馬立勇　高文秀　石樹正　劉麗娟　顏景潤(rùn)　孫曉紅

(1.河北建筑工程學(xué)院，河北 張家口 075024；2.北京交通職業(yè)技術(shù)學(xué)院，北京 102200；3.南車青島四方機(jī)車車輛股份有限公司，山東 青島 266111)

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航空用中心孔鋁板材疲勞壽命研究

馬立勇1高文秀2石樹正1劉麗娟1顏景潤(rùn)1孫曉紅3

(1.河北建筑工程學(xué)院，河北 張家口 075024；2.北京交通職業(yè)技術(shù)學(xué)院，北京 102200；3.南車青島四方機(jī)車車輛股份有限公司，山東 青島 266111)

以2224鋁合金為研究對(duì)象，對(duì)不同尺寸的中心孔鋁板材進(jìn)行應(yīng)力分析和疲勞壽命仿真分析，得到不同應(yīng)力狀態(tài)、循環(huán)特征和中心孔的大小對(duì)鋁板材疲勞壽命的影響規(guī)律.

鋁合金；疲勞壽命；應(yīng)力狀態(tài)；實(shí)驗(yàn)研究；仿真

0　引　言

隨著航空業(yè)的發(fā)展，我國(guó)“十三五”發(fā)展規(guī)劃將高端制造之航空航天裝備列為國(guó)民經(jīng)濟(jì)發(fā)展戰(zhàn)略的主要任務(wù)和重點(diǎn)方向，這也將我國(guó)航空航天裝備材料帶入了高速發(fā)展期.除此之外，我國(guó)對(duì)民用和國(guó)防飛機(jī)數(shù)量的需求日漸增加，據(jù)統(tǒng)計(jì)，在未來(lái)的5至10年內(nèi)，我國(guó)通用飛機(jī)的數(shù)量增長(zhǎng)率在30%以上，這也對(duì)航空材料的疲勞性能提出了更高的要求[1].2xxx和7xxx系列高性能鋁合金以其密度小，強(qiáng)度高，成型性能好等優(yōu)點(diǎn)成為了航天工業(yè)的首選材料，其抗疲勞性能成為航空航天服役裝備安全運(yùn)行的重要指標(biāo)[2].為了提高服役裝備的安全性和材料的市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力，我國(guó)對(duì)空天裝備的力學(xué)性能、抗疲勞性能等關(guān)鍵性能指標(biāo)要求更加嚴(yán)格，旨在飛行器減重的情況下提高飛行壽命.

2224鋁合金具有較高強(qiáng)度和韌性，是比較理想的大型民用飛機(jī)的蒙皮、腹板和下翼壁板等結(jié)構(gòu)件的制作材料.近年來(lái)，飛機(jī)的減重對(duì)結(jié)構(gòu)件的可靠性及使用性能要求越來(lái)越高.飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的壽命主要由緊固孔、圓角等應(yīng)力集中部位決定，其中緊固孔的疲勞開裂是飛機(jī)服役過(guò)程中的最普遍的損傷形式，占總失效率的50%～90%[3].本文以航空用2224中心孔鋁合金為研究對(duì)象，對(duì)其進(jìn)行拉伸和高周疲勞壽命分析，可以找出孔口處的疲勞危險(xiǎn)區(qū)域，優(yōu)化結(jié)構(gòu)和連接方式，減少應(yīng)力集中，為結(jié)構(gòu)件的抗疲勞設(shè)計(jì)提供依據(jù).

