低温对航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为的影响

刘牧东

（中国直升机设计研究所 旋翼传动部，江西 景德镇 333001）

铝合金由于具有强度高和易加工的特性，被广泛应用于航空器结构的制造，如机身蒙皮、壁板、框架、发动机、油箱和起落架等。航空铝合金在使用过程中常会经历交变载荷而产生损伤，出现疲劳裂纹，当损伤累积超过材料的容许限度时出现断裂失效，从而对结构的安全性造成威胁，引发灾难性事故。因此，航空器结构的疲劳和裂纹扩展性能越来越受到关注，航空铝合金疲劳性能和微观机理分析在结构可靠性设计中占有重要地位，是保证航空器安全的必不可少的环节。

低温是航空铝合金使用过程中不可避免的环境因素，飞机的真实工作环境为10000米左右的高空，所处的大气温度为-40 ℃；在某些高海拔和高寒地区，航空器工作温度达到-60 ℃[1]。在低温环境下，航空铝合金的宏观性能和微观结构常发生改变，疲劳与裂纹扩展行为也有所不同。国内外学者对此进行了大量研究，实验研究方面，主要测定了低温环境下铝合金材料的疲劳[2-5]和裂纹扩展行为[6-8]，分析低温对宏观性能的影响，结果表明低温会增强铝合金抵抗疲劳和裂纹扩展能力，延长疲劳和裂纹扩展寿命，对疲劳和裂纹扩展行为产生有益影响。微观机理研究方面，借助断口金相分析揭示了低温下断面晶体结构[9-10]、滑移变形[10]、疲劳裂纹形成[11]、微裂纹演变[10，12]、氢脆[2]和韧脆转变[13-14]等微观机理的变化规律，受低温环境影响，材料的疲劳破坏过程短暂、扩展迅速，并且没有明显的征兆[15]。

然而，目前仍未完全掌握低温下航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为的机理和物理本质，对于低温环境与循环载荷间的相互作用认识还不够深入，难以准确评估低温疲劳和裂纹扩展行为变化规律。为此，本工作选取2524-T3和7050-T7451铝合金（常用于飞机蒙皮和框架等部位）作为研究对象，对比分析材料的低温疲劳与裂纹扩展行为，探寻低温环境与循环载荷的作用机理。

1 实验材料和方法

1.1 实验材料

2524-T3和7050-T7451铝合金基本力学性能及组成成分见表1，按照标准ASTM E466-07和ASTM E647-11，分别制备中心缺口板状试样用于疲劳实验，并制备中心裂纹拉伸标准M（T）试样用于裂纹扩展实验。表2为试样的几何形状和尺寸，中心缺口板状试样的应力集中系数为2.5；中心缺口和预制裂纹借助铣切和线切割等技术加工完成，并通过抛光处理消除表面划痕和损伤。

1.2 实验方法

航空器结构通常在-40～-60 ℃低温下工作[12]，本工作在25 ℃常温和-70 ℃低温环境下开展实验，分别测定2种铝合金材料的疲劳和裂纹扩展性能。

表 1 铝合金材料性能及组成[16]Table 1 Properties and composition of aluminum alloy material[16]

表 2 试样形状和尺寸Table 2 Geometry and dimension of the specimen

疲劳和裂纹扩展实验环境和加载方式见表3，加载波形为正弦波，加载应力比分别为0.06和0.5。需要说明的是，加载应力比0.06和0.5均是航空飞行器结构实测载荷谱中的常见交变载荷，能够反映航空铝合金结构服役过程中主要飞行状态（如地面滑行、巡航、机动和着陆等）的承载情况[17-18]。对于常用于机身蒙皮和整流罩支架等次承力结构的2524-T3铝合金，主要载荷来源为气动载荷，载荷水平较低；而对于构成框架和大梁等主承力结构的7050-T7451铝合金，主要承受飞行中机翼、操纵和发动机推力以及结构自重载荷等，其载荷水平较高[18]。考虑上述因素，选取常用低应力比0.06开展2524-T3铝合金实验，以满足低载荷水平和幅值的加载条件；选取常用高应力比0.5开展7050-T7451铝合金实验，以满足高载荷水平和幅值的要求，这样更符合航空铝合金结构实际工作情况。

