7050铝合金耳片结构尺寸对其疲劳性能的影响

2020-03-31孙薇薇1玲1张建波刘建中

机械工程材料 2020年3期

孙薇薇1，蔡玲1，张建波，袁璐，刘建中

(1.上海飞机设计研究院，上海 201210；2.上海航空材料结构检测股份有限公司，上海 201210)

0 引言

民用飞机的快速发展对飞机结构的使用寿命和服役性能提出了更高的要求。耳片连接件是保证飞机结构完整性和正常服役的重要部件，是结构之间载荷传递的重要环节。近些年来，国内外学者对耳片连接件的静力特性、断裂特性和疲劳特性进行了研究，已取得一定成果。周丽君等[1]研究了耳片拉伸受力特性及破坏形式，并归纳总结了耳片疲劳强度的主要影响因素。刘翠云等[2]分析了TC18钛合金耳片的疲劳性能，发现热处理状态和平均应力水平对耳片疲劳寿命影响较大。何翔等[3]分析了耳片厚度、耳片孔径、倾角等参数对7075铝合金耳片承载能力的影响。伍黎明等[4]模拟研究了单边裂纹与双边裂纹两种损伤模式下，耳片外内径比值、斜切角、裂纹长度等参数对裂纹尖端I型应力强度因子KI的影响规律。卜英格[5]测得了不同尺寸2024铝合金耳片试样在105周次寿命下对应的疲劳强度，并分析了尺寸效应。杨卓君等[6]对7050铝合金直耳片、对称斜耳片和非对称斜耳片进行了不同方向、不同载荷下的疲劳裂纹扩展试验，对比分析了疲劳裂纹扩展曲线和裂纹扩展路径。BOLJANOVI等[7]提出了耳片结构强度的分析计算方法，并对耳片结构进行了应力分析和疲劳寿命评价。罗学昆等[8]通过二次孔挤压强化工艺改善了TB6钛合金耳片孔壁表面的完整性，在孔壁上形成了残余压应力层和组织强化层，从而显著提高了该耳片的疲劳寿命。

相比一般的带孔结构，耳片的疲劳性能会受到耳片几何参数、装配间隙、尺寸效应和加工工艺等复杂因素的影响。此外，耳片连接件在服役过程中，其耳片孔内壁与销轴存在接触，在承受循环载荷时会发生微动磨损。微动磨损在低应力幅下引发微裂纹，也会影响耳片的疲劳性能。目前，疲劳寿命理论预测和仿真分析难以准确得出这些复杂因素对耳片疲劳性能的影响规律。此外，耳片接头的疲劳强度降低系数Kf远大于应力集中系数Kt，这就导致依靠材料的疲劳性能数据不能准确预测耳片的疲劳性能[9]。因此，耳片连接件的疲劳性能研究仍需依托大量的试验数据，才能保证结果的可靠性。7050铝合金综合性能优异，是飞机结构件的主要材料之一[10]。对7050铝合金耳片疲劳性能及其影响因素进行研究具有重要的工程意义。为此，作者以7050铝合金为研究对象，系统研究了6种不同结构尺寸耳片在不同应力水平下的疲劳性能，分析了耳片结构尺寸参数对疲劳性能的影响规律，以期为飞机结构设计和分析提供一定的试验和理论依据。

1 试样制备与试验方法

试验材料为厚度175 mm 的7050铝合金板，热处理状态为T7451，化学成分见表1。6种耳片试样的形状与尺寸如图1和表2所示，其中：t为耳片厚度；d为耳孔直径；W为耳片宽度；x为耳孔横向边距；y为耳孔纵向边距。试样长度方向均为轧制方向。

表1 7050铝合金的化学成分(质量分数)

图1 耳片试样的形状Fig.1 Shape of lug sample

按照ASTM E466-15，在QBG-100KN型疲劳试验机上进行室温疲劳性能测试，试验机检测精度为±1%，满足标准要求。试验加载频率为80 Hz，波形为正弦波，应力比为0.06，采用3种应力水平(表3)，至少测3个平行试样。要求在3种应力水平下不同耳片试样的疲劳寿命均分别在5×104，1X105，5×105周次左右，并且应满足95%置信度要求。采用COXEM-30AX型扫描电子显微镜(SEM)对疲劳断口形貌进行观察。

表2 耳片试样尺寸

表3 不同耳片试样疲劳试验的最大应力水平

2 试验结果与讨论

2.1 应力-寿命(S-N)曲线

通过疲劳试验，获得不同尺寸7050铝合金耳片的疲劳寿命，其结果分布在5×1045×105周次。对于中低疲劳寿命区，疲劳寿命对数与应力对数呈线性关系，即

lgN=A1+A2lgS

(1)

式中：N为疲劳寿命；S为最大应力；A1和A2为材料在一定应力集中系数和应力比(或平均应力)下的曲线形状常数。

采用最小二乘法对试验数据进行线性拟合[11]，得到不同7050铝合金耳片试样的中值S-N曲线，见图2。

图2 拟合得到的不同尺寸7050铝合金耳片试样的S-N曲线Fig.2 Fitted S-N curves of 7050 aluminum alloy lug samples with different sizes: (a-f) samples 1-6

由试样1、试样3、试样5或试样2、试样4、试样6的S-N曲线对比可知，在相同应力水平下，随着d/W的减小，耳片的疲劳寿命均先延长后缩短；对比试样1、试样2，或试样3、试样4，或试样5、试样6的S-N曲线可知，y/x越大，相同应力水平下的疲劳寿命越长。在d保持不变的条件下，当d/W减小时，耳片孔的应力集中系数减小[12]，即相同名义应力下，应力集中系数低的耳片孔内壁实际应力响应小，因此疲劳寿命延长。当d/W减小到一定程度时，耳片试样尺寸增大，尺寸效应凸显，从耳片孔内壁到耳片外边缘的应力梯度小，处在高应力区的体积大，在循环载荷作用下产生疲劳裂纹的概率更高[9]，故疲劳寿命又有所降低。

当y/x=1.0时，耳片试样的拉伸净截面积与剪切净截面积相当，裂纹扩展方向与加载方向的夹角约为60°，如图3(a)所示，试样呈拉、剪复合疲劳破坏模式，疲劳寿命较低；当y/x=1.6时，耳片试样的抗剪面积增大，抗剪能力提高，裂纹扩展方向与加载方向的夹角约为90°，如图3(b)所示，试样的破坏模式为单向正应力下的单轴疲劳失效，疲劳寿命较高。

图3 分别在最大应力70 MPa和130 MPa下疲劳试验后试样3和试样4的宏观形貌Fig.3 Macromorphology of sample 3 (a) and sample 4 (b) after fatigue test under maximum stresses of 70 MPa and 130 MPa, respectively

2.2 疲劳断口形貌

不同尺寸7050铝合金耳片试样的疲劳断口形貌相似，均具有疲劳裂纹源区、裂纹扩展区和瞬断区3个特征区域。以最大应力为60 MPa下的试样5为例进行分析。由图4可知：裂纹源形式主要为角裂纹和表面裂纹，裂纹源下方可观察到明显的放射状条纹，其发散方向为疲劳裂纹扩展方向；裂纹扩展区可观察到垂直于裂纹扩展方向的疲劳条带，疲劳条带相互平行、间隔均匀，是典型的高周疲劳条带；瞬断区存在大量韧窝，表现出韧性断裂特征。