陳躍良,徐麗,2,張勇,郁大照

(1.海軍航空工程學(xué)院青島校區(qū),山東青島266041; 2.海軍航空兵學(xué)院,遼寧葫蘆島125001)

理論與實(shí)驗(yàn)研究

參數(shù)對(duì)2A12鋁合金微動(dòng)疲勞局部塑性影響分析

陳躍良1,徐麗1,2,張勇1,郁大照1

(1.海軍航空工程學(xué)院青島校區(qū),山東青島266041; 2.海軍航空兵學(xué)院,遼寧葫蘆島125001)

目的研究局部塑性對(duì)微動(dòng)疲勞的影響。方法建立2A12鋁合金圓柱/平面微動(dòng)疲勞有限元模型,考慮塑性作用進(jìn)行有限元分析,研究微動(dòng)疲勞參數(shù)對(duì)局部塑性的影響。結(jié)果局部塑性變形發(fā)生在試件表面或次表面,最大等效塑性變形隨著微動(dòng)墊半徑的減小而增大。隨著軸向應(yīng)力的增加,最大切向應(yīng)力增加;隨著摩擦系數(shù)的增加,剪應(yīng)力的最大值急劇增加,粘著區(qū)增加,滑移區(qū)減小,但摩擦系數(shù)對(duì)整個(gè)接觸區(qū)的大小沒有影響。結(jié)論微動(dòng)疲勞參數(shù)對(duì)局部塑性有一定的影響。

2A12鋁合金;有限元;微動(dòng)疲勞參數(shù);局部塑性

微動(dòng)疲勞接觸分析是壽命預(yù)測(cè)的基礎(chǔ),在國(guó)外,早期許多研究者采用解析法研究微動(dòng)接觸應(yīng)力場(chǎng),但解析解只適應(yīng)于理想情況下的應(yīng)力分析,否則只能采用數(shù)值法[1—2],如邊界元法、有限元法等。Harish Ganapathy[3—4]建立了蒙皮/鉚釘微動(dòng)接觸有限元分析模型,計(jì)算了應(yīng)力分布并預(yù)測(cè)裂紋萌生位置及壽命。趙華、周仲榮等[5—6]建立圓柱/平面接觸有限元分析模型,分析了切向和徑向微動(dòng)接觸區(qū)內(nèi)的應(yīng)力分布,提出了虛擬接觸載荷法。劉軍等[7]應(yīng)用ANSYS有限元軟件建立方足微動(dòng)橋/試樣接觸有限元模型,分析了不同條件下接觸面上的應(yīng)力分布,發(fā)現(xiàn)接觸表面拉應(yīng)力和剪應(yīng)力在粘滑交界處存在突變,認(rèn)為這一區(qū)域是裂紋萌生區(qū),試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果吻合較好。周文等[8]建立圓柱/平面接觸有限元模型,分析了摩擦系數(shù)對(duì)Von Mises應(yīng)力、最大接觸壓力和表面拉應(yīng)力的影響。結(jié)果表明,摩擦系數(shù)越大,越易產(chǎn)生裂紋。

根據(jù)微動(dòng)疲勞試驗(yàn)分析發(fā)現(xiàn),盡管微動(dòng)疲勞接觸機(jī)制總體上是彈性的,但也會(huì)有局部塑性區(qū),塑性變形是微動(dòng)疲勞中的組成部分。塑性變形產(chǎn)生的殘余應(yīng)力場(chǎng)會(huì)改變接觸面附近的應(yīng)力應(yīng)變范圍而影響裂紋成核。人們對(duì)微動(dòng)接觸有限元分析很多,但大多只考慮應(yīng)力應(yīng)變的彈性變化,考慮塑性影響分析的很少,且大多只見于國(guó)外的一些文獻(xiàn)資料[9—13]。文中利用ABAQUS有限元進(jìn)行建模,考慮塑性作用對(duì)圓柱/平面微動(dòng)疲勞接觸進(jìn)行有限元分析,研究了參數(shù)變化對(duì)局部塑性的影響。

