探究航空材料疲勞損傷失效試驗(yàn)

張揚(yáng) 方坤 胡勇

摘要：航空材料在使用過(guò)程中，總是會(huì)因?yàn)槠诙鴮?dǎo)致部件失效。為了更好地對(duì)航空材料使用壽命的進(jìn)行預(yù)測(cè)，開(kāi)展航空材料疲勞損傷試驗(yàn)，分析相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)。優(yōu)化航空材料壽命預(yù)測(cè)數(shù)據(jù)模型，減少航空工業(yè)領(lǐng)域因材料疲勞導(dǎo)致的機(jī)械失效，延長(zhǎng)材料的使用壽命。

關(guān)鍵詞：航空材料;疲勞損傷;失效實(shí)驗(yàn);探究

現(xiàn)在對(duì)航空材料的疲勞的研究已經(jīng)深入到了一定領(lǐng)域，如疲勞裂紋的產(chǎn)生、裂紋的擴(kuò)展和斷裂的特征等。近年來(lái)，隨著國(guó)內(nèi)外對(duì)航空工業(yè)材料疲勞問(wèn)題的更加重視，許多組織專(zhuān)門(mén)組建了相關(guān)研究機(jī)構(gòu)，并定時(shí)組織研討會(huì)，對(duì)航空飛機(jī)的損傷情況進(jìn)行調(diào)查和維修。我國(guó)在對(duì)航空材料疲勞問(wèn)題的研究上，也逐漸加大研究力度，并取得了一定的成果。但是通過(guò)對(duì)傳統(tǒng)試驗(yàn)手段的多次試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)過(guò)程中試驗(yàn)耗資過(guò)大、時(shí)間周期過(guò)長(zhǎng)等問(wèn)題。在傳統(tǒng)的試驗(yàn)手段中，改變思路，在保證試驗(yàn)精度的前提下，對(duì)傳統(tǒng)試驗(yàn)手段進(jìn)行簡(jiǎn)化升級(jí)，提高試驗(yàn)機(jī)制。

一、載荷譜疲勞試驗(yàn)

航空飛機(jī)在飛行過(guò)程中，大氣中的陣風(fēng)方向與速度是不斷變化的，飛機(jī)不同的陣風(fēng)中飛行時(shí)，飛機(jī)不同鋼結(jié)構(gòu)的載荷程度各不相同。面對(duì)復(fù)雜多變的自然環(huán)境，試驗(yàn)設(shè)計(jì)只能通過(guò)大量的飛行實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)和分析，民航運(yùn)輸飛機(jī)咋I正常的飛行過(guò)程中，隨機(jī)陣風(fēng)疲勞載荷譜是嚴(yán)重的情況之一，最大的載荷循環(huán)是由地到空在到地的周期，面對(duì)最大的載荷循環(huán)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞損傷也是最嚴(yán)重的。材料在低于屈服強(qiáng)度循環(huán)應(yīng)力作用下，產(chǎn)生的疲勞過(guò)程叫做高周疲勞。根據(jù)試驗(yàn)需要，設(shè)計(jì)不同的應(yīng)力控制，得出多樣數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。試驗(yàn)中，由于飛機(jī)的種類(lèi)多樣性和飛機(jī)本身材料的多樣化，采用個(gè)體代表整體的設(shè)計(jì)方案，如運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)采用機(jī)翼翼面所承受的疲勞載荷試驗(yàn)方案。采用典型任務(wù)剖面代表整個(gè)試驗(yàn)?zāi)Ｐ停瑥牟煌瑐€(gè)剖面的數(shù)據(jù)推到整架飛機(jī)在實(shí)際使用過(guò)程的情況，制定飛行載荷譜。在試驗(yàn)設(shè)計(jì)中，將試驗(yàn)運(yùn)輸飛機(jī)的飛機(jī)部件劃分為不同的剖面，在經(jīng)過(guò)多次不同的飛行任務(wù)之后，得出載荷次序數(shù)據(jù)。在試驗(yàn)參數(shù)的設(shè)計(jì)上，需要波形、頻率、控制方式、應(yīng)力均值和失效判斷這五個(gè)具體參數(shù)。載荷譜疲勞試驗(yàn)中，根據(jù)載荷譜循環(huán)的數(shù)據(jù)，可以得出不同的載荷譜下循環(huán)數(shù)量和飛行疲勞的使用，在對(duì)疲勞壽命的預(yù)測(cè)值計(jì)算中，部分材料性能足夠適用于頻繁拉壓的航空部件中。在每個(gè)地空地的循環(huán)飛行任務(wù)中，材料的區(qū)服強(qiáng)度都在陣風(fēng)載荷的應(yīng)力水平之上，因此，造成的疲勞損傷很小。在低于載荷水平之下的情況中，因?yàn)闆](méi)達(dá)到材料的疲勞極限，所以不會(huì)造成材料的損傷。

二、低周疲勞試驗(yàn)