按照标准ASTM E466-07和ASTM E647-11，航空铝合金的疲劳和裂纹扩展实验在MTS-880-100 kN液压伺服试验机上进行，湿度为大气湿度，采用轴向应力循环控制，加载频率10 Hz。低温测试环境借助SDGDYD-180/+350环境箱和YDZ-50液氮罐实现，裂纹扩展尺寸通过WZHD0850长焦距光学显微镜进行测定，并通过计算机终端清晰地观测裂纹尖端状况以及裂纹扩展的路径，记录当前裂纹扩展尺寸和对应的寿命循环数，直至失效断裂。

表 3 实验环境和加载方式Table 3 Experiment environments and loading methods

2 结果与讨论

2.1 低温疲劳性能

表4为2524-T3和7050-T7451铝合金的疲劳寿命结果，在表4中数据基础上，采用三参数幂函数模型表征铝合金疲劳性能：

式中：N为对应于不同应力水平加载的疲劳寿命循环数；Smax为最大加载疲劳应力；A和α为材料常数；S∞表示材料的疲劳极限，根据实验数据拟合确定。

对式（1）两侧进行对数变换：

可见，疲劳寿命N与最大疲劳应力Smax呈对数线性关系。借助线性回归理论，采用三参数幂函数模型式（1）对疲劳实验数据进行最优拟合，得到25 ℃和-70 ℃下2种铝合金的疲劳性能S-N曲线（见表5）。

在表5的基础上绘制25 ℃和-70 ℃下 2524-T3和7050-T7451铝合金的疲劳性能S-N曲线（图1），直观地反映低温对2种铝合金疲劳性能的影响，对比图1和表5发现：（1）S-N曲线与实验数据吻合良好，在相同的温度和加载应力比下，铝合金疲劳寿命随加载应力水平的增大而缩短；（2）在相同应力比加载下，-70 ℃下的疲劳寿命和疲劳极限均高于25 ℃下的，说明低温环境能延长航空铝合金的疲劳寿命，抵抗疲劳失效能力提高，对疲劳性能产生有益影响。

选取图1中低应力水平和高应力水平下的疲劳性能，进一步对比相同应力水平加载下低温与常温疲劳寿命间的差异，结果见表6。对于表2给出的疲劳实验测试标准小试样，出现宏观裂纹后迅速扩展直至完全断裂，其疲劳寿命能够反映材料的疲劳裂纹形成行为。通过表6中低温相对常温疲劳寿命变化的定量比较，分析低温环境效应对2524-T3和7050-T7451航空铝合金疲劳寿命及裂纹形成的影响。由表6可以看到：（1）2种航空铝合金在选取的应力水平下，-70 ℃疲劳寿命提高到25 ℃疲劳寿命的128%～298%，说明低温下铝合金疲劳裂纹形成缓慢，疲劳寿命延长；（2）高应力水平下-70 ℃相对25 ℃疲劳寿命变化较小，而随着加载应力水平的降低，低温与常温疲劳寿命间的差异增大，其中2524-T3低温相对常温疲劳寿命变化量由140%增加至298%，7050-T7451低温相对常温疲劳寿命变化量由128%增加至228%，说明低温环境使疲劳裂纹萌生更困难，低温对2种铝合金疲劳裂纹形成和寿命的有益影响增大。

2.2 低温裂纹扩展性能

按照裂纹扩展测试-方法，获得2524-T3和7050-T7451铝合金的裂纹扩展尺寸a和对应的寿命循环数N，绘制裂纹扩展a-N曲线（图2）。在图2数据基础上，裂纹扩展速率可以通过Trantina-Johnson模型进行表征，模型考虑了断裂门槛值的影响，能够表征近门槛区和稳定扩展区的裂纹扩展速率，其表示方法为：

表 4 疲劳实验测试结果Table 4 Fatigue test results

表 5 疲劳性能S-N曲线Table 5 Fatigue property S-N curves

图 1 航空铝合金材料疲劳性能S-N曲线Fig. 1 Fatigue property S-N curve of aeronautic aluminium alloy material

其中标准M（T）试样的应力强度因子可通过式（4）确定：

式中：da/dN为裂纹扩展速率；C和γ为材料常数，根据实验数据拟合；∆Kth为断裂门槛值；R为加载应力比；Fmax和Fmin分别为加载最大载荷和最小载荷；B和W分别为试样厚度和宽度，根据表2确定；sec（πα/W）为几何修正系数，与M（T）试样尺寸和当前裂纹长度有关。