1 有限元模型

對(duì)于2A12鋁合金材料,熱處理方式為:加熱到(494±5)℃,保溫?cái)?shù)小時(shí),然后放入水中冷卻96 h,檢查硬度和抗拉強(qiáng)度是否符合規(guī)定的要求,抗拉強(qiáng)度σb≥392.5 MPa。其屈服強(qiáng)度、彈性模量和泊松比分別為:σy=342 MPa,E=69 GPa,v=0.33。根據(jù)對(duì)稱性,用ABAQUS有限元軟件對(duì)整個(gè)結(jié)構(gòu)(如圖1所示)的一半進(jìn)行建模,分析模型試件的寬度和高度分別為20 mm和1.75 mm,微動(dòng)墊的寬度和高度分別為10 mm和12 mm。試件底端在y方向的位移為0,微動(dòng)墊左端和右端在x方向的位移都為0,另外為了保證微動(dòng)墊頂端各節(jié)點(diǎn)的位移相同,在該面上施加了多點(diǎn)約束(MPC)。

圖1 微動(dòng)疲勞試驗(yàn)示意Fig.1 Schematic of a fretting fatigue test

在該研究中,對(duì)微動(dòng)疲勞接觸模擬模型進(jìn)行改進(jìn),所建模型為二維模型,采用四節(jié)點(diǎn)(雙線性)平面應(yīng)力四邊形非協(xié)調(diào)單元(CPS4I)。試件和微動(dòng)墊接觸定義為主-從接觸,微動(dòng)墊下端底面為接觸主面,試件上表面為接觸從面。載荷分3步施加,第1步首先施加接觸載荷P,使微動(dòng)墊與試件之間建立接觸關(guān)系;第2步分別在試件右端和試件左端施加最大軸向應(yīng)力σ和響應(yīng)應(yīng)力σr,與試驗(yàn)中施加最大循環(huán)載荷狀態(tài)一致;第3步分別在試件右端和試件左端施加最小軸向應(yīng)力σ和響應(yīng)應(yīng)力σr,與試驗(yàn)中施加最小循環(huán)載荷狀態(tài)一致。響應(yīng)應(yīng)力可以通過式(1)、式(2)計(jì)算:

式中:F為施加于試件下端的軸向力;Fr為試件上端的響應(yīng)軸向力,通過測(cè)力傳感器測(cè)得;Q為切向力;As為分析模型試件橫截面積。有限元模型如圖2所示,在改進(jìn)的有限元模型中,施加的軸向應(yīng)力和響應(yīng)應(yīng)力值的差使試件產(chǎn)生微動(dòng)。

圖2 微動(dòng)疲勞有限元分析模型Fig.2 Finite element analysis model for fretting fatigue

在微動(dòng)疲勞接觸模型有限元分析中,可以考慮的一些塑性模型有:彈性/完全塑性、各向同性應(yīng)變、動(dòng)態(tài)應(yīng)變硬化。研究表明[14],材料塑性變形量不受塑性模型選取的影響,但是與其他塑性模型相比,應(yīng)用動(dòng)態(tài)應(yīng)變硬化模型,塑性應(yīng)變區(qū)中的棘輪面積明顯降低。此外,循環(huán)塑性應(yīng)變對(duì)循環(huán)載荷和應(yīng)變硬化不敏感,而棘輪效應(yīng)則對(duì)循環(huán)載荷和應(yīng)變硬化非常敏感。文獻(xiàn)[15]通過對(duì)7075鋁合金和2024鋁合金的微動(dòng)疲勞研究表明,這些特性對(duì)應(yīng)變速率并不敏感,因此它們用各向同性硬化彈塑性模型來模擬微動(dòng)疲勞。文中用雙線性彈塑性本構(gòu)方程來體現(xiàn)2A12鋁合金微動(dòng)疲勞接觸彈塑性響應(yīng)進(jìn)行分析。

