機翼用鋁合金材料原始疲勞質(zhì)量對比

高志剛,何宇廷,馬斌麟,張?zhí)煊?/p>

空軍工程大學(xué) 航空工程學(xué)院,西安 710038

超高強鋁合金材料具有高比剛度、高比強度、耐腐蝕性強等一系列優(yōu)點,被廣泛地應(yīng)用于國民經(jīng)濟建設(shè)和國防工業(yè)領(lǐng)域,尤其在航空工業(yè)領(lǐng)域,有著不可替代的作用[1-2]。其中俄羅斯的BXXX鋁合金作為一種典型的Al-Zn-Mg-Cu 超高強鋁合金,早在20世紀(jì)40年代就被全蘇材料研究所成功研制,后來經(jīng)過降低Fe、Si等雜質(zhì),于1971年開發(fā)出BXXX高純鋁合金,其斷裂韌性更是得到了顯著改善并廣泛地用于俄羅斯軍機機翼等關(guān)鍵承力部位[3-4],經(jīng)過歷代飛機結(jié)構(gòu)的升級換代,至今仍是俄系列飛機結(jié)構(gòu)件中重要的組成材料,并被世界各國進口應(yīng)用于航空航天等重要工業(yè)領(lǐng)域。相比于歐美一些發(fā)達國家,中國最早于20世紀(jì)80年代開始研制超高強鋁合金[5],雖然起步較晚,但基本跟上了世界上的研究進程,采取了先引進、消化、吸收, 再仿制、國產(chǎn)化創(chuàng)新的道路[6],并先后進行了十余項“超高強鋁合金”的課題攻關(guān)研究,其中中國研制的7XXX系鋁合金已經(jīng)在中國工業(yè)各個領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用,衍生出的某7XXX超高強新型鋁合金,作為俄羅斯BXXX鋁合金的國產(chǎn)化材料[7],與其有著非常相似的化學(xué)成分和制造工藝[8],已經(jīng)用于中國多型號系列飛機的機翼蒙皮、桁條、起落架等主要結(jié)構(gòu)中[9-10]。但作為飛機結(jié)構(gòu)材料的國產(chǎn)化替代品, 不僅僅涉及制造工藝以及化學(xué)成分上的問題, 同時也涉及到材料質(zhì)量以及飛機采用該材料時的安全性、可靠性和使用壽命,因此需要進一步的對比研究,更好地實現(xiàn)飛機機翼用鋁合金的國產(chǎn)化,為以后中國航空鋁合金材料的國產(chǎn)化研究與生產(chǎn)提供參考。

為了評估航空7XXX鋁合金材料國產(chǎn)化的質(zhì)量效果,選取飛機機翼用國產(chǎn)7XXX鋁合金和俄系BXXX鋁合金緊固孔試件的原始疲勞質(zhì)量(Initial Fatigue Quality,IFQ)進行對比研究。原始疲勞質(zhì)量通常可用裂紋萌生時間(The Time To Crack Initiation,TTCI)和當(dāng)量初始缺陷尺寸(Equivalent Initial Flaw Size,EIFS)來表示[11]。從宏觀上講,飛機在服役期間不斷重復(fù)著起飛-飛行-降落這一過程,飛機的結(jié)構(gòu)將承受各種各樣反復(fù)作用的疲勞載荷[12],在此情況下往往面臨著疲勞失效的風(fēng)險,據(jù)統(tǒng)計,在飛機服役期間發(fā)生的事故中有80%來自于飛機結(jié)構(gòu)的疲勞破壞,而緊固孔作為飛機結(jié)構(gòu)常見的細(xì)節(jié)形式,是易產(chǎn)生應(yīng)力集中現(xiàn)象的危險區(qū)域,往往更容易產(chǎn)生疲勞開裂,因此緊固孔試件的裂紋萌生時間(TTCI)是評價7XXX鋁合金國產(chǎn)化抗疲勞效果的一個重要依據(jù)。從微觀上講,當(dāng)量初始缺陷尺寸(EIFS)代表了結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的原始制造狀態(tài)[13],對于兩種試件材料,它們的組成成分、幾何尺寸以及名義制造工藝等可能相同,但是結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的實際工藝以和作用效果卻并不相同。眾所周知,任何試件表面在最初始狀態(tài)都不是絕對的光滑,總會伴隨著缺陷(制造缺陷、腐蝕缺陷、劃痕等)[14],而這些缺陷通常用EIFS來表示,它將結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的缺陷當(dāng)量為存在不同大小的初始缺陷尺寸,即當(dāng)量化假設(shè)裂紋[15-16],其EIFS值只有小于規(guī)定的許用值才能夠確保結(jié)構(gòu)的IFQ滿足要求[17],是最能夠直觀反映IFQ的判據(jù),因此,通過對比分析兩種鋁合金試件的EIFS值,可以有效地評估7XXX鋁合金材料原始疲勞質(zhì)量的國產(chǎn)化效果。而且目前國內(nèi)外對于BXXX鋁合金材料原始疲勞質(zhì)量鮮有研究,7XXX材料相比于BXXX材料的國產(chǎn)化質(zhì)量效果的研究更是幾乎沒有,因此非常有必要對此問題開展深入研究。

