陳亞軍，王先超，王付勝，劉 波

(中國民航大學(xué) 中歐航空工程師學(xué)院，天津 300300)

2A12鋁合金的多軸加載疲勞行為

陳亞軍，王先超，王付勝，劉 波

(中國民航大學(xué) 中歐航空工程師學(xué)院，天津 300300)

采用SDN100/1000電液伺服拉扭復(fù)合疲勞試驗機對2A12鋁合金進行多關(guān)鍵參數(shù)的多軸疲勞性能研究，通過對斷口的微觀分析探究疲勞失效機理。結(jié)果表明:等效應(yīng)力加載條件下，隨拉扭相位差的增加疲勞壽命降低，0°相位差下斷面裂紋源區(qū)能觀察到輪胎狀、魚骨狀以及鐘乳石狀的特殊形貌，裂紋擴展區(qū)存在二次裂紋和模糊的疲勞條帶；分別改變拉、扭平均應(yīng)力，多軸疲勞壽命均降低，裂紋源區(qū)能看到白色絮狀的氧化物，瞬斷區(qū)存在二次裂紋和剪切型韌窩；不同加載波形條件下，正弦波對應(yīng)最長的多軸疲勞壽命，三角波次之，方波時最短且體現(xiàn)出最大的結(jié)構(gòu)耗能。低-高兩級加載條件下，材料產(chǎn)生“鍛煉效應(yīng)”。

2A12鋁合金；多軸疲勞；失效機理；兩級加載；鍛煉效應(yīng)

2A12鋁合金具有較高的比強度、比剛度、斷裂韌度以及良好的耐腐蝕穩(wěn)定性，是制造飛機結(jié)構(gòu)及零部件的理想材料,其在飛機機身以及機翼的蒙皮結(jié)構(gòu)、翼梁、翼肋、隔框等主要受力構(gòu)件和一些非主要受力構(gòu)件中均有大量應(yīng)用[1，2]。多軸疲勞是指損傷發(fā)生在多軸加載條件下，加載過程中至少存在兩個獨立的應(yīng)力(應(yīng)變)分量，它們之間可能發(fā)生同相位按比例的變化，也有可能發(fā)生非同相位非比例的變化[3]。相對于單軸疲勞而言,多軸疲勞更加接近工程實際,飛機在起降過程中，其構(gòu)件往往受到多軸載荷的作用，因此，這方面的研究對飛行安全評估具有非常重要的價值[4-7]。目前國外對多軸疲勞的研究多集中于疲勞壽命預(yù)測模型及疲勞破壞準(zhǔn)則的分析上：Susmel等[8]提出了一種新的基于臨界面法的多軸疲勞壽命預(yù)測方法；Han等[9]對多軸常幅下常用的疲勞破壞準(zhǔn)則在多軸變幅加載下的疲勞預(yù)測能力進行了研究；Ahmadi等[10]認為微裂紋擴展分為微觀短裂紋階段和物理短裂紋階段，并提出了用連續(xù)損傷力學(xué)理論對裂紋擴展進行表述。國內(nèi)研究方面，尚德廣等[11]結(jié)合多軸疲勞損傷的特點，對Chaboche連續(xù)損傷力學(xué)累積模型進行修改，建立了多軸非線性疲勞損傷累積模型；何國求等[12]利用316L不銹鋼對多軸非比例加載下低周疲勞壽命估算方法進行了討論。目前相關(guān)研究多集中在薄壁管件[13-16]和民用鋼鐵實心構(gòu)件[17，18]的多軸疲勞失效理論及壽命預(yù)測方面，而模擬飛機航空材料實心構(gòu)件多軸疲勞的相關(guān)實驗研究較少。本工作考慮某型單旋翼直升機的尾旋翼實心變距拉桿的實際尺寸和多軸受力情況，采用2A12航空鋁合金實心試樣進行實驗研究。分別研究了不同相位差、不同平均應(yīng)力、不同加載波形以及兩級載荷加載條件下的多軸疲勞壽命，并對試樣斷口微觀形貌進行掃描電鏡分析，研究了多軸疲勞裂紋萌生及擴展機理。

