在航空载荷谱作用下2024铝合金的疲劳行为

陈亚军，　王艾伦，　王付胜，　王先超

(中国民航大学 中欧航空工程师学院， 天津 300300)



在航空载荷谱作用下2024铝合金的疲劳行为

陈亚军，王艾伦，王付胜，王先超

(中国民航大学 中欧航空工程师学院， 天津 300300)

研究了在航空载荷谱TWIST作用下2024铝合金的疲劳特性。对航空载荷谱进行简化处理，对比分析了理论推导、MATLAB程序模拟和疲劳试验给出的飞机疲劳寿命预测值，并微观观察疲劳失效断口特征，分析了失效机理。结果表明：理论推导、程序模拟和疲劳试验得到的疲劳寿命预测值分别为163800，158280和134249次飞行循环；程序模拟得到飞机巡航过程中实际阵风载荷和忽略极小波动载荷的疲劳寿命预测值分别为92314和92321次飞行循环；观察疲劳断口可以发现裂纹萌生形核起源于试验件近表面，疲劳裂纹的扩展以沿晶和穿晶两种方式进行，有明显的疲劳条带，在瞬时断裂区呈现韧窝形貌。

铝合金；航空载荷谱；疲劳寿命预测；微观分析

在航空工业中，由于2024铝合金密度低，强度高，耐腐蚀，是飞机结构的主要用材[1-2]。近几年来，随着飞机对机动性、速度等提出更高的要求，飞机自身将承受更复杂的载荷谱作用。因此，在飞行载荷谱作用下铝合金材料的力学性能及其表征方法已经成为飞机结构强度设计中必不可少的内容[3-4]，这对于提高飞机结构的定寿精度以及延寿措施具有重要的实际意义。国内外许多学者对铝合金疲劳性能做了大量的研究。20世纪60年代末，基于航空材料高断裂韧度的要求，由美国率先成功研制出7475铝合金材料。此后Alcoa公司又成功研制了具有优良抗疲劳性能的2024-T3铝合金材料[5]。这种可靠性很高的铝合金材料在B777，C-17，F-35等飞机上都得以应用[6-7]。我国经过长时间的科学研究，解决了飞机耐久性设计使用载荷谱和损伤容限设计使用载荷谱的编制问题[8]。此成果成功用于运八等6种新机型飞机的设计，使运七飞机的飞行使用寿命从15000 h延长至25000 h；运八飞机检修周期从3000 h延长至4500 h。

疲劳是航空部件材料失效的主要形式之一，关于疲劳裂纹的萌生与扩展及寿命预测已成为航空界的研究热点，目前相关研究多集中在疲劳失效理论和建模仿真方面，而根据实际飞机工况进行载荷谱试验验证较少。本工作基于飞机飞行时各级阵风载荷出现次数编谱，采用2024航空铝合金，进行非等幅载荷谱试验，主要采用线性累计损伤理论，并且分析简化载荷谱的方法，验证不同简化后的载荷谱对飞机疲劳寿命是否存在较大影响；通过理论推导，程序模拟以及真实疲劳试验验证等方法，给出飞机的疲劳寿命，并分析程序的合理性；通过观察试样疲劳断口形貌，从微观角度分析失效机理。

1　试验材料与方法

1.1试验材料

航空2024铝合金化学成分如表1所示。2024铝合金棒材的拉伸强度为515 MPa，屈服强度为365 MPa。依照GB/T 15248—2008《金属材料轴向等幅低循环疲劳试验方法》中的建议设计试样。

1.2理论简化载荷谱

对于民航飞机，地—空—地循环是一次飞行中载荷的循环加载，从而对飞机造成最严重的疲劳寿命影响。对于有些民航运输类飞机，地—空—地循环所造成的疲劳寿命影响占总损伤的80%以上。在20世纪中期，通常使用常幅载荷谱来进行简单的疲劳试验以及寿命估算；自50年代以后，开始使用程序编程等分析载荷谱；而从70年代至今，主要使用飞—续—飞载荷谱即荷兰 NLR 和西德操作强度试验室(LBF)于 1973 年研究出了运输机的飞—续—飞载荷谱 TWIST。此外，国内学者对于该载荷谱也有所研究[9]。综上所述，本研究使用运输类飞机下翼面标准载荷谱TWIST来进行试验，载荷谱的选取参考了文献《TWIST编谱方法中阵风载荷谱形状相似准则的实现》的部分研究成果。TWIST标准载荷谱规定了4000次飞行循环(100周期/循环)的载荷情况。飞行任务类型与飞行载荷等级定义，即将飞行过程中任务段划分为10类，各类任务段的载荷又划分为10等级，各等级载荷次序的随机生成，则得到的统计结果如表2所示。