2 微動(dòng)疲勞參數(shù)影響

影響材料微動(dòng)疲勞的因素有很多,可分為主要變量和次要變量。下面研究幾個(gè)主要變量對(duì)接觸面局部塑性的影響。

2.1 微動(dòng)墊半徑的影響

在有限元分析中,摩擦系數(shù)f是輸入變量,隨著接觸表面的不同會(huì)發(fā)生變化。Szolwinski[16]等通過對(duì)2024鋁合金微動(dòng)疲勞的研究表明,產(chǎn)生微動(dòng)時(shí)的摩擦系數(shù)為0.65,文中選f=0.5作為輸入變量來研究不同的微動(dòng)墊半徑對(duì)局部塑性的影響。其他參數(shù):微動(dòng)墊半徑r為115,180 mm,接觸壓力P=450 N,軸向應(yīng)力σ為180,220,308,331 MPa。

切向應(yīng)力隨微動(dòng)墊半徑的變化規(guī)律如圖3所示,橫坐標(biāo)表示粘著區(qū)與接觸半寬的比值?？梢钥闯?在所有情況下,切向應(yīng)力最大值(σxx)max都位于微動(dòng)接觸界面的后緣,并且在所有軸向載荷作用下,切向應(yīng)力最大值隨著微動(dòng)墊半徑的減小而增加。此外,當(dāng)軸向應(yīng)力為308和331 MPa時(shí),對(duì)于所有微動(dòng)墊半徑,其最大切向應(yīng)力都超過屈服應(yīng)力,而對(duì)于軸向應(yīng)力為180和220 MPa時(shí),只有微動(dòng)墊半徑為115 mm時(shí),其最大切向應(yīng)力才超過屈服應(yīng)力。

P=450 N,σ=331 MPa,r=115 mm條件下等效塑性應(yīng)變?nèi)鐖D4所示,可以看出,最大塑性變形在接觸界面的后緣形成,即裂紋成核位置,并成約45°方向擴(kuò)展,這與試驗(yàn)觀察非常一致。

圖3 切向應(yīng)力分布Fig.3 Tangential stress distribution

圖4 等效塑性應(yīng)變(σ=331 MPa)Fig.4 Equivalent plastic strain contour plot(σ=331 MPa)

2.2 軸向應(yīng)力的影響

為了研究軸向應(yīng)力對(duì)接觸面局部塑性的影響,假定P=900 N,r=180 mm,f=0.5,計(jì)算軸向應(yīng)力分別為180,220,308,331 MPa時(shí)接觸面的局部塑性。

最大主應(yīng)變沿接觸界面的變化如圖5所示,可以看出,沿接觸界面最大主應(yīng)變的峰值隨軸向應(yīng)力的增大而增加,并且這些峰值都出現(xiàn)在接觸界面的后緣或靠近接觸界面后緣。

圖5 接觸面最大主應(yīng)變分布Fig.5 Maximum principal strain distribution at the contact interface

圖6 等效塑性應(yīng)變(σ=180 MPa)Fig.6 Equivalent plastic strain contour plot(σ=180 MPa)

軸向應(yīng)力為180 MPa時(shí)的等效塑性應(yīng)變?nèi)鐖D6所示,可以看出,裂紋可能成核于接觸區(qū)下面的試件內(nèi)部,主要是由于微動(dòng)使試件產(chǎn)生微裂紋,在軸向應(yīng)力作用下裂尖處產(chǎn)生應(yīng)力集中,即在接觸面下方幾微米處的試件內(nèi)部應(yīng)力高于接觸界面的微動(dòng)應(yīng)力。由此可以得出:微裂紋成核于試件的表面或離表面非常近的試件內(nèi)部,這也與試驗(yàn)觀察非常一致。

2.3 摩擦系數(shù)的影響

為了研究摩擦系數(shù)對(duì)接觸面局部塑性的影響,假定P=450 N,r=180 mm,σ=331 MPa,計(jì)算摩擦系數(shù)從0.3到1.1時(shí)接觸面的局部塑性。