1 實驗材料與方法

實驗材料為2A12鋁合金,化學(xué)成分為：Cu 3.8%～4.9%(質(zhì)量分數(shù)，下同), Mg 1.2%～1.8%, Mn 0.3%～0.9%,其余為Al和其他一些雜質(zhì)。其室溫基本拉伸性能為:σs=373.7MPa,σb=526.8MPa,E=78.5GPa。試樣采用實心圓柱形，具體尺寸如圖1所示。

多軸疲勞實驗在SDN100/1000電液伺服拉扭復(fù)合試驗機上進行，采用拉壓和扭轉(zhuǎn)雙通道控制方法，加載頻率f=5Hz,實驗環(huán)境為室溫大氣,疲勞破壞定義為試件的完全斷裂。實驗采用正弦波加載，具體表達式如下：

σ=σasin(ωt)

(1)

τ=τasin(ωt-φ)

(2)

圖1 疲勞試件尺寸示意圖Fig.1 Schematic illustration of the fatigue specimen

式中：σa，τa為正應(yīng)力和切應(yīng)力的幅值；ω為實驗角頻率；t為實驗加載時間；φ為軸向正應(yīng)力與法向切應(yīng)力之間的瞬時相位差。加載時取等效應(yīng)力為Von Mises應(yīng)力，應(yīng)力幅比γ定義為拉壓應(yīng)力幅與扭轉(zhuǎn)應(yīng)力幅之比，即：

σeq=(σ2+3τ2)1/2

(3)

γ=σa/τa

(4)

使用Hitachi S-3400N掃描電子顯微鏡對疲勞斷口進行觀察和分析，以探究多軸疲勞斷裂的微觀機制。

圖2 相位差0°，30°，60°，90°時載荷的加載路徑Fig.2 Loading paths for the different phase angles of 0°,30°,60°,90°

2 結(jié)果與分析

2.1 相位差變量實驗

2.1.1 實驗結(jié)果

等效應(yīng)力加載條件下，0°相位差時平均疲勞壽命最高，為20946周，90°相位差時平均疲勞壽命最短，為13910周，不同相位差下的疲勞壽命相差達數(shù)千周次。圖3為2A12鋁合金在不同相位差下的疲勞壽命分布，由圖3可知隨相位差的增加，2A12鋁合金的多軸疲勞壽命逐漸降低。這是由于隨相位差的增加，正應(yīng)力和切應(yīng)力達到最大值的時間差增大，正應(yīng)力和切應(yīng)力分別作用的效果更加明顯，使得2A12鋁合金的多軸疲勞壽命隨相位差的增加而降低。

2.1.2 多軸加載損傷特征

在上述多軸疲勞實驗中,由于正應(yīng)力和切應(yīng)力之間相位差的不同,斷口外部形貌也存在一定的差異。圖4為不同加載相位差下試樣的斷裂形貌，可以觀察到，疲勞斷面與試樣主軸之間的夾角隨相位差的增加逐漸變大，90°相位差時斷口幾乎與主軸垂直，呈現(xiàn)出類似于純扭轉(zhuǎn)加載時的斷口外觀形貌?？梢?，隨著相位差的增加，切應(yīng)力對疲勞壽命的影響逐漸變大，切應(yīng)力單獨作用能力的增強造成疲勞壽命的降低。

圖3 多軸疲勞壽命與相位差的關(guān)系曲線Fig.3 Relation curve of multiaxial fatigue life and phase angle

圖4 不同相位差下試樣的斷裂形貌(a)0°；(b)30°；(c)60°；(d)90°Fig.4 Morphologies of fatigue fracture under different phase angles(a)0°；(b)30°；(c)60°；(d)90°

