應力集中系數和應力比對7475鋁合金疲勞性能的影響

＊何飛 張憲政

（江西洪都航空工業集團有限責任公司 江西 330024）

7475鋁合金為AL-Zn-Mg-Cu系合金，是最早由國外在7075鋁合金基礎上研制的超高強度鋁合金。該合金的強度和耐蝕性和7075鋁合金相當，但斷裂韌性得到提高，可用于制造客機、運輸機和戰斗機的機身和下機翼蒙皮、翼梁、中心機翼結構件和艙壁[1-3]。因此本文研究7475鋁合金的疲勞性能對保障航空結構材料的安全使用具有重要意義。

材料在加工或使用過程中產生的缺口會引起應力集中，對疲勞性能產生極大影響，促使材料發生失效[4]。應力集中系數（Kt）指應力集中處最大應力與其名義應力的比值。疲勞缺口系數（Kf）為光滑試件的疲勞極限與缺口試件疲勞極限的比值。除此之外，結構材料在不同的交變載荷下，有不同的循環應力，因此應力比（R）對材料的疲勞性能也有很大的影響。現有研究表明，在恒定最大應力情況下，隨著應力比的增加，應力幅減小，疲勞壽命增大[5]。應力比也有對稱和非對稱之分，工程上結構材料所承受的載荷因環境復雜，大多屬于非對稱循環載荷[6]。

本文主要研究了應力集中系數和應力比對7475合金材料疲勞強度極限的影響，分析了7475鋁合金的S-N曲線和疲勞斷口形貌。依據Neuber公式得到了該軋制厚板在不同應力比和應力集中系數下的疲勞缺口敏感系數q。

1.實驗

材料及設備：

本文所用原料為國產7475-T7351鋁合金軋制厚板，尺寸為89×1200×4000。按GB/T 16865標準，在垂直于板材軋制方向（LT）取料，加工為圖1所示標準試驗件，所有缺口試樣均采用V字形缺口，缺口角度為60°。該合金化學成分如表1所示，室溫下靜態力學性能如表2所示。

圖1 光滑和帶缺口疲勞試樣尺寸

表1 7475鋁合金扎件的主要化學成分

表2 7475鋁合金扎件L向的力學性能

疲勞S-N曲線測試試驗方法及要求按國標GB/T3075，數據處理按HBZ 112執行。試驗在HYG-100高頻疲勞機上進行。疲勞極限由升降法測得，試樣的有效對數為7，共14根，共在5級應力水平下進行。在中等壽命（104～106）區間采用成組法進行實驗，成組法應力水平為4級，每級應力下測試3根試樣，置信度為90%。試樣分為3組：（1）Kt=1，應力比R=0.06、R=0.5；（2）Kt=3，應力比R=0.06、R=0.5；（3）Kt=5，應力比R=0.06、R=0.5；加載頻率f≈120Hz，疲勞循環極限為107。實驗結束后，采用SU1510型掃描電鏡（SEM）觀察試樣的斷口形貌。

2.結果與討論

(1)金相顯微組織分析

圖2為合金表面顯微組織照片，采用CMY-310型金相顯微鏡拍攝。從圖中可以看出，沿著軋制方向L晶粒被拉長了，長度可以達到約300μm，而沿著S方向，平均晶粒寬度大約只有20μm。

圖2 7475鋁合金扎件顯微組織

(2)疲勞極限與疲勞S-N曲線

圖3為不同應力集中系數和應力比下的疲勞S-N曲線。從圖中可以看出，光滑試樣（kt=1）在2個應力比下的疲勞壽命均遠大于缺口試樣。這是因為光滑試樣的應力集中系數為1，試樣中部無應力集中，所受的力即為實驗名義應力，而缺口試樣在應力集中系數分別為3和5的情況下，其缺口根部應力集中處所受的應力遠大于試樣的名義應力，應力集中系數越高，疲勞強度極限越低。此外，從圖中還可以看出，相同Kt條件下，隨著應力比的降低，疲勞強度極限降低，即在疲勞循環最大應力相同的情況下，R越小，應力幅值σm越大，造成的疲勞損傷也就越大，相應的疲勞極限越低。如式（1）所示，表明了應力比R和應力幅值σa、應力最大值σmax之間的關系。

圖3 7475-T7351板材不同應力集中系數和不同應力比下的疲勞S-N曲線

從圖3還可以看出，Kt=5，R=0.5的疲勞壽命曲線與Kt=3，R=0.06的疲勞壽命曲線在應力為140MPa處產生了交點（圖中圓圈所示），說明在較高應力水平下，缺口根部發生了一定的塑形變形，此時應力比對疲勞壽命的影響要大于應力集中系數的影響。

