鋁合金型材橫截面形貌Fig.1 Cross sectional morphology of 7055-T76511 aluminum alloysection material

按照ASTM E647標準加工中心裂紋M(T)試樣，試樣厚度B為5 mm，寬度W為100 mm，長度L為400 mm，初始裂紋長度為6 mm，如圖2所示。預制裂紋長度為1 mm，使用放大倍數在20倍以上的顯微鏡進行測定，預制裂紋應力比為0.1。采用電液伺服疲勞試驗機進行裂紋擴展試驗，并測定裂紋擴展門檻值ΔKth。試驗機靜態載荷精度為±1%，動態載荷精度為±3%。試驗頻率為310 Hz，應力比R為0.1，0.5，相對濕度為30%60%。試驗溫度分別為150 ℃(高溫)、1828 ℃(室溫)、-70 ℃(低溫)，采用環境箱控制溫度，低溫溫度偏差為±2 ℃，高溫溫度偏差為±3 ℃。低溫和高溫條件下，需先將試樣在試驗溫度下保溫30 min后再進行測試。

圖2 中心裂紋試樣的形狀與尺寸Fig.2 Shape and size of the central crack sample

試驗過程中，將裂紋擴展速率控制在(12)×10-5mm·周次-1，保持最大載荷Pmax和應力比R恒定。裂紋每擴展Δa長度后，記錄當前裂紋長度a及相應的循環周次N(即a-N數據)，直到試樣斷裂。采用割線法對a-N數據進行處理以確定裂紋擴展速率(da/dN)，通過Paris公式對裂紋擴展速率進行擬合，得到da/dN-應力強度因子范圍(ΔK)關系曲線，da/dN=1×10-7mm·周次-1對應的ΔK即為裂紋擴展門檻值ΔKth。Paris公式如下

da/dN=C(ΔK)n

(1)

式中：C，n為Paris擬合參數。

2 試驗結果與討論

2.1 裂紋擴展速率及門檻值

由表1可以看出，隨著溫度的降低，7055-T76511鋁合金型材的裂紋擴展門檻值逐漸增大。溫度由150 ℃降至-70 ℃時，0.5應力比下，裂紋擴展門檻值由0.98 MPa·mm1/2提高至1.33 MPa·mm1/2，0.1應力比下，門檻值由1.07 MPa·mm1/2提高至1.43 MPa·mm1/2，可見溫度對門檻值的影響較為明顯。應力比由0.5降低至0.1，門檻值有所提高，但相差不大。

表1 7055-T76511鋁合金型材在不同溫度和應力比下的裂紋擴展速率試驗結果

2.2 討論與分析

由圖35可以看出，150 ℃、室溫、-70 ℃條件下，在裂紋穩定擴展區，當ΔK一定時，0.5應力比下7055-T76511鋁合金的裂紋擴展速率均高于0.1應力比下的；在不同應力比下，150 ℃下的da/dN-ΔK曲線近乎平行，而室溫和-70 ℃條件下，隨應力強度因子范圍的增大，不同應力比下的裂紋擴展速率差值增大。

對比不同溫度下的疲勞裂紋擴展速率曲線可知，當應力比為0.5，0.1時，隨著溫度的升高，裂紋擴展越來越快，抗裂紋擴展能力降低，-70 ℃下合金斷裂時對應的裂紋擴展速率較小，且其裂紋擴展門檻值始終最大，說明在裂紋穩定擴展區，低溫下合金的抗裂紋擴展能力最好。高溫條件下抗裂紋擴展能力的下降與材料彈性模量和抗拉強度的降低以及裂紋表面氧化有關。裂紋擴展速率與裂紋尖端的張開位移成正比關系。在相同外加載荷條件下，隨著溫度從-70 ℃升至150 ℃，7055-T76511鋁合金的彈性模量降低，裂紋尖端張開位移變大，同時強度的

圖3 不同應力比下7055-T76511鋁合金型材在150 ℃時的疲勞裂紋擴展速率曲線Fig.3 Fatigue crack growth rate curves of 7055-T76511 aluminum alloy section material at 150 ℃ under different stress ratios

圖4 不同應力比下7055-T76511鋁合金型材在室溫時的疲勞裂紋擴展速率曲線Fig.4 Fatigue crack growth rate curves of 7055-T76511 aluminum alloy section material at room temperature under different stress ratios

圖5 不同應力比下7055-T76511鋁合金型材在-70 ℃時的疲勞裂紋擴展速率曲線Fig.5 Fatigue crack growth rate curves of 7055-T76511 aluminum alloy section material at -70 ℃ under different stress ratios

下降使得裂紋尖端的累積損傷加重，裂紋擴展阻力減小，擴展速率增大。

3 結 論

(1) 隨著溫度的降低和應力比的減小，7055-T76511鋁合金型材的裂紋擴展門檻值逐漸增大，其中溫度的影響更為顯著。

(2) 150 ℃、室溫及-70 ℃條件下，在裂紋穩定擴展區，當應力強度因子范圍一定時，0.5應力比下合金的裂紋擴展速率均高于0.1應力比下的；隨著溫度的升高，裂紋擴展加快，-70℃下合金斷裂時對應的裂紋擴展速率較小，抗裂紋擴展能力最好。