不同相位差下的疲勞斷口明顯分為裂紋源區(qū)、裂紋擴展區(qū)和瞬斷區(qū)3個區(qū)域，不同相位差下疲勞斷口的微觀形貌相差較大。圖5為試樣疲勞斷口裂紋擴展區(qū)的微觀形貌，從圖5(a)中可以看出相位差為0°的比例加載下，主裂紋左側(cè)存在模糊的疲勞條帶，條帶的擴展方向與主裂紋垂直。在多軸加載條件下，由于切應(yīng)力所產(chǎn)生的摩擦作用，疲勞條帶變得不再明顯。另外，在圖5(a)中還可以觀察到與主裂紋近似垂直的二次裂紋，產(chǎn)生的原因在于主裂紋擴展的同時伴隨著一些微裂紋的萌生，當(dāng)斷裂面主裂紋經(jīng)過新萌生的微裂紋后，這些新萌生的細小裂紋就會停止擴展留存下來。從圖5(a)到圖5(d)，隨著相位差的增加，擦傷痕跡開始增多，非比例加載下的疲勞斷口擴展區(qū)已經(jīng)很難觀察到疲勞條帶。這是由于非比例加載條件下切應(yīng)力的破壞作用越來越明顯，切應(yīng)力繞主軸的往復(fù)旋轉(zhuǎn)磨去了正應(yīng)力作用下產(chǎn)生的疲勞條帶，在斷口表面形成了更多的劃痕。

圖6為0°比例加載條件下疲勞試樣斷口在掃描電鏡下觀察到的特殊形貌。從圖6(a)裂紋源區(qū)中可以觀察到輪胎狀和魚骨狀形貌，這是多軸比例加載條件下高周疲勞斷口的局部特殊形貌。疲勞裂紋形成后，在正應(yīng)力的反復(fù)作用下，裂紋面兩側(cè)做有規(guī)律的張合運動，由于面上的脊棱或夾雜物的摩擦作用，造成了斷面上出現(xiàn)輪胎狀花樣的擦痕。圖6(b)中左側(cè)呈現(xiàn)串狀凸起形貌，右側(cè)有類似于鐘乳石狀的形貌，中間小平臺由于切應(yīng)力的作用產(chǎn)生兩道裂紋，被分成3段。圖6(b)中的特殊形貌可能是在扭轉(zhuǎn)應(yīng)力作用下發(fā)生切向破壞造成的結(jié)果。

圖5 不同相位差下裂紋擴展區(qū)SEM形貌圖 (a)0°；(b)30°；(c)60°；(d)90°Fig.5 SEM morphologies of crack propagation zone under different phase angles(a)0°；(b)30°；(c)60°；(d)90°

圖6 0°比例加載條件下特殊斷口SEM形貌圖 (a)裂紋源區(qū)；(b)裂紋擴展區(qū)Fig.6 Special fracture features under the phase angle of 0° (a)crack initiation zone;(b)crack propagation zone

2.2 平均應(yīng)力變量實驗

2.2.1 實驗結(jié)果

圖7為不同拉、扭平均應(yīng)力值與多軸疲勞壽命間的關(guān)系曲線，從圖7可知當(dāng)拉、扭平均應(yīng)力為0MPa時，試樣的疲勞壽命最長，為20946周。在等效應(yīng)力幅值不變的條件下，隨拉、扭平均應(yīng)力值的增大或減小，試樣的疲勞壽命都會縮短，其中拉壓應(yīng)力幅為35.4MPa和-35.4MPa時，材料的平均疲勞壽命分別為11164周和9936周；扭轉(zhuǎn)應(yīng)力幅為20.6MPa和-20.6MPa時，材料的平均疲勞壽命分別為14798周和12249周。由正應(yīng)力產(chǎn)生的軸向拉壓對疲勞裂紋的擴展起著主導(dǎo)作用,而切應(yīng)力繞軸的扭轉(zhuǎn)對于裂紋的萌生貢獻最大。切向應(yīng)力平均值保持不變，當(dāng)軸向應(yīng)力平均值變大(變小)時，拉向(壓向)應(yīng)力幅值增大，裂紋擴展速率的加快降低了試樣的疲勞壽命；軸向應(yīng)力平均值保持不變，當(dāng)切向應(yīng)力平均值變大(變小)時，切向應(yīng)力幅增大，裂紋萌生的速率加快導(dǎo)致疲勞壽命縮短。

圖7 拉(a)、扭(b)平均應(yīng)力與疲勞壽命關(guān)系曲線Fig.7 Relation curves of fatigue life and mean stress of tension(a) and torsion(b)

圖8 拉壓平均應(yīng)力為-35.4MPa的斷口SEM圖像 (a)裂紋源區(qū)；(b)裂紋擴展區(qū)Fig.8 Fracture SEM morphologies under the mean tension stress of -35.4MPa(a)crack initiation zone；(b)crack propagation zone