表1　2024铝合金的化学成分(质量分数/%)

表2　TWIST标准谱中不同飞行类型对应各级阵风载荷出现次数

Note: LD means “discrete load level”, which is referred to as “load level”, but usually simplified as “LD”

根据民用运输机的TWIST标准谱中的数据，考虑飞机巡航的实际意义，其载荷水平LD为1.3～1.6的飞行类型主要存在于飞机的起降阶段。并且实际飞行时载荷水平LD为1.3～1.6的飞行类型往往伴随着材料的瞬间破坏，与疲劳失效的原理不相符。综合考虑上述因素，本试验截取载荷水平低于1.15的阵风载荷进行编谱。得到简化后的载荷谱M1，观察简化后阵风载荷谱，可以发现：载荷水平为0.222的循环波动很小，载荷水平为0.375的循环波动比较小。因此，可以再进行短周期等价简化，得到简化后的载荷谱M2，M3。如表3所示。

1.3MATLAB程序模拟思想

在实际的飞行巡航过程中，阵风的出现是随机的。考虑MATLAB所自带的函数randperm(N),用以模拟载荷随机加载。首先查得TWIST阵风载荷谱每一载荷水平应力所对应的寿命，取其倒数则为该载荷所对应的单次损伤量，按TWIST阵风载荷谱所规定的循环次数存入矩阵ls；然后计算总循环数n，使用randperm(n);函数输出从1-n的n个不重复的整数存入矩阵ord，该矩阵作为本次TWIST阵风载荷谱各个载荷所加载的次序；最后执行for循环，逐次累加上一步随机产生的单次损伤量，直至总损伤量D与1之差的绝对值小于10-5执行break;语句跳出循环，输出总循环的次数T和飞机的寿命L。其程序流程图如图1所示。

表3　简化后的阵风载荷谱

图1　程序模拟流程图Fig.1　Program simulated flow chart

1.4真实试验验证疲劳寿命

在实际试验时，往往选取载荷水平为1.6的应力为材料的拉伸强度，通过计算可以得到该批次铝合金试样所对应的应力的平均值，即σ1g=202.63 MPa。考虑本试验所使用的铝合金疲劳试样的直径为7 mm，通过计算可以得到载荷的平均值为7.8 kN。

为了得到不同阵风载荷谱的载荷幅值，需要通过表3中循环载荷水平和材料横截面积进行推导计算，此处以载荷水平1.15为例推导阵风载荷谱幅值。

因此载荷水平为1.15的幅值为：A1.15=F1.15-F1g=16.77-7.8=8.97kN

将表3中循环载荷水平分别推导计算，得到不同阵风载荷谱的载荷幅值的结果，如表4所示。

表4　不同阵风载荷谱载荷幅值

综合考虑试验因素，并且希望试验结果能够与程序模拟结果相对应和比较，本次试验进行循环载荷波形M3的加载情况。本研究利用Instron-8803疲劳试验机对铝合金材料试样进行飞行阵风载荷谱下的疲劳试验，参数如下：循环载荷正弦波形M3；载荷控制；载荷均值7.8 kN；频率5 Hz。以铝合金疲劳试样断裂为失效依据。

2　结果与分析

2.1理论计算疲劳寿命

经过查阅N-S曲线，得到不同载荷水平下的疲劳寿命和单次损伤量，采用线性累计损伤理论进一步计算得到总损伤量，如表5所示。

Miner法则指出：当累计总损伤量等于1时可以判定材料疲劳失效。根据表5得到的数据，计算可以得到相应阵风载荷谱下循环次数；并且上文指出TWIST标准载荷谱为4000次飞行循环的累计数据，得到载荷谱的循环次数进一步计算可以得到飞机疲劳寿命预测值，如表6所示。