以飛機機翼用BXXX鋁合金緊固孔試件和7XXX鋁合金緊固孔試件為研究對象,分別對兩種試件進行了低、中、高3種不同應(yīng)力水平下的疲勞試驗,對比分析兩種試件材料在參考裂紋尺寸下的TTCI；在此基礎(chǔ)上建立了試件結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的通用EIFS分布,應(yīng)用疲勞統(tǒng)計學(xué)方法驗證了兩種試件材料各自的EIFS值無顯著性差異,提出了一種不同超越概率P下的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)當(dāng)量初始缺陷尺寸模型,并采用此模型進行兩種試件材料的通用EIFS對比分析。通過以上對兩種鋁合金材料的裂紋萌生時間和當(dāng)量初始缺陷尺寸的綜合對比,系統(tǒng)分析了7XXX鋁合金材料原始疲勞質(zhì)量的國產(chǎn)化效果,為中國航空鋁合金材料的進一步國產(chǎn)化研究提供了參考和技術(shù)支持。

1 試驗材料與方法

1.1 試驗材料

試件材料為俄系BXXX鋁合金材料和其國產(chǎn)化的7XXX鋁合金材料,兩種材料化學(xué)成分相當(dāng),如表1所示[18],均常用于飛機結(jié)構(gòu)的外翼和中央翼等主要承載結(jié)構(gòu)。兩種試件具有相同的幾何形式、制作工藝和熱處理狀態(tài),試件幾何尺寸按照GB/T 6398—2000的規(guī)定進行設(shè)計,如圖1所示。制孔按照HB/Z 223.12—97 航空工業(yè)飛機裝配工藝制孔標(biāo)準(zhǔn)進行,用來模擬飛機機翼的部分結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié),先制小孔然后擴大至最后尺寸8 mm,并通過塞規(guī)檢查滿足要求。為清除毛刺、鱗刺,制孔后在孔兩端面制不大于?0.3 mm×45°的倒角并確保孔表面無破邊和裂紋,孔表面粗糙度為1.6 μm,滿足技術(shù)要求。

表1 BXXX和7XXX鋁合金化學(xué)成分[18]

圖1 試件幾何尺寸

1.2 試驗載荷譜

為真實地模擬飛機服役期間復(fù)雜的受載情況,選用中國某型系列飛機的各典型科目順序和重心過載,編制該系列飛機的過載譜,依據(jù)式(1)將過載譜轉(zhuǎn)換成為載荷譜：

P=nσ(1g)F

(1)

式中:n為編制的過載譜；σ(1g)為各載荷狀態(tài)下1g過載對應(yīng)的截面名義應(yīng)力；F為試件凈截面面積。為了建立結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的通用EIFS分布,試驗需要采用高、中、低3種應(yīng)力水平[11],每種應(yīng)力水平用譜中最大應(yīng)力峰值表示,如表2所示。

表2 試驗的3種應(yīng)力水平

試驗載荷譜的每個譜塊循環(huán)次數(shù)為3 334,代表126.834個飛行小時(fh)。為使疲勞斷口上能夠留下清晰、可判讀的疲勞條帶,以供試件裂紋長度和疲勞壽命的成組a-t數(shù)據(jù)的獲取,從而能夠準(zhǔn)確反推出參考裂紋尺寸下的裂紋萌生時間,需要引入標(biāo)識載荷。對于標(biāo)識載荷,需要滿足兩個要求：一是對載荷譜損傷度的影響,二是標(biāo)識載荷的施加間隔是否合適(如果間隔過小將會導(dǎo)致疲勞條帶過多、雜亂,不利于斷口疲勞條帶的判讀,間隔過大將導(dǎo)致得到的裂紋擴展有效數(shù)據(jù)稀少,不利于后期分析)[11]。本文通過調(diào)試試驗,確定標(biāo)識載荷的具體調(diào)整方法是：以每4個譜塊編制合成一個大譜塊作為一個單位(共13 336個循環(huán),約代表507.3個飛行小時),將編制的載荷譜中的高載(高載界定為：載荷譜中每個循環(huán)的最大載荷按從大到小排序后取前2%,即267個循環(huán))循環(huán)移動到載荷譜末尾,試驗時對此類高載進行集中施加。同時,經(jīng)過調(diào)試試驗驗證得到調(diào)整后的標(biāo)識譜與原譜的損傷度無明顯差異,通過了與原譜的一致性檢驗,其中部分典型標(biāo)識載荷譜的形式如圖2所示。