將不同應力比下的疲勞極限按缺口集中系數做柱形圖，可得圖4。從圖4中可以看出不同條件下的疲勞極限數值：R為0.06時，Kt=1的疲勞極限為315MPa，Kt=3為125MPa，Kt=5為79MPa。R為0.5時，Kt=1的疲勞極限為413MPa，Kt=3為170MPa，Kt=5為98MPa。

圖4 不同應力比及應力集中系數下的疲勞極限

(3)斷口形貌分析

圖5為掃描電鏡拍攝的缺口試樣的宏觀疲勞斷口形貌照片，4個試樣的疲勞壽命均在105數量級。這些斷口形貌均較明顯的分為3個區域：（Ⅰ）疲勞裂紋萌生區、（Ⅱ）裂紋擴展區和（Ⅲ）瞬斷區。圖5可以看出，裂紋在疲勞源區反復擠壓和摩擦，所以導致平面相對較為光滑，呈現白色。裂紋擴展區顏色則灰暗一些，表面較為粗糙。而瞬斷區表面顏色明顯較前兩個區更暗，且表面凹凸不平，較為崎嶇。圖中還可以看出，隨著應力集中系數和應力比的不同，其瞬斷區的面積有所變化。（a）和（b）均為Kt=3試樣，但是（a）的瞬斷區的面積卻小于（b），提示在升高應力比下，隨著循環載荷的平均應力升高，導致斷裂時的瞬斷區變大。Kt=5試樣的（c）和（d）也顯示了類似的規律。

圖5 7475合金宏觀斷口形貌

圖6為疲勞源處SEM照片。試樣的疲勞源位于表面，疲勞源區有許多撕裂棱，說明疲勞源的形成與其表面加工狀態及微觀缺陷等因素有一定關系。在近裂紋源區，裂紋呈現明顯的放射狀。

圖6 裂紋源區微觀形貌

圖7為裂紋擴展區SEM照片，可清晰的看到裂紋擴展方向和二次裂紋。這些二次裂紋是疲勞斷口的一種重要的微觀形貌，其方向與疲勞輝紋平行，但深度要遠遠大于輝紋在斷口上的深度。隨后裂紋逐漸稀疏，擴展速度也慢慢增快，這是因為隨著裂紋的加長，裂紋張口逐漸變大，所以相同應力下裂紋尖端應力強度因子增大從而導致裂紋擴展速率加快，且應力幅值越大，裂紋擴展愈快。當裂紋擴展進入瞬斷區域時，此時斷裂類似于靜載斷裂。瞬斷區具有不平坦的粗糙表面，主要由形狀及大小不同的空洞及初窩構成。疲勞加載過程中的主要斷裂模式為解理斷裂，在斷口表面可以觀察到大量河流花樣和解理臺階。

圖7 裂紋擴展區微觀形貌

(4)應力集中對疲勞極限的影響

疲勞缺口系數Kf由式（2）定義，反映了缺口對含缺口件疲勞極限的影響。是一個大于1的系數[7]。

式中：σf為標準光滑試樣的疲勞極限；為缺口試樣的疲勞極限。

疲勞缺口敏感系數q則不僅與缺口，還與構件幾何形狀及材料有關。在對缺口敏感系數計算時，通常使用Neuber經驗模型，其被認為是能較為準確預測金屬材料疲勞極限的模型之一。其表達式如下：

式中：a為材料參數；ρ為缺口根部半徑，缺口尺寸如圖1中加工圖紙所示。

通過試驗數據可計算出7475-T7351材料的疲勞缺口系數如表3所示。

表3 7475l鋁合金扎件的缺口敏感系數

3.結論

（1）7475鋁合金的缺口疲勞性能良好，當Kt=3應力比為0.06時，疲勞極限為125MPa，應力比為0.5時，疲勞極限為170MPa；當Kt=5應力比為0.06時，疲勞極限為79MPa，應力比為0.5時，疲勞極限為98MPa。

（2）Kt=5，R=0.5和Kt=3，R=0.06的S-N曲線在σmax=140MPa時存在交點，提示在較高應力下，應力比相對于缺口尺寸的影響要更大一些。

（3）通過SEM對疲勞斷口進行觀察，疲勞壽命分布在一個數量級的情況下，隨著應力比增加，瞬斷區占斷口面積比也增加。

（4）計算得到了軋板在LT方向上的4個缺口疲勞敏感系數。