1　中心孔鋁板材疲勞性能的影響因素?cái)?shù)值試驗(yàn)

1.1模型建立與計(jì)算

圖1　200 mm中心孔板模型

當(dāng)應(yīng)力比確定的情況下，鋁板材所受載荷為對(duì)稱循環(huán)載荷時(shí)，疲勞壽命隨著應(yīng)力幅值的增大而減小.為了分析不同應(yīng)力狀態(tài)下2224鋁合金的疲勞壽命，選取應(yīng)力比R=0.1，對(duì)其進(jìn)行數(shù)值模擬，具體分析方法如下：

建立幾何尺寸為2 000×1 000×5 mm，中心孔直徑D為200 mm的鋁板材模型，將模型賦予2224鋁合金材料的力學(xué)性能，選取材料庫(kù)中2224鋁合金的曲線.根據(jù)模型幾何形狀的對(duì)稱性，選取1/4中心孔板進(jìn)行分析，分別在右端面和上頂面施加對(duì)稱約束條件，使用三維六面體網(wǎng)格劃分，為了更精確的計(jì)算中心孔處的應(yīng)力分布和應(yīng)力狀態(tài)對(duì)中心孔鋁板材的影響，對(duì)中心孔區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格細(xì)化，如圖1所示.

表1　模型代號(hào)及對(duì)應(yīng)的應(yīng)力水平

為了研究應(yīng)力水平對(duì)2224中心孔鋁板材疲勞壽命的影響，分別在模型的左端面施加6個(gè)不同應(yīng)力狀態(tài)下的載荷，將其用代號(hào)A1～A6表示，應(yīng)力比R=0.1，表1為不同代號(hào)所對(duì)應(yīng)的應(yīng)力水平.

1.2實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

經(jīng)數(shù)值實(shí)驗(yàn)，得到中心孔為200 mm的2224鋁板材模型在不同應(yīng)力下勞壽命分布云圖，如圖2所示.六個(gè)模型對(duì)應(yīng)的疲勞壽命分別為：8.800 7E10次、3.840 3E5次、1.780 2E5次，93 721次、518 30次和20 442次.

圖2　不同應(yīng)力水平下中心孔板材的疲勞壽命云圖

(a)60 MPa下板材的疲勞壽命

(b)70 MPa下板材的疲勞壽命

(c)80 MPa下板材的疲勞壽命

(d)90 MPa下板材的疲勞壽命

(e)100 MPa下板材的疲勞壽命

(f)110 MPa下板材的疲勞壽命

由圖2可知，2224中心孔鋁板材的疲勞壽命主要取決于孔口處疲勞壽命的大小，隨著施加載荷的提高，孔邊緣的最大靜應(yīng)力逐漸增加，模型的壽命逐漸減少，短壽命區(qū)域范圍逐漸增大，與標(biāo)準(zhǔn)試樣的疲勞壽命隨著應(yīng)力水平的升高而降低的結(jié)論相符.

圖3　200 mm中心孔板材疲勞敏感曲線

為了進(jìn)一步確定拉伸載荷與中心孔鋁板材疲勞壽命的關(guān)系，以模型右端面施加100 MPa為例，中心孔鋁板材的疲勞敏感性曲線如圖3所示，橫坐標(biāo)為模型實(shí)際受力與施加載荷(100 MPa)的比值.

2.2應(yīng)力比對(duì)疲勞性能的影響

受拉伸循環(huán)載荷的材料，當(dāng)最大應(yīng)力值一定時(shí)，疲勞壽命隨著應(yīng)力比的增大而增大，原因是當(dāng)最大載荷確定時(shí)，應(yīng)力比越大，應(yīng)力幅越小，鋁板材的疲勞壽命越長(zhǎng).材料及零件在服役過(guò)程中不可能只受對(duì)稱循環(huán)載荷，應(yīng)力的循環(huán)特征是材料或零件的疲勞壽命的重要影響因素.

為了研究應(yīng)力比對(duì)2224鋁合金中心孔板材的影響，建立幾何尺寸為2 000×1 000×5 mm，中心孔D為300 mm的鋁板材模型，外界施加70 MPa的拉伸載荷，選取6組應(yīng)力比分別為R=-1、-0.5、-0.1、0、0.1和0.5，分別用B1～B6表示，計(jì)算模型的疲勞壽命，壽命云圖如圖4所示：

圖4　不同應(yīng)力比下中心孔模型的疲勞壽命云圖

(a)R=-1下板材的疲勞壽命

(b)R=-0.5下板材的疲勞壽命

(c)R=-0.1下板材的疲勞壽命

(d)R=0下板材的疲勞壽命

(e)R=0.1下板材的疲勞壽命

(f)R=0.5下板材的疲勞壽命

為了便于分析，將6組不同應(yīng)力比下模型的最大靜應(yīng)力和疲勞壽命預(yù)測(cè)結(jié)果列于表2中.

