7B04与B95超硬铝合金的裂纹扩展性能

2020-11-11宋雨键崔荣洪樊祥洪

机械工程材料 2020年10期

宋雨键，崔荣洪，张腾，樊祥洪，张胜

(空军工程大学航空工程学院，西安 710038)

0 引言

现代飞机造价非常高，如何在保证飞机安全性的基础上追求最大的经济效益，即充分挖掘飞机的寿命潜力，延长其使用寿命，一直是航空领域重点关注的一个问题[1]。目前，国内外学者对延长飞机使用寿命的相关理论和方法进行了很多深入的研究。延长飞机结构使用寿命的方法很多，如耐久性修理、结构加强、更换结构、加强检查、损伤容限分析、单机寿命管理、全机疲劳试验与传统耐久性分析等[2-5]。其中，更换结构对延长飞机使用寿命，实现显著的经济效益而言是一项必不可少的工作，因此有必要针对这方面开展大量的研究工作。

飞机的寿命主要是由飞机结构的寿命决定的，飞机结构安全、稳定、可靠的工作是保证飞行安全的前提。近些年，世界范围内飞机老龄化现象都十分严重，不少飞机都已超过了设计寿命;这些飞机上损伤的构件需要更换，而用新改进的高强度铝合金有可能提高构件的性能及寿命[6]。超硬铝合金是飞机制造业中广泛使用的一种结构材料，其用量约占飞机结构质量的60%80%[7]。B95铝合金是从俄罗斯进口的一种超硬铝合金，广泛用于我国现阶段服役的军民用飞机中。在循环载荷的长期作用下，许多结构件表面出现了裂纹，严重威胁飞行安全，因此需要及时更换这些损伤的结构件。使用国产7B04超硬铝合金结构件替换B95铝合金结构件具有更高的经济效益。但是，飞机结构件的更换及飞机的延寿工作事关飞行安全，其间需要大量的试验数据进行支撑。目前国内对7B04超硬铝合金的组织与性能已进行了相关研究[8-10]，但这些研究主要集中在微观组织方面，有关疲劳裂纹扩展性能的研究相对较少。在飞机结构疲劳寿命的相关研究中，无论是确定关键承力结构件的疲劳寿命，还是利用结构细节改进设计来提高疲劳寿命，都必须以疲劳试验结果为依据[11]；疲劳试验在飞机结构设计、定寿、检修与延寿中具有不可替代的作用。因此，在采用7B04超硬铝合金结构件替换B95铝合金结构件时，开展二者的裂纹扩展性能对比研究显得尤为重要。

作者在随机谱载荷下对7B04和B95超硬铝合金进行疲劳试验，获得相应疲劳裂纹扩展数据和疲劳总寿命，并对2种铝合金的疲劳寿命、分散性系数等重要疲劳性能指标进行对比分析，研究了这2种超硬铝合金结构件的疲劳裂纹扩展性能，为国内服役军民用飞机结构件的更换和延寿工作提供可靠的数据支撑。

1 试样制备与试验方法

试验材料为B95超硬铝合金与7B04超硬铝合金，2种材料的化学成分如表1所示。选用犬骨型单孔平板试样模拟飞机疲劳危险部位典型结构件，试样的形状与尺寸见图1，每种材料的试样数量为10个。

表1 B95和7B04铝合金的化学成分(质量分数)

图1 试样的形状及尺寸Fig.1 Shape and dimension of the sample

为保证分析结果的真实有效，同时提高计算效率，参照文献[12]，将试样在厚度方向划分为4层网格，网格厚度约为0.7 mm，网格边长约为1.5 mm。将一侧所有节点在x，y，z方向上的位移约束设置为0，对另一侧施加50 MPa拉应力，采用Abaqus有限元软件对试样的应力分布进行模拟，结果如图2所示，可以发现试样中垂直于拉力方向孔边处的应力最大，是疲劳裂纹最易萌生的位置。

图2 模拟得到试样的应力分布云图Fig.2 Stress distribution contour of the sample by simulation

图3 疲劳试验部分随机载荷谱Fig.3 Partial random load spectrum of the fatigue test

依据国内某型飞机的飞行特性，采用混合乘同余法产生伪随机数序列，并依此编制飞机重心过载谱，然后根据该型飞机危险孔细节应力分析结果，确定疲劳试验载荷水平，再依据重心过载谱，编制疲劳试验载荷谱。部分随机载荷谱如图3所示。为形成便于断口判读的疲劳条纹，将编制的载荷谱中的高载循环(所有循环中最大载荷从大到小排序后前1.5%的循环)移动到载荷谱末尾定为标识载荷，试验时对此类髙载进行集中施加。根据载荷谱损伤分析结果[13]，用随机载荷谱的一个谱块代表400次飞行，相当于500 飞行小时。