圖2 試驗隨機載荷譜

1.3 試驗過程

將俄系BXXX鋁合金試件和國產(chǎn)7XXX鋁合金試件分別標(biāo)記為A組和B組,依據(jù)GB T 24176—2009 金屬材料疲勞試驗標(biāo)準(zhǔn)[19],每組試件數(shù)量為15件,其中高、中、低3種應(yīng)力水平下各5件,試驗件標(biāo)號如表3所示。

表3 試驗件編號

疲勞試驗在MTS810-500 kN材料試驗系統(tǒng)上進行,試驗環(huán)境為正常大氣環(huán)境,頻率為10 Hz,采用PVC補償。試驗時,使用組合式讀數(shù)平臺嚴(yán)密觀察可能萌生裂紋的緊固孔細(xì)節(jié),并詳細(xì)記錄主裂紋位置、裂紋長度以及對應(yīng)的循環(huán)數(shù),其中裂紋長度定義為裂紋萌生位置至擴展位置之間的水平距離。試驗現(xiàn)場如圖3所示。試驗后先將斷口樣品先在四氯化碳溶液中用KH5200DB型數(shù)控超聲波清洗機進行清洗,然后用經(jīng)丙酮軟化的醋酸纖維素膜粘貼幾次空白的復(fù)型,直到斷口清晰為止,最后使用NIKON SMZ800體視顯微鏡對兩種材料試件每個斷口上的疲勞條帶進行觀察(見圖4)。從圖中可以看出,在本試驗編制的標(biāo)識載荷譜下,兩種鋁合金試件在每一個大循環(huán)后都可以留下清晰的疲勞條帶,形狀近似為半規(guī)則的橢圓形,并沿著與主拉力方向垂直方向擴展,通過觀測并獲取裂紋長度和疲勞壽命的成組信息(a-t),為試驗提供有效、可靠的原始數(shù)據(jù)。

圖3 試驗現(xiàn)場

圖4 斷口形貌對比圖

2 試驗結(jié)果與分析

2.1 試驗結(jié)果

結(jié)合試驗記錄,將A、B兩組試件的疲勞斷口條帶進行判讀和反推,得到相對小裂紋范圍內(nèi)裂紋長度和裂紋萌生時間的(a-t)數(shù)據(jù),如圖5和圖6 所示。

圖5 BXXX鋁合金裂紋擴展a-t曲線

圖6 7XXX鋁合金裂紋擴展a-t曲線

2.2 裂紋萌生時間(TTCI)

裂紋萌生時間是結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)在給定載荷譜作用下達到某一參考裂紋尺寸ar值所經(jīng)歷的時間,通常ar值選取小于1 mm以下,結(jié)合試驗數(shù)據(jù)判讀情況,取ar=0.6 mm。

對于選用的參考裂紋尺寸ar下的TTCI求解,采用三點拉格朗日插值法來確定參考裂紋尺寸ar下各試件對應(yīng)的裂紋萌生時間：

(2)

式中：al為最接近ar的a值；al-1與al、tl-1、al與tl、al+1與tl+1分別相對應(yīng)。

計算得到指定應(yīng)力水平下每個試件的裂紋萌生時間ti后,進而得到低、中、高應(yīng)力水平下參考裂紋尺寸對應(yīng)的TTCI平均值TL、TM、TH：

(3)

通過上述過程,得到俄系BXXX鋁合金和國產(chǎn)7XXX鋁合金分別在3種應(yīng)力水平下參考裂紋尺寸ar=0.6 mm時的裂紋萌生時間,并計算每組數(shù)據(jù)的變異系數(shù),得到最小觀測值個數(shù)[20],均小于本試驗試件數(shù),通過了試驗的最小試件數(shù)檢驗。兩種鋁合金試件的裂紋萌生時間計算結(jié)果如圖7和圖8所示。