圖9 扭轉(zhuǎn)平均應(yīng)力為20.6MPa的斷口SEM圖像 (a)裂紋擴展區(qū)；(b)瞬斷區(qū)Fig.9 Fracture SEM morphologies under the mean torsion stress of 20.6MPa (a)crack propagation zone；(b)instantaneous fracture zone

2.2.2 多軸加載損傷特征

對不同拉、扭平均應(yīng)力下的疲勞斷口進行掃描電鏡觀察，圖8和圖9分別為-35.4MPa和20.4MPa拉、扭應(yīng)力平均值下裂紋不同擴展時期的微觀形貌。從圖8可以觀察到，在拉壓平均應(yīng)力為-35.4MPa時，疲勞斷口的裂紋源區(qū)(圖8(a))以及裂紋擴展區(qū)(圖8(b))中都存在明顯的劃痕，這主要是在切應(yīng)力繞軸旋轉(zhuǎn)作用下所產(chǎn)生的。拉壓應(yīng)力平均值的減小使得壓向應(yīng)力幅值變大，裂紋面兩側(cè)的受壓程度增加，垂直于軸向的旋轉(zhuǎn)作用對裂紋面兩側(cè)的碾磨作用變得更強，所產(chǎn)生的破壞影響也更為顯著，因此會在斷口觀察到大量較為明顯的劃痕。如圖9所示，在扭轉(zhuǎn)應(yīng)力為20.6MPa時，疲勞斷口擴展區(qū)(圖9(a))形貌凹凸不平，沒有觀察到疲勞條帶、二次裂紋等特征形貌。切應(yīng)力的不對稱加載使得斷面受力情況變得復(fù)雜，加載產(chǎn)生的疲勞條帶以及二次裂紋等形貌可能在不對稱扭轉(zhuǎn)作用下遭到了破壞。瞬斷區(qū)(圖9(b))中可以觀察到二次裂紋和韌窩的存在。圖9(b)中的韌窩呈現(xiàn)剪切拉長形貌，這是扭轉(zhuǎn)疲勞斷口的典型特點，與擴展區(qū)相比，由于瞬斷區(qū)持續(xù)的時間較短，使得這些特征形貌得以保存下來。同時，在疲勞斷口裂紋源附近發(fā)現(xiàn)了大量的白色絮狀物質(zhì)，如圖10所示。對圖10中白色絮狀物質(zhì)進行能譜分析，得到圖11所示的絮狀物能譜分析圖。分析結(jié)果表明，白色絮狀物質(zhì)中主要含有氧、鋁、銅3種元素，其質(zhì)量分數(shù)分別為47.2%，51.2%和1.5%，可以推斷此處在裂紋初始形成時生成了鋁的氧化物。

圖10 裂紋源區(qū)的白色絮狀物質(zhì)Fig.10 White flocculent materials in the crack initiation zone

圖11 裂紋源區(qū)白色絮狀物質(zhì)能譜圖Fig.11 EDS analysis of white flocculent materials in the crack initiation zone

2.3 加載波形變量實驗

2.3.1 實驗結(jié)果

分別使用正弦波、三角波、方波及3種波形的組合進行實驗，得到5種不同加載情況下試樣的多軸疲勞壽命。其中，三角波加載條件下試樣平均疲勞壽命為16502周，方波時為12387周，兩種組合波形下疲勞壽命相差不大，分別為18607周和18957周。圖12為加載波形與相應(yīng)疲勞壽命之間的關(guān)系，從圖12可知，在等效應(yīng)力保持不變的情況下，加載波形的選擇對試樣多軸疲勞壽命產(chǎn)生較大的影響。采用方波加載時疲勞壽命最短，正弦波加載疲勞壽命最長，三角波加載疲勞壽命介于兩者之間。三角波加載方式使拉、扭應(yīng)力在幅值處瞬間發(fā)生變化，對試樣組織結(jié)構(gòu)的破壞程度大于正弦波加載。方波加載方式在拉、扭載荷達到幅值時都會有一段時間的應(yīng)力保持，這種持續(xù)高應(yīng)力的作用以及應(yīng)力方向的瞬間改變形式造成了試樣多軸疲勞壽命的大幅度縮短。組合波形加載模式下，疲勞壽命介于正弦波和三角波加載壽命之間，且不同的加載順序?qū)Χ噍S疲勞壽命影響不大。