将上述随机载荷谱按照等速度加载的方式，编写成用于试验机施加随机谱的数据文件。在MTS810-500kN型材料试验系统上进行疲劳试验，由MTS810-100.TAC型多功能软件系统自动控制载荷谱的施加，试验条件为室温，加载频率为10 Hz，补偿类型选择PVC补偿。由图4可见，在10 Hz加载频率下，载荷跟随性良好。用精度为0.01 mm的PXS-5T型体视显微镜配合组合式读数摄像平台对试样孔边裂纹进行观察与测量，由此可获得不同载荷循环数对应的裂纹长度。

图4 试验加载精度示意Fig.4 Schematic of test loading accuracy

飞机结构疲劳试验的主要目的之一是获得疲劳裂纹形成寿命及其总寿命，这是判定材料优劣及后期工程使用中制定检查周期、首翻期和修理间隔最重要的依据。但是结构及受载情况的复杂性导致裂纹的形成寿命无法由疲劳试验直接确定，因此作者参考文献[11]，根据裂纹扩展长度采用一种工程方法来确定裂纹形成寿命，其基本思路：将试样断裂时的时间记录为总寿命N，同时记录不同试验时间Ni对应的裂纹长度ai，对试验后的试样断口进行判读，精确得到试样裂纹扩展长度，然后对试验数据进行拟合，推断出裂纹长度达到0.5 mm时所对应的飞行时间[14]，即为裂纹形成寿命Nf。总寿命与裂纹形成寿命之差即为裂纹扩展寿命Ng。

2 试验结果与讨论

2.1 疲劳断口形貌

观察发现，所有试样的疲劳破坏形貌均相似。由图5可以看出，7B04和B95铝合金试样的疲劳裂纹均在垂直于拉力方向孔边处萌生并扩展，与有限元分析结果吻合。由图6可以看出：7B04和B95铝合金试样疲劳断口中的疲劳条纹十分明显，这说明通过集中施加高载来确定裂纹长度和载荷循环数之间的关系是可行的。

图5 B95和7B04铝合金试样的疲劳破坏形貌Fig.5 Fatigue failure morphology of B95 (a) and 7B04 (b) aluminum alloy samples

图6 B95和7B04铝合金试样的疲劳断口形貌Fig.6 Fatigue fracture morphology of B95 (a) and 7B04 (b) aluminum alloy samples

2.2 疲劳裂纹扩展曲线拟合

除去因试验操作失误导致破坏的一个7B04铝合金试样，将记录得到其余所有试样的裂纹扩展数据(ai，Ni)绘于直角坐标系中并进行拟合，拟合结果见表2。由表2可以看出：试样主裂纹长度a与循环次数N近似呈二次函数关系，裂纹扩展拟合曲线的相关性系数R2均满足相关性要求。

2.3 疲劳寿命

根据试验结果和疲劳裂纹扩展曲线，参考文献[11]求得试样在载荷谱作用下的裂纹形成寿命、裂纹扩展寿命和总寿命，结果如图7所示。由图7可知，7B04铝合金的裂纹形成寿命、裂纹扩展寿命和总寿命平均值均高于B95铝合金的。

表2 7B04和B95铝合金试样疲劳裂纹扩展曲线拟合结果及相关性系数Table 2 Fitting results and correlation coefficients of fatiguecrack growth curves of 7B04 and B95 aluminum alloy samples

用μ表示对数寿命的样本均值，则试样的中值寿命N50为10μ。由统计理论可知，样本均值可以作为总体均值的点估计。此外，在进行飞机结构疲劳寿命分析时，不仅要考虑标准差s和中值寿命，还需考虑分散系数、安全寿命等指标[15]。根据疲劳理论，飞机结构疲劳寿命(包括裂纹形成寿命、扩展寿命和总寿命)服从对数正态分布，因此可用对数正态分布对数据进行处理[13]。在对数寿命母体的标准差和数学期望都未知的条件下，根据疲劳寿命的定义可计算出疲劳分散系数Lf，计算公式为

(1)

式中：k为标准差修正系数；uP为标准正态分布上P分位数；uγ为标准正态分布上γ分位数，由选用的置信度(1-γ)确定；n为试样的数量。

当飞机结构寿命服从对数正态分布时，目前常用99.9%可靠度和90%置信度对应的寿命作为安全寿命[15]，因此安全寿命Np的计算公式为

Np=N50/Lf

(2)

对7B04和B95铝合金的疲劳裂纹形成寿命和总寿命数据进行处理，结果见表3。由表3可知：7B04铝合金的总寿命分散系数为1.502 3，远低于B95铝合金的；7B04和B95铝合金的中值疲劳裂纹形成寿命的比值为1.55，安全寿命的比值为2.2。7B04铝合金的安全寿命、分散系数等主要疲劳性能指标都明显优于B95铝合金的。