圖7 BXXX鋁合金裂紋萌生時間

圖8 7XXX鋁合金裂紋萌生時間

將兩種鋁合金的平均裂紋萌生時間進行對比,如圖9所示。可以看出,在考慮了材料分散性、結(jié)構(gòu)分散性、工藝分散性的前提下,兩種鋁合金試件無論在低、中、高應(yīng)力水平下的裂紋萌生時間均非常接近,其中在中和高應(yīng)力水平下,國產(chǎn)7XXX鋁合金的平均裂紋萌生時間要長于俄系BXXX鋁合金,分別多出3.71%和2.94%,在低應(yīng)力水平下,其裂紋萌生時間略短于BXXX鋁合金,僅相差1.76%,說明了國產(chǎn)7XXX材料的疲勞性能與原用的俄系BXXX材料的疲勞性能大致相當(dāng)。

圖9 裂紋萌生時間對比

2.3 當(dāng)量初始缺陷尺寸(EIFS)

2.3.1 每個試件EIFS求解

所采用的裂紋擴展方程類似于斷裂力學(xué)中描述裂紋擴展速率的Paris公式[21-22]的形式：

(4)

式中：Q和b為與載荷譜、結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)類型以及材料特性等相關(guān)的參數(shù)。通常的耐久性分析中推薦b=1進行數(shù)據(jù)處理[11]；對于Q,假定第i種應(yīng)力水平一共獲得了L個有效端口,其中第k個斷口有m對(a-t)數(shù)據(jù)(j=1,2,…,m),則第k個斷口的裂紋擴展速率Qk可以用直接擬合法,即通過最小二乘法令偏差平方和最小得到：

(5)

通過對式(4)轉(zhuǎn)換得到試件的EIFS控制曲線：

EIFS=a(0)=arexp(-Qkti)

(6)

令ε表示TTCI的下界,xu表示EIFS的上界,通過式(6)可以得到：

xu=arexp(-Qkε)

(7)

通過式(6)對每個試件結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的EIFS值進行逐個求解,計算結(jié)果如圖10所示。

圖10 每個試件結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的EIFS值

2.3.2 EIFS值差異性檢驗

由于EIFS是結(jié)構(gòu)件是結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的固有屬性,與應(yīng)力水平無關(guān),所以首先應(yīng)用疲勞統(tǒng)計學(xué)上的假設(shè)檢驗方法對每種鋁合金在不同應(yīng)力水平下的EIFS值進行差異性檢驗(F檢驗)[23],即每種鋁合金組間的差異分析以及顯著性檢驗。從而驗證本文計算得到的EIFS值是否能夠真實反映結(jié)構(gòu)的IFQ,在此基礎(chǔ)上再對結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的通用EIFS進行計算求解。

提出假設(shè)：H0:μ1-μ2-μ3(μ代表BXXX鋁合金每種應(yīng)力水平下EIFS均值)；H1:μ1、μ2、μ3不全相等；H2:ν1=ν2=ν3(ν代表BXXX鋁合金每種應(yīng)力水平下EIFS均值)；H3:ν1、ν2、ν3不全相等。

經(jīng)計算得到方差分析表,如表4所示,可以得到給定顯著水平α=5%,則F0.05(2,12)=3.89[24],兩種鋁合金的F值均小于F0.05(2,12),所以接受H0和H2,認(rèn)為兩種鋁合金在低、中、高3種應(yīng)力水平下自身結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的當(dāng)量初始缺陷尺寸無顯著性差異,同時也驗證了結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的當(dāng)量初始缺陷尺寸與應(yīng)力水平無關(guān),從而證明了結(jié)果的可靠性,間接說明了本文定義方式的合理性。

表4 每種鋁合金不用應(yīng)力水平下EIFS值方差分析

接下來對兩種鋁合金之間結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)EIFS的差異性進行檢驗,從而對7XXX鋁合金的國產(chǎn)化質(zhì)量效果進行評估。由于上文已經(jīng)驗證每種鋁合金在不同應(yīng)力水平下結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的EIFS值均無顯著性差異,也再次說明并驗證了EIFS值與應(yīng)力水平無關(guān),只和材料自身屬性有關(guān)[18],因此可以將每種鋁合金材料3種應(yīng)力水平下的EIFS值統(tǒng)一為一個樣本,然后對兩個樣本進行差異性檢驗。

提出假設(shè)：H0：λ1=λ2(λ1、λ2分別代表兩種鋁合金的EIFS值)；H1：λ1、λ2不全相等。得到方差分析表,如表5所示。

表5 不同種鋁合金EIFS值方差分析

給定顯著水平α=5%,F0.05(1,28)=4.20[24],計算得到F=1.10<4.20,故接受H0,認(rèn)為兩種鋁合金的EIFS值無顯著性差異,可以初步判定：對于結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)原始疲勞質(zhì)量,中國航空