通过以上飞机疲劳寿命的预测值的对比可以发现：在简化后的阵风载荷谱M1和 M2的加载下，飞机的疲劳寿命达到100000次飞行循环左右，说明铝合金材料2024的疲劳性能良好，是可以频繁承受拉压载荷的航空材料。TWIST标准谱中，不同载荷水平造成的疲劳损伤很小，且绝大部分阵风载荷造成的应力水平都低于材料的屈服强度。简化后的阵风载荷谱M1和 M2加载下的飞行疲劳寿命的预测值相等，这是由于在最低载荷水平0.222下，铝合金材料2024并没有达到疲劳极限，因此不会增加总损伤量。简化后的阵风载荷谱M3的飞机疲劳寿命的预测值为163800次飞行循环，相对于简化后的阵风载荷谱M1和 M2有一定的误差，但简化后的阵风载荷谱M3仍有一定的实用性，由简化后的阵风载荷谱M1的400000次循环数减少到5000次循环数左右，对于疲劳试验的进行起到很好的简化效果。在可接受的数理统计可靠性的试验结果下，可以加快试验的速度。

表5　不同载荷水平下的总损伤量

表6　不同阵风载荷谱下循环次数和飞机疲劳寿命预测值

2.2程序模拟疲劳寿命

通过多次运行程序，得到随机载荷谱所对应的飞机疲劳寿命，其值稳定在158280附近，与理论推导载荷谱M3所对应的飞机疲劳寿命相差很小。在编写程序的过程中，考虑了载荷谱的随机加载情况，但没有考虑各个载荷之间的影响，因此得到的飞机疲劳寿命的预测值大于飞机疲劳寿命的实际值。

2.3真实试验疲劳寿命

考虑到真实试验给出的结果最为接近飞机飞行的实际工况，因此其数值对于验证上文简化载荷谱的数值解和模拟程序的结果都有一定的实际意义。在试验机中输入简化的载荷谱M3所对应的循环载荷波形启动试验。分析试验给出的数据，计算可以得到试验的总循环周数为174 256，故此时简化的载荷谱M3所对应循环次数为33.6，从而推导出飞机的疲劳寿命为134249。在进行真实试验时，考虑了各个载荷之间的影响，因此得到的飞机疲劳寿命的预测值与飞机疲劳寿命的实际值最为接近。本工作以TWIST阵风载荷谱为基础，以简化的载荷谱M3为研究对象，得到不同试验方法所对应的飞机疲劳寿命如图2所示。从图2中可以直观的看到理论计算与程序模拟和真实试验给出的飞机疲劳寿命相差不大，因此，从宏观角度来说，程序模拟的结果最为接近飞机疲劳寿命的实际值，并且该模型可以通过更换参数的方法，快速的预测随机情况下其他载荷谱所对应的飞机疲劳寿命，对于通过试验难以实现的简化的载荷谱M1,M2，均可以方便快捷的计算飞机的疲劳寿命。

图2　不同试验方法所对应的飞机疲劳寿命Fig.2　Aircraft fatigue life in different test methods

2.4航空铝合金失效微观分析

采用Hitachi S-3400N扫描电子显微镜进行观察，疲劳断口表面粗糙不平，根据断口表面的特征，可以将其分为三个区域，即疲劳裂纹萌生区、疲劳裂纹扩展区和瞬时断裂区组成。疲劳裂纹的扩展方向如图3(a)白色箭头所示，并且疲劳失效依次经历上述区域。疲劳裂纹萌生区中可以观察到大量微裂纹，这些微裂纹分布随机，没有统一的方向，如图3(b)所示。裂纹萌生阶段，裂纹源区局部产生较大应力，首先出现局部塑性变形，相邻小裂纹彼此汇聚，相连形成更大的裂纹，其也成为裂纹萌生源头。