可以看到，式（3）中裂纹扩展速率da/dN与应力强度因子 (∆K-∆Kth)呈对数线性关系，同样借助线性回归理论，采用Trantina-Johnson模型式（3）对图2中实验数据进行拟合，得到25 ℃和-70 ℃下2524-T3和7050-T7451铝合金的裂纹扩展速率da/dN-ΔK曲线（见表7）。

表 6 相同应力水平加载下低温与常温疲劳和裂纹扩展性能对比Table 6 Fatigue and crack growth comparisons between cryogenic and room temperatures under the same stress level loading

图 2 裂纹扩展实验a-N曲线Fig. 2 Crack growth experiment a-N curves （a）2524-T3，R = 0.06；（b）7050-T7451，R = 0.5

根据表7绘制25 ℃常温和-70 ℃低温下，2524-T3和7050-T7451铝合金的裂纹扩展速率da/dN-ΔK曲线（如图3所示），对比图3和表7可以发现：（1）da/dN-ΔK曲线与实验数据吻合良好，Trantina- Johnson模型（式（3））能合理表征航空铝合金在低温裂纹扩展速率，在相同温度和应力比条件下，裂纹扩展速率随应力强度因子增大而升高；（2）在稳定扩展区，da/dN-ΔK曲线呈对数线性关系；而在近门槛区，性能曲线下降趋势不明显，且表6中拟合的断裂门槛值也较小，这说明2524-T3和7050-T7451铝合金材料门槛值不显著；（3）相同应力比加载下，-70 ℃低温da/dN-ΔK曲线均位于25 ℃常温曲线下方，说明低温下材料的裂纹扩展速率降低，抵抗断裂失效的能力增强，-70 ℃低温对航空铝合金裂纹扩展行为起有益影响。

表 7 裂纹扩展速率da/dN-ΔK曲线Table 7 Crack growth property da/dN-ΔK curves

在图3的基础上选取低和高应力强度因子下裂纹扩展行为结果，进一步对比相同应力强度因子加载下低温与常温裂纹扩展速率间的差异（表6）。通过表6中低温相对常温裂纹扩展速率变化的定量比较，分析低温对2524-T3和7050-T7451航空铝合金裂纹扩展行为的影响，由表6可见：（1）在选取的应力强度因子下，2种航空铝合金材料-70 ℃低温裂纹扩展速率降低到25 ℃常温的74%和29%，这表明低温环境下铝合金裂纹扩展过程减慢，扩展寿命增长；（2）随着加载应力强度因子降低，-70 ℃低温与25 ℃常温下裂纹扩展速率间的差异增大，其中2524-T3低温相对常温裂纹扩展速率变化量由66%降低至29%，7050-T7451低温相对常温裂纹扩展速率变化量由74%降低至37%，此时低温对2种航空铝合金材料裂纹扩展行为的抑制作用增强。

图 3 航空铝合金材料裂纹扩展速率da/dN-ΔK曲线Fig. 3 Crack growth rate da/dN-ΔK curves of aeronautic aluminium alloy material

2.3 低温疲劳裂纹萌生与扩展机理分析

断口表面形貌特征通常可用来指示疲劳裂纹的萌生、主裂纹扩展和材料的断裂等。用扫描电子显微镜观测和分析微观形貌，图4和图5分别为2524-T3和7050-T7451铝合金的疲劳裂纹萌生区的断口形貌。

观察图4和图5发现：（1）疲劳裂纹通常在铝合金表面应力集中区域（由表面粗糙、缺陷和瑕疵等因素导致）萌生，随着温度的降低，试样表面相邻晶粒间的热收缩不匹配也会在晶界处造成应力集中，可诱发疲劳裂纹；（2）在疲劳裂纹萌生区，25 ℃常温下断口表面光滑平坦，出现明显的疲劳条带特征（如图4（a）和5（a）所示），而-70 ℃低温下断口表面粗糙且凹凸不平，存在明显的台阶状小平面，但疲劳条带数量减少（如图4（b）和5（b）所示）。可见，随着温度的降低，断口表面疲劳裂纹萌生区由平坦光滑的塑性形貌向凹凸不平且存在台阶状小平面的脆性形貌转变，这样的断口形貌特征与文献[11-12]中的观测结果相近，也就是说，疲劳裂纹萌生区的断口表面脆性增强，出现明显的解理状小平面，使得两侧断面之间形成凹凸错位，从而提高了裂纹闭合的程度，疲劳裂纹萌生和初期扩展困难。