圖12 波形-多軸疲勞壽命關(guān)系Fig.12 Relations of waveform and multiaxial fatigue life

2.3.2 不同波形加載下循環(huán)曲線分析

通過采集多軸疲勞實驗循環(huán)過程中的相關(guān)數(shù)據(jù)，分析不同波形加載條件下的循環(huán)特征。圖13為3種波形加載下軸向負荷與位移以及扭矩與扭角之間的循環(huán)關(guān)系曲線。3種波形在軸向負荷與位移以及切向扭矩與扭角之間都出現(xiàn)不同程度的遲滯現(xiàn)象，方波作用下遲滯現(xiàn)象最為明顯，三角波次之，正弦波加載遲滯現(xiàn)象最小。滯回曲線所包圍的面積能反映結(jié)構(gòu)耗散能量的大小，這些能量通過材料變形的內(nèi)摩擦阻力或者是產(chǎn)生裂紋等局部損傷最終轉(zhuǎn)化為熱能耗散到大氣中。相同等效應(yīng)力條件下，2A12鋁合金材料在不同波形加載模式下有著不同的結(jié)構(gòu)耗能能力，方波加載模式下體現(xiàn)出了更大的結(jié)構(gòu)耗能。

2.4 兩級加載實驗

首先，通過疲勞實驗測得等效載荷為350MPa和300MPa時平均疲勞壽命分別為20946周和67338周。然后進行兩組兩級變幅多軸疲勞實驗，分別改變一級載荷作用下的循環(huán)周次，得到不同加載條件下平均疲勞壽命如表1所示。其中N1，N2分別為一級、二級載荷的循環(huán)周次，Nf1，Nf2分別為僅在第一、二級載荷作用下試樣的疲勞壽命。

圖14為一級循環(huán)周次與整體疲勞壽命的關(guān)系曲線，從圖中可以看出隨一級載荷循環(huán)周次的增加，高-低加載模式下試樣的多軸疲勞壽命降低，低-高加載模式下，疲勞壽命呈上升趨勢。等效應(yīng)力加載條件下，較高的應(yīng)力幅值有助于疲勞裂紋的萌生和擴展，對試樣產(chǎn)生的破壞作用較強，進而加速了疲勞斷裂。圖15所示為一級損傷比N1/Nf1與二級損傷比N2/Nf2之間的關(guān)系曲線。高-低加載模式下，隨一級損傷比的增加，二級損傷比線性降低，從表1中可以看出兩級損傷比之和相差不大。低-高加載模式下，一級損傷比從0.149增加到0.371時，二級損傷比從0.721降低到0.360，繼續(xù)增加一級損傷比到0.594，二級損傷比不降反升，表現(xiàn)為增加低應(yīng)力載荷的循環(huán)周次，試樣斷裂前高應(yīng)力載荷的循環(huán)周次也出現(xiàn)增加，表現(xiàn)出“鍛煉效應(yīng)”的特征。

圖13 不同波形加載方式軸向、扭向循環(huán)滯回線(a)正弦波；(b)三角波；(c)方波；(1)軸向載荷與位移；(2)扭矩與扭角Fig.13 Hysteresis loops of tension-torsion under different waveforms(a)sine wave;(b)triangle wave;(c)square wave;(1)axial loading and displacement;(2)moment of torsion and torsion angle

LoadingmodeN1/cycle(N1+N2)/cycleN1/Nf1N2/Nf2(N1/Nf1)+(N2/Nf2)350MPa→300MPa300MPa→350MPa5000511890.2390.6860.92510000395020.4770.4380.91515000318990.7160.2510.96710000251020.1490.7210.87025000325420.3710.3600.73140000522040.5940.5741.168

圖14 一級載荷循環(huán)周次-整體疲勞壽命關(guān)系曲線Fig.14 Relation curves of the cycle numbers of first step loading and the total fatigue life

圖15 一級損傷比與二級損傷比關(guān)系曲線Fig.15 Relation curves of the first and the second step damage ratios