當(dāng)載荷水平超過(guò)屈服應(yīng)力時(shí)，并且循環(huán)壽命短的疲勞過(guò)程即為低周疲勞。部分航空材料在實(shí)際的使用中，會(huì)出現(xiàn)載荷循環(huán)未達(dá)到極值，但是材料卻會(huì)失效的情況。材料在過(guò)屈服狀態(tài)下，應(yīng)變變程會(huì)更大。低周循環(huán)應(yīng)變疲勞是對(duì)應(yīng)變和壽命的兩者關(guān)系進(jìn)行研究和預(yù)測(cè)，將總應(yīng)變幅分解為彈性應(yīng)變幅和塑形應(yīng)變幅，找出低周循環(huán)應(yīng)變疲勞的曲線對(duì)數(shù)坐標(biāo)關(guān)系，可以得出套型應(yīng)變幅和塑形應(yīng)變幅與壽命的線性關(guān)系。低周疲勞的循環(huán)周次短，試驗(yàn)根據(jù)具體情況，設(shè)置不同的波形類(lèi)型。在試驗(yàn)的流程中，要提前準(zhǔn)備好試樣，記錄試樣尺寸，在試驗(yàn)機(jī)上裝夾鋼試樣，安裝引伸計(jì)，設(shè)置測(cè)試方法，測(cè)試結(jié)束后取下引伸計(jì)并讀取試驗(yàn)數(shù)據(jù)，根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)繪制疲勞曲線和滯后環(huán)曲線。試驗(yàn)設(shè)計(jì)的參數(shù)同樣需要波形、頻率、控制方式、應(yīng)變均值、應(yīng)變幅值、失效判據(jù)等七個(gè)具體參數(shù)數(shù)據(jù)。在低周疲勞試驗(yàn)中，循環(huán)周次的變化會(huì)帶來(lái)材料彈性模量的變化，在疲勞壽命預(yù)測(cè)模型中，拉伸遲滯能損傷函數(shù)法的顯示中，當(dāng)疲勞壽命無(wú)限接近于無(wú)窮大時(shí)，遲滯能參量為零。

三、顯微硬度試驗(yàn)

在進(jìn)行疲勞試驗(yàn)后，對(duì)疲勞試驗(yàn)進(jìn)行取樣，通過(guò)對(duì)不同應(yīng)變幅疲勞對(duì)材料硬度變化產(chǎn)生的影響觀察，叫顯微硬度測(cè)試。近表面的裂紋起源受到循環(huán)載荷，硬度值上升，近截面的中心部位受到的循環(huán)載荷少于起源區(qū)，硬度值升高不明顯。在試驗(yàn)流程中，選擇合適的點(diǎn)作為零點(diǎn)，在低倍物鏡下觀察壓痕的生成，再轉(zhuǎn)到高倍物鏡下記錄壓痕尺寸，中心方向的硬度測(cè)試點(diǎn)的取樣要間隔相等的距離。顯微硬度試驗(yàn)中，材料會(huì)因?yàn)槠诋a(chǎn)生的循環(huán)加載，造成力學(xué)性能分布不均勻的情況，在疲勞斷口處，會(huì)更加明顯。通過(guò)對(duì)材料斷口硬度值的變化，可以推導(dǎo)出材料斷口硬度值，隨著距離變化而變化。經(jīng)過(guò)顯微硬度試樣，在觀察大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)后，可以很明顯地看出，斷口硬度指隨著徑向距離成正比關(guān)系，而在相鄰位置的斷口，硬度變化則不大。斷口硬度值和側(cè)面位置的關(guān)系，因?yàn)槠诋a(chǎn)生的循環(huán)加載會(huì)對(duì)當(dāng)前區(qū)域起到強(qiáng)化作用，在取樣后發(fā)現(xiàn)，疲勞加載對(duì)斷口在側(cè)面位置上的影響并不大。低周疲勞會(huì)引起斷口附近的材料發(fā)生強(qiáng)化現(xiàn)象，原始材料在經(jīng)過(guò)疲勞實(shí)驗(yàn)過(guò)程后，硬度值與初始狀態(tài)比對(duì)時(shí)，會(huì)明顯升高。

四、結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)對(duì)航空材料進(jìn)行不同方式的疲勞損傷試驗(yàn)后，不同應(yīng)變幅值疲勞斷口徑向硬度值沿著近中心的位置至邊緣位置，呈現(xiàn)波動(dòng)增大的趨勢(shì);不同應(yīng)變幅值疲勞斷口軸向硬度值與距斷口的距離變化關(guān)系不大。在不同的疲勞損傷試驗(yàn)后，建立損傷失效試驗(yàn)和使用壽命的數(shù)學(xué)模型，對(duì)現(xiàn)有的理論和方法進(jìn)行不斷地深入研究，不斷完善現(xiàn)有數(shù)據(jù)模型，為我國(guó)航空科學(xué)研究貢獻(xiàn)力量，推動(dòng)我國(guó)航空事業(yè)的發(fā)展。

五、參考文獻(xiàn)

[1]鄭雅婷. 航空材料疲勞壽命模擬預(yù)測(cè)研究[D].中國(guó)民航大學(xué)，2014.

[2]劉治國(guó)，劉旭，陳川.某新型航空材料加速腐蝕當(dāng)量關(guān)系試驗(yàn)研究[J].裝備環(huán)境工程，2020，17（02）：20-24.

[3]高春瑾. 航空材料熱疲勞—蠕變交互作用模型的研究[D].中國(guó)民航大學(xué)，2015.

[4]范桂彬，譚菊芬，李四清，鄧?yán)^雄，沈飚.由國(guó)外先進(jìn)材料的解剖分析看我國(guó)航空材料的冶金質(zhì)量[J].材料工程，1999（11）：41-44.