图 4 2524-T3疲劳裂纹萌生区断口形貌（R = 0.06，Smax = 142 MPa）Fig. 4 Fractographic pictures for fatigue crack initiation of 2524-T3 aluminum alloy（R = 0.06，Smax = 142 MPa）（a）25 ℃，N = 2.16 × 105 cycle；（b）-70 ℃，N = 6.43 × 105 cycle

图 5 7050-T7451疲劳裂纹萌生区断口形貌（R = 0.5，Smax = 219 MPa）Fig. 5 Fractographic pictures for fatigue crack initiation of 7050-T7451 aluminum alloy（R = 0.5，Smax = 219 MPa）（a）25 ℃，N = 2.23 × 105 cycle；（b）-70 ℃，N = 5.09 × 105 cycle

图 6 2524-T3裂纹扩展断口形貌（R = 0.06，裂纹稳定扩展区）Fig. 6 Fractographic pictures for crack propagation of 2524-T3 aluminum alloy（R = 0.06，crack stable growth zone）（a）25 ℃；（b）-70 ℃

图6和图7为25 ℃常温和-70 ℃低温下2524-T3和7050-T7451的裂纹扩展断口形貌。观察图6和图7可以看出：常温裂纹扩展断口表面的疲劳条带间距规则，韧窝密集而连续（如图6（a）和7（a）所示），而低温裂纹扩展断口表面的疲劳条带间距参差不齐，韧窝间断而分散，且出现局部的沿晶特征，立体感强（如图6（b）和7（b）所示）。这样的形貌特征也出现在文献[11，19-22]中，可见低温下断口表面塑性降低而脆性增强，使得疲劳条带和韧窝特征减弱，并出现局部的沿晶特征，说明裂纹尖端附近的位错滑移不易发生，且在穿越晶界的过程中受到阻滞，裂纹趋向于部分沿着晶界曲折扩展，这导致裂纹扩展速率降低，疲劳和裂纹扩展寿命延长。此外，图7中7050-T7451铝合金断口表面出现明显的脆裂特征，而这一特征在2524-T3铝合金断口并未出现（如图6所示），这说明7050-T7451铝合金脆性强于2524-T3。

图 7 7050-T7451裂纹扩展断口形貌（R = 0.5，裂纹稳定扩展区）Fig. 7 Fractographic pictures for crack propagation of 7050-T7451 aluminum alloy（R = 0.5，crack stable growth zone）（a）25 ℃；（b）-70 ℃

图2和表6中低温疲劳性能实验结果显示高应力水平加载下低温与常温疲劳寿命间差异减小、低温影响减弱，为此，选取与图4和图5相同应力比、高应力水平加载下的典型铝合金疲劳试样，通过断口金相分析观察高应力水平下疲劳裂纹萌生区断口形貌（如图8和图9所示），从微观机理角度分析低温环境与循环载荷间相互作用对疲劳性能的影响。

对比分析高应力水平加载（如图8和图9所示）和低应力水平加载（如图4和图5所示）下2524-T3和7050-T7451铝合金疲劳断口形貌发现：（1）与低应力水平（图4（b）和5（b））相比，高应力水平加载下-70 ℃低温断口表面的台阶状小平面数量减少，凹凸错位得到缓解（图8（b）和图9（b））；（2）与高应力水平25 ℃常温（如图8（a）和9（a）所示）相比，-70 ℃低温断口的疲劳条带没有显著变化，表面形貌更趋向于光滑平坦的塑性特征（图8（b）和图9（b））。由此可见，随着加载应力水平的提高低温环境与铝合金断口的作用时间减少，表面凹凸不平和台阶状小平面特征减弱，相反，大载荷加载下铝合金断口表面的疲劳条带等塑性特征增加。此时，低温环境对疲劳裂纹萌生的抑制作用降低，而循环载荷对疲劳裂纹萌生的加速效应增强，-70 ℃低温相对25 ℃常温疲劳寿命的变化量降低，这也从微观机理角度解释了2.1节中低温疲劳性能实验的相关结果。