3 結(jié)論

(1)相位差從0°增大到90°，疲勞壽命從20946周逐漸遞減到13910周。試樣斷面與主軸的夾角隨相位差的增加逐漸變大，90°時呈現(xiàn)出類似于純扭轉(zhuǎn)加載時的外觀斷口形貌。0°比例加載下能觀察到疲勞條帶和二次裂紋，以及類似于魚鱗、魚骨、鐘乳石等的特殊微觀形貌。

(2)隨拉、扭平均應(yīng)力值的增大或減小，試樣的疲勞壽命縮短。拉壓應(yīng)力平均值為-35.4MPa時，在斷面的裂紋源區(qū)以及裂紋擴展區(qū)都能觀察到大量明顯的劃痕。扭轉(zhuǎn)應(yīng)力為20.6MPa時，斷口擴展區(qū)疲勞條帶等特征形貌不明顯，在瞬斷區(qū)可以觀察到二次裂紋和韌窩的存在。疲勞源區(qū)白色絮狀物經(jīng)能譜分析為裂紋萌生階段形成的鋁的氧化物。

(3)方波加載時多軸疲勞壽命最短，三角波加載方式對試樣組織結(jié)構(gòu)的破壞程度大于正弦波加載，但疲勞壽命大于方波加載方式。3種波形加載方式下都出現(xiàn)不同程度的遲滯現(xiàn)象，方波加載體現(xiàn)出更大的結(jié)構(gòu)耗能。高-低兩級加載模式下，隨一級循環(huán)周次的增加，整體疲勞壽命逐漸降低；低-高加載模式下，隨一級循環(huán)周次的增加，出現(xiàn)“鍛煉效應(yīng)”的特征。

[1] 中國航空材料手冊編委會.中國航空材料手冊：第3卷 鋁合金 鎂合金 鈦合金[M].北京：中國標(biāo)準(zhǔn)出版社，1989.

[2] STALEY J T, LIU J, HUNT W H Jr. Aluminum alloys for aerostructures[J]. Adv Mater Proc,1997,152(4):17-20.

[3] 尚德廣，王德俊.多軸疲勞強度[M].北京:科學(xué)出版社，2007.

SHANG D G, WANG D J. Multiaxial Fatigue Strength[M]. Beijing: Science Press, 2007.

[4] 張成成.復(fù)雜應(yīng)力場下結(jié)構(gòu)高周疲勞壽命分析[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2010.

ZHANG C C. Analysis of high cycle fatigue life of structures under complex stress field[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2010.

[5] XU X L, YU Z W. An investigation on the failed blades in a locomotive turbine[J]. Engineering Failure Analysis, 2007,14(7):1322-1328.

[6] 王明春，宋恩鵬，趙清華.基于應(yīng)力場強方法的多軸疲勞壽命分析及應(yīng)用[J].飛機設(shè)計，2015，35(4)：10-13.

WANG M C, SONG E P, ZHAO Q H. The prediction of multiaxial high cycle fatigue based on stress field intensity[J]. Aircraft Design, 2015,35(4):10-13.

[7] 童第華，吳學(xué)仁，劉建中，等.基于小裂紋理論的鑄造鈦合金ZTC4疲勞壽命預(yù)測[J].材料工程，2015，43(6)：60-65.

TONG D H, WU X R, LIU J Z, et al. Fatigue life prediction of cast titanium alloy ZTC4 based on the small crack theory[J]. Journal of Materials Engineering, 2015,43(6):60-65.

[8] SUSMEL L，LAZZARIN P. A bi-parametric W?hler curve for high cycle multiaxial fatigue assessment[J]. Fatigue Fract Eng Mater Struct, 2002,25(1):63-78.

[9] HAN C, CHEN X, KIM K S. Evaluation of multiaxial fatigue criteria under irregular loading[J]. International Journal of Fatigue,2002,24(9):913-922.

[10] AHMADI A, ZENNER H. Lifetime calculation under multiaxial random loading with regard to the microcrack growth[C]//7th International Conference on Biaxial/Multiaxial Fatigue and Fracture.Berlin:European Structural Integrity Society,2004:415-420.