如图4(a)所示，疲劳裂纹扩展区可以发现断口表面存在呈阶梯状密集分布的疲劳条带形貌，疲劳裂纹扩展区粗糙程度很高，疲劳裂纹在不同的层次上向前扩展。在遇到前方晶界时，裂纹扩展前沿受阻，疲劳条带取向将发生微小改变。伴随着裂纹扩展速率的加快，断口上出现二次裂纹。靠近试验件表面萌生的微裂纹一般为沿晶界扩展，在裂纹扩展区后期微裂纹穿晶扩展。如图4(b)白色箭头所示，有文献[10-11]研究指出：在2024铝合金中，这种尺寸较大(10～40 μm)、形状不规则且颜色较深的为β相粒子，Al7Cu2Fe，从而导致裂纹成核于第二相粒子处，此外第二相粒子与基体的脱粘也易在裂纹成核粒子附近的晶界上形成微裂纹。

瞬时断裂是一种静载断裂，具有静载断裂的断口形貌。如图5(a)所示，疲劳裂纹扩展区发现不同位置形成多条疲劳微裂纹，疲劳裂纹瞬时断裂区形成孔洞状结构形貌。图5(b)所示，在孔洞中可以看到明显的滑移痕迹，这些滑移痕迹显示出了孔洞处在疲劳过程中界面发生了塑性变形。而之所以能够形成“窝状”形貌，正是由于其中心处和周边的滑移程度不同所致。

图3　疲劳断口表面形貌　(a)疲劳断口宏观形貌;(b)位于萌生区的微裂纹形貌Fig.3　Microscopic fracture morphologies of fatigue fractures　(a)macroscopic feature of fatigue fractures;(b)small fatigue cracks in fatigue crack initiation region

图4　疲劳裂纹扩展区微观形貌　(a)位于扩展区的疲劳条带和二次裂纹形貌;(b)第二相粒子导致裂纹生成Fig.4　Microstructure morphology of fatigue crack extension region　(a)fatigue striation and secondary crack in fatigue crack extension region; (b)cracks caused by second-phase particles

图5　瞬时断裂区微观形貌　(a)两区域之间的形貌差异;(b)位于瞬时断裂区的孔洞和滑移形貌Fig.5　Microstructure morphology of fatigue transient breaking region　(a)obvious different morphologies in two regions;(b)hole and slip morphologies in fatigue transient breaking region

3　结　论

(1) 基于航空载荷谱TWIST，通过理论推导、程序模拟和疲劳试验得到的疲劳寿命预测值分别为163800,158280和134249次飞行循环，飞机疲劳寿命预测程序是有效的。

(2)程序模拟得到飞机巡航过程中实际阵风载荷和忽略极小波动载荷的疲劳寿命预测值分别为92314和92321次飞行循环。

(3)观察疲劳断口可以发现裂纹萌生形核起源于试件近表面，疲劳裂纹的扩展以沿晶和穿晶两种方式进行，有明显的疲劳条带，瞬时断裂区呈现韧窝形貌。材料中存在的第二相粒子降低了铝合金材料的疲劳寿命。

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(责任编辑：张峥)

Fatigue Behaviors of 2024 Aluminum Alloy under Aviation Load Spectrum

CHEN Yajun，WANG Ailun，WANG Fusheng，WANG Xianchao

(Civil Aviation University of China Sino-European Institute of Aviation, Tianjin 300300, China)

The fatigue properties of 2024 aluminum alloy under the influence of TWIST on the aviation load spectrum were studied. The aircraft load spectrum was simplified, and the fatigue life of the aircraft was predicted by theoretical analysis, MATLAB program simulation and fatigue was test, and the failure mechanism was observed. The results show that the predicted values of fatigue life are 163800, 158280 and 134249 respectively. Aircraft cruise loads during actual gust load spectrum is simulated, the minimal fluctuation spectrum is ignored. The flight cycles are 92314 and 92321 times respectively. Crack initiation nucleation is originated in the test piece near the surface. Fatigue crack is propagated between intergranular and transcrystalline rupture. Instantaneous, rupture zone and crack propagation can be observed.

aluminum alloy; aviation load spectrum; fatigue life predict; microscopic analysis

2015-08-28；

2015-11-03

国家自然科学基金(51301198)；中央高校基本科研业务费中国民航大学专项(3122015Z002)；中国民航大学实验技术创新基金项目(2016SYCX21)

陈亚军(1976—)，男，博士，副教授，从事合金材料性能研究和教学工作，(E-mail)2292598008@qq.com。

10.11868/j.issn.1005-5053.2016.5.011

TG 115

A

1005-5053(2016)05-0064-06