AA7075-T6 I-II復合疲勞裂紋擴展研究

吳鵬飛 楊邦成 岳仕航

（昆明理工大學建筑工程學院，昆明 650504）

文 摘 通過AA7075-T6 鋁合金在不同加載角度下的I-II 復合高周疲勞裂紋擴展試驗，利用FRANC3D中M-積分計算了復合型裂紋尖端的等效應力強度因子幅值，結合七點遞增多項式對數據處理，得出了復合疲勞裂紋擴展速率曲線，分析了復合疲勞性能，并探討了復合裂紋擴展的路徑及斷口特性。結果給出了純I型疲勞裂紋擴展速率曲線在穩定擴展階段的Paris公式的參數；并表明：I型疲勞裂紋擴展壽命最長，復合疲勞裂紋擴展壽命都有不同程度的減少；復合疲勞裂紋開裂方向的數值分析及實驗結果與理論吻合；復合疲勞斷口表現為脆性斷裂。

0 引言

在航空航天領域，為了提高飛行器的技術性能和經濟效益需要選擇質輕、高強的材料，AA7075 合金因其良好的力學性能被作為首選材料之一。AA7075 是美國最早開發的一種高強高韌鋁合金，具有高強度、高模量，并且抗應力腐蝕能力強的特點，至今依然是航空航天領域使用最廣泛的輕型材料［1-3］。AA7075 被作為飛機結構的主要材料用于制造起落架、翼梁、飛機蒙皮等，即使在設計階段也需要對結構及零部件進行斷裂和疲勞裂紋擴展分析。目前，在解決許多實際工程問題時疲勞裂紋擴展研究大多都集中在單一荷載條件下，對于復合加載條件下的較少，TANG 等［4］研究了7075鋁板在不同應力比下I 型裂紋的疲勞裂紋擴展；王蘋［5］等利用試驗及模擬的方法進行了A7N01 鋁合金母材在I-II 復合型加載下疲勞裂紋擴展行為，分析了不同加載角度下的裂紋擴展速率；……