表2　不同應(yīng)力比下的計(jì)算結(jié)果

由表2可以看出，在相同應(yīng)力狀態(tài)下，應(yīng)力比對(duì)材料的疲勞壽命影響很大，模型的疲勞壽命隨著應(yīng)力比的增大而增大，中心孔短壽命區(qū)域隨著應(yīng)力比的增大而減少，與試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)試樣在相同應(yīng)力下疲勞壽命隨著應(yīng)力比的增大而增大結(jié)論相符.得出該結(jié)論原因是最大應(yīng)力給定時(shí)，應(yīng)力比越大，循環(huán)載荷的應(yīng)力幅越小，相應(yīng)的疲勞壽命也會(huì)提高.

3　結(jié)　論

(1)2224中心孔鋁板材的疲勞壽命主要取決于孔口處疲勞壽命的大小，孔邊緣的最大靜應(yīng)力隨著施加載荷的提高而逐漸增加，壽命逐漸減少，短壽命區(qū)域范圍增大；

(2)在相同應(yīng)力狀態(tài)下，應(yīng)力比對(duì)材料的疲勞壽命影響很大，模型的疲勞壽命隨著應(yīng)力比的增大而增大.

[1]中華人民共和國(guó)國(guó)務(wù)院.中華人民共和國(guó)國(guó)民經(jīng)濟(jì)和社會(huì)發(fā)展第十三個(gè)五年規(guī)劃綱要

[2]Sokolowski D.Toward Improved Durability in Advanced Aircraft Engine Hot Sections，NASA TM 4087,1989

[3]顏鳴皋,吳學(xué)仁,朱知壽.航空材料技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀與展望[J].航空制造技術(shù),2003(12):19-25

[4]Halford G.Evolution of creep-fatigue life Prediction models[J].Interaction at High Temperature,ASME AD,1991,21:43-57

[5]Tarun Goswami Development of generic creep-fatigue life prediction models[J].Materials &Design,2004,25:277-288

[6]Chang Yeol Jeong,Jung-Chan Bae,Chang-Seog Kang.Normalized creep-fatigue life prediction model based on the energy dissipation during hold time[J].Materials science &Engineering,2007,460-461:195-203

[7]HE Chun-yu.High precision camber control and application in medium thick strip rolling[D].Northeastern University.2009

Research on Fatigue Life of Al Alloys Applied in Aviation with Center Holes

MA Li-yong1，GAO Wen-xiu2，SHI Shu-zheng1，LIU Li-juan1,YAN Jing-run1，SUN Xiao-hong3

(1.Hebei University of Architecture，Zhangjiakou,Hebei 075024；2.Beijing Jiaotong Vocational Technical College,Beijing,China 102200；3.CSR Qingdao Sifang Locomotive Vehicle Co.,Ltd，Qingdao China 266111)

Taking 2224 aluminum alloy as the research object,stress and fatigue life of the center-hole aluminum plate of different sizes are analyzed in terms of simulation.As a result,the laws in the fatigue life of aluminum plate affected by different stress state,circulation characteristics,and the size of the central hole are obtained.

aluminum alloy;fatigue life;stress state;experimental research;simulation

2016-02-23

河北省高等學(xué)?？茖W(xué)技術(shù)研究項(xiàng)目(ZC2016030)；河北建筑工程學(xué)院青年基金資助項(xiàng)目(QN201402)；河北建筑工程學(xué)院青年基金資助項(xiàng)目(QN201401)；2015年度張家口市市級(jí)科技計(jì)劃自籌經(jīng)費(fèi)項(xiàng)目(1521007B)

馬立勇(1987-)，男，助教，主要研究方向?yàn)闄C(jī)械力學(xué)行為,機(jī)電一體化.

TG 339

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