接觸面剪應(yīng)力分布隨摩擦系數(shù)的變化規(guī)律如圖7所示,可以看出,隨著摩擦系數(shù)的增加,剪應(yīng)力的最大值急劇增加,粘著區(qū)增加,滑移區(qū)減小,這說明摩擦系數(shù)的增加增強(qiáng)了微動(dòng)墊與試件之間的粘著力。同時(shí)在其他參數(shù)不變的情況下,摩擦系數(shù)分別對(duì)粘著區(qū)和滑移區(qū)都有較大的影響,但對(duì)整個(gè)接觸區(qū)的大小沒有影響。

圖7 不同摩擦系數(shù)下接觸面剪應(yīng)力分布Fig.7 Shear stress distribution at contact surface with different coefficients of friction

3 結(jié)論

1)Von Mises應(yīng)力峰值和最大塑性變形都位于接觸界面的后緣或靠近接觸界面后緣的位置,通常微動(dòng)接觸應(yīng)力會(huì)急劇減少,產(chǎn)生較陡的應(yīng)力梯度。Von Mises應(yīng)力峰值和最大塑性變形也會(huì)位于接觸后緣試件內(nèi)部,即局部塑性發(fā)生在試件表面或次表面,也即裂紋成核于試件表面或次表面。

2)最大等效塑性變形隨著微動(dòng)墊半徑的減小而增大,對(duì)于所有微動(dòng)墊半徑,最大塑性變形出現(xiàn)在接觸面的后緣,而當(dāng)微動(dòng)墊半徑減小時(shí),最大塑性變形可能會(huì)出現(xiàn)在接觸界面處試件內(nèi)部。

3)隨著軸向應(yīng)力的增加,最大切向應(yīng)力(σxx)max增加。對(duì)于所有軸向應(yīng)力水平,最大等效應(yīng)力和最大塑性變形位置都在接觸界面的后緣或靠近接觸界面后緣。

4)隨著摩擦系數(shù)的增加,剪應(yīng)力的最大值急劇增加,粘著區(qū)增加,滑移區(qū)減少。摩擦系數(shù)對(duì)粘著區(qū)和滑移區(qū)都有較大的影響,但對(duì)整個(gè)接觸區(qū)的大小沒有影響。

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Analysis of Impact of Parameters on the Localized Plasticity of 2A12 Aluminum Alloy Fretting Fatigue

CHEN Yue-liang1,XU Li1,2,ZHANG Yong1,YU Da-zhao1

(1.Qingdao Branch of Naval Aeronautical Engineering University,Qingdao 266041,China; 2.Institute of Naval Aviation,Huludao 125001,China)

Objective To study the effects of localized plasticity on fretting fatigue.Methods The 2A12 aluminum alloy cylindrical/plane fretting fatigue FEA model was established,FEA analysis was performed considering the plasticity,and the effect of fretting fatigue parameters on localized plasticity were studied.Results The results indicated that the localized plasticity occurred on the surface or sub-surface of the sample,and the maximum equivalent plastic deformation increased with decreasing fretting pad radius.With increasing axial stress,the maximum tangential stress increased.With increasing COF,the maximum value of shear stress increased sharply,the stick zone increased and the slip zone decreased,however,COF had no effect on the size of the whole region.Conclusion The parameters of fretting fatigue had certain effects on localized plasticity.

2A12 aluminum alloy;FEM;fretting fatigue parameters;localized plasticity

10.7643/issn.1672-9242.2014.05.001

TG146.2+1

:A

1672-9242(2014)05-0001-05

2014-05-14;

2014-06-07

Received:2014-05-14;Revised:2014-06-07

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(51075394,51375490)

Fund:Supported by the National Natural Science Foundation of China(51075394,51375490)

陳躍良(1962—),男,浙江人,教授,博士生導(dǎo)師,主要研究方向?yàn)閺?fù)雜環(huán)境下飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命評(píng)定、結(jié)構(gòu)疲勞與可靠性。

Biography:CHEN Yue-liang(1962—),Male,from Zhejiang,Professor,Research focus:lifetime evaluation,fatigue and reliability of aircraft structures in complex environments.