图 8 2524-T3疲劳裂纹萌生区断口形貌（R = 0.06，Smax = 233 MPa）Fig. 8 Fractographic pictures for fatigue crack initiation of 2524-T3 aluminum alloy（R = 0.06，Smax = 233 MPa）（a）25 ℃，N = 3.71 × 104 cycle；（b）-70 ℃，N = 5.19 × 104 cycle

图 9 7050-T7451疲劳裂纹萌生区断口形貌（R = 0.5，Smax = 315 MPa）Fig. 9 Fractographic pictures for fatigue crack initiation of 7050-T7451 aluminum alloy（R = 0.5，Smax = 315 MPa）（a）25 ℃，N = 5.82 × 104 cycle；（b）-70 ℃，N = 7.47 × 104 cycle

按裂纹扩展的阶段不同可划分为扩展速率较低的裂纹稳定扩展区和扩展速率较高的裂纹快速扩展区，其中，裂纹稳定扩展区的加载应力强度因子较低，而裂纹快速扩展区的应力强度因子较高。图3和表6中对于低温裂纹扩展性能实验结果显示，高应力强度因子加载下低温与常温裂纹扩展速率差异减小，低温对裂纹扩展抑制作用减弱。为此，选取与图6和图7相同应力比、高应力强度因子加载下的裂纹快速扩展区试样断口，观察高应力强度因子下航空铝合金断口形貌（如图10和图11所示），从微观机理角度分析低温与循环载荷的相互作用对裂纹扩展行为的影响。

进一步对比2524-T3和7050-T7451铝合金裂纹稳定扩展区（图6和图7）和裂纹快速扩展区（如图10和图11所示）断口形貌，分析发现：（1）与裂纹稳定扩展区（图6（b）和图7（b））相比，快速扩展区中裂纹尖端应力强度因子较高，断口表面出现大量塑性韧窝特征，而脆性沿晶特征减弱（图10（b）和图11（b）），与文献[23-24]中研究结果相近；（2）与裂纹快速扩展区25 ℃常温（图10（a）和图11（a））相比，-70 ℃低温断口的韧窝同样密集连续，更符合塑性形貌（图10（b）和图11（b））。可以看到，随着加载应力强度因子的提高，断口表面的脆性沿晶特征减少，相反的，裂纹尖端在大应力强度因子下快速拉开，塑性韧窝特征显著。此时，低温环境引起的位错滑移阻滞和裂纹曲折扩展降低，而循环载荷对裂纹扩展的促进作用加强，-70 ℃低温相对25 ℃常温裂纹扩展速率的变化量减小，从而从微观角度解释了低温裂纹扩展行为实验的相关结果。

图 10 2524-T3裂纹扩展断口形貌（R = 0.06，裂纹快速扩展区）Fig. 10 Fractographic pictures for crack propagation of 2524-T3 aluminum alloy（R = 0.06，crack rapid growth zone）（a）25 ℃；（b）-70 ℃

3 结论

（1）与25 ℃常温相比，相同应力水平加载下2524-T3和7050-T7451铝合金材料在-70 ℃低温下的疲劳寿命提高，裂纹扩展速率降低；在低应力水平加载下，-70 ℃低温疲劳寿命和裂纹扩展速率与25 ℃常温差异明显，低温对航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为产生有益影响；而随着应力水平提高，低温疲劳寿命和裂纹扩展速率与常温结果之间的差异减小。

（2）低温下2524-T3和7050-T7451铝合金断口表面疲劳裂纹萌生区出现明显的台阶状小平面，使两侧断面之间形成凹凸错位，裂纹闭合程度提高，疲劳裂纹萌生和初期扩展困难。

（3）在裂纹扩展区，疲劳条带和韧窝特征减弱，并出现明显的沿晶特征。这说明裂纹尖端附近的位错滑移不易发生，且在穿越晶界的过程中受到阻滞，裂纹趋向于沿着晶界曲折扩展，导致裂纹扩展速率降低，疲劳和裂纹扩展寿命延长。

（4）随着加载应力水平提高，断口表面疲劳裂纹萌生区的凹凸错位缓解，裂纹扩展区沿晶特征减弱，而疲劳条带和韧窝特征显著，低温对航空铝合金疲劳裂纹萌生和扩展的抑制作用降低，对疲劳寿命和裂纹扩展速率的有益影响减弱。