7XXX鋁合金對俄系BXXX鋁合金有著非常不錯的國產(chǎn)化質(zhì)量效果。

2.3.3 通用EIFS分布

EIFS分布的概率密度函數(shù)為

(8)

進而得到EIFS的累積分布為

(9)

式中：Q為每組試件不同應(yīng)力水平下的裂紋擴展速率參數(shù),可通過設(shè)置i個裂紋參考尺寸ar(0.6、0.8、0.9、1.0、1.1 mm)得到每個ar下裂紋萌生時間的平均值T,然后將(ar)i和Ti按照式(5)的方法進行求解；α為形狀參數(shù)；β為比例參數(shù)。根據(jù)文獻[11]的方法,對于每組斷口的αi、βi可通過最小二乘線性回歸擬合得到。

將式(9)進行轉(zhuǎn)化,建立式(10)和式(11),從而建立一種不同超越概率P下的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)當(dāng)量初始缺陷尺寸模型：

P(x)=[1-F(x)]×100%

(10)

(11)

模型通過FX(x)建立了裂紋超越概率P(x)與EIFS之間的關(guān)系,給定結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的EIFS,便可通過該模型公式或者模型所表示的曲線直接得到結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)裂紋尺寸超越該EIFS值的概率,可以有效地對飛機結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的質(zhì)量風(fēng)險進行評估,具有很強的實用性和工程價值。

通常為了使得擬合得到的通用EIFS分布與2.3.1節(jié)中的EIFS控制曲線能夠更好地吻合,需要對參數(shù)進行優(yōu)化,參數(shù)優(yōu)化的準(zhǔn)則是通過選取多組ar和xu值,來獲得通用EIFS分布參數(shù)α和Qβ,從而使得預(yù)測值和斷口數(shù)據(jù)的偏差平方和(SSE)達到最小。

求得優(yōu)化后兩種鋁合金試件在各應(yīng)力水平下的通用EIFS分布參數(shù)如表6所示。

根據(jù)式(10)和式(11)提出的模型以及表6所求得的參數(shù),繪制BXXX鋁合金和7XXX鋁合金不同超越概率P下的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)當(dāng)量初始缺陷尺寸曲線,如圖11所示。

表6 通用EIFS分布參數(shù)

圖11 不同超越概率下的當(dāng)量初始缺陷尺寸曲線

從圖11可以看出兩種鋁合金在不同超越概率下的當(dāng)量初始缺陷尺寸曲線變化趨勢非常接近。中國軍用手冊規(guī)定緊固孔存在0.125 mm的圓角裂紋,即EIFS

3 結(jié) 論

1)在裂紋萌生時間方面,對比了國產(chǎn)7XXX鋁合金與俄系BXXX鋁合金在參考裂紋尺寸下的裂紋萌生時間,得到兩者在低、中、高應(yīng)力水平下裂紋萌生時間變化趨勢接近一致,其中在中、高應(yīng)力水平下,國產(chǎn)7XXX鋁合金要高出俄系BXXX鋁合金3.71%和2.94%,低應(yīng)力水平下也僅相差1.76%。

2)建立了結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的通用EIFS分布,提出了一種不同超越概率下的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)當(dāng)量初始缺陷尺寸模型,該模型能夠求出超越給定當(dāng)量初始缺陷尺寸值的概率,可以有效地對結(jié)構(gòu)的質(zhì)量風(fēng)險進行評估,具有顯著的工程應(yīng)用價值。

3)得到了每個試件的EIFS值并應(yīng)用疲勞統(tǒng)計學(xué)方法證明了：對于給定的試件材料,其各自的EIFS值在不同應(yīng)力水平下均無顯著性差異,驗證了結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的EIFS值是試件材料原始制造狀態(tài)的表征,與設(shè)計變量應(yīng)力水平無關(guān)。

4)在當(dāng)量初始缺陷尺寸方面,應(yīng)用疲勞統(tǒng)計學(xué)方法了證明了兩種試件材料的EIFS值無顯著性差異,說明了國產(chǎn)7XXX材料與俄系BXXX材料有著非常接近的原始疲勞質(zhì)量,且在超越概率為5%時,7XXX材料的通用EIFS值要小于BXXX材料的EIFS值,說明7XXX鋁合金材料的原始疲勞質(zhì)量有著較好的國產(chǎn)化效果。