[11] 尚德廣,王德俊,姚衛(wèi)星.多軸非線性連續(xù)疲勞損傷累積模型的研究[J].固體力學(xué)學(xué)報，1999，20(4)：325-330.

SHANG D G, WANG D J, YAO W X. Study on nonlinear continuum multiaxial fatigue cumulative damage model[J]. Acta Mechanica Solida Sinica,1999,20(4):325-330.

[12] 何國求，丁向群，朱正宇，等.新的多軸非比例加載低周疲勞壽命估算公式[J].機械強度，2004，26(增刊1)：258-262.

HE G Q, DING X Q, ZHU Z Y, et al. New low cycle fatigue life criterion under nonproportional loading[J].Journal of Mechanical Strength,2004,26(Suppl 1):258-262.

[13] McDIAMID D L. A general criterion for high cycle multiaxial fatigue failure[J]. Fatigue Fract Eng Mater Struct,1991,14(4):429-453.

[14] WANG C H, BROWN M W. A path-independent parameter for fatigue under proportional and non-proportional loading[J]. Fatigue Fract Eng Mater Struc,1993,16(12):1285-1297.

[15] KIM K S,PARK J C. Shear strain based multiaxial fatigue parameters applied to variable amplitude loading[J]. International Journal of Fatigue,1999,21(5):475-483.

[16] 夏天翔，姚衛(wèi)星，許利蒲. LY12CZ鋁合金在多軸兩級階梯譜下疲勞累積損傷理論的對比研究[J]. 航空材料學(xué)報，2014，34(3)：86-92.

XIA T X, YAO W X, XU L P. Comparative research on accumulative damage models under multiaxial 2-stage step loading spectra for LY12CZ aluminium alloy[J]. Journal of Aeronautical Materials,2014,34(3):86-92.

[17] REIS L, LI B, DE F M. Analytical and experimental studies on fatigue crack path under complex multi-axial loading[J]. Fatigue Fract Eng Mater Struct, 2006, 29(4):281-289.

[18] 劉古峰.鉆桿用鋼復(fù)合加載疲勞斷裂及規(guī)律性研究[D].西安：西安石油大學(xué), 2011.

LIU G F. Drill pipe steel under combined loads fatigue fracture and regularity research[D].Xi’an:Xi’an Shiyou University,2011.

(本文責(zé)編：齊書涵)

Fatigue Behavior of 2A12 Aluminum Alloy Under Multiaxial Loading

CHEN Ya-jun,WANG Xian-chao,WANG Fu-sheng,LIU Bo

(Sino-European Institute of Aviation Engineering,Civil Aviation University of China,Tianjin 300300,China)

The multiaxial fatigue behavior of 2A12 aluminum alloy was studied with SDN100/1000 electro-hydraulic servo tension-torsion fatigue tester under multiple variables, and the failure mechanism was investigated by scanning electron microscopy (SEM). The results show that under the loading condition of equivalent stress, the fatigue life decreases with the increase of phase angle. For the phase angle 0°, some special features can be observed in the crack initial zone, such as the tire pattern,fishbone pattern and stalactite pattern. There are secondary cracks and vague fatigue striations in the crack propagation zone; the multiaxial fatigue life decreases with the change of mean stress for tension or torsion. Some white flocculent oxides can be found in the crack initiation zone, and secondary crack as well as shear-type elongated dimples in the instantaneous fracture zone; facing different loading waveforms, the multiaxial life of sine wave is the longest, triangle wave in the second place, and the square wave is the shortest, under the loading condition of equivalent stress, square wave leads to the maximum structural energy dissipation. Under the low and high two step loading, 2A12 shows training effect.

2A12 aluminum alloy;multiaxial fatigue;failure mechanism;two-step loading;training effect

10.11868/j.issn.1001-4381.2015.001451

O346.2

A

1001-4381(2017)08-0068-08

國家自然科學(xué)基金項目(11502285); 中央高校基本科研業(yè)務(wù)費項目中國民航大學(xué)專項(3122017112)

2015-11-26;

2017-05-09

陳亞軍(1976-)，男，副教授，博士，研究方向為飛機結(jié)構(gòu)材料失效分析，聯(lián)系地址：天津市中國民航大學(xué)(北院)中歐航空工程師學(xué)院(300300)，E-mail:2292598008@qq.com