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(中國民航大學 中歐航空工程師學院，天津 300300)

不同應力幅比加載下2A12鋁合金的多軸疲勞性能

陳亞軍，王先超，王付勝，周劍，吳悅雷

(中國民航大學中歐航空工程師學院，天津300300)

采用SDN100/1000電液伺服拉扭復合疲勞試驗機對2A12鋁合金進行不同應力幅比下的多軸疲勞實驗，觀察試樣斷口形貌并結合加載過程中的疲勞循環(huán)曲線進行失效機理分析。結果表明：單級加載條件下，隨應力幅比的增加合金的疲勞壽命提高，純扭轉條件下斷面存在平整的光滑區(qū)域，隨應力幅比的增加斷面劃痕減少，并能觀察到疲勞條帶以及魚骨狀、鱗片狀和蜂窩狀特殊形貌；不同應力幅比累積路徑下，多軸疲勞壽命隨一級加載周次變化的規(guī)律不同；高-低應力幅比累積路徑下，拉壓方向一級高應力幅比加載階段出現(xiàn)明顯的循環(huán)硬化現(xiàn)象，材料產(chǎn)生“鍛煉效應”。

2A12鋁合金；應力幅比；多軸疲勞；失效機理；鍛煉效應

2A12鋁合金具有良好的成型工藝和焊接性能，其比強度、斷裂韌度較高且具有良好的耐腐蝕穩(wěn)定性，在飛機結構中應用廣泛，是構成機身蒙皮、翼梁、隔框等承力構件的重要材料[1，2]。飛機在飛行過程中，其零部件往往受到多軸疲勞載荷的作用，相關的失效研究對飛機安全性能評估具有重要意義[3-7]。影響材料多軸疲勞壽命的因素很多，如加載應力幅比、相位差、等效應力等，而工程構件所承受的疲勞損傷多為不同因素的累積加載所致，因此，對疲勞損傷累積問題的研究是估算多軸疲勞壽命的關鍵[8-12]。目前，國內外研究往往集中在多軸單級加載以及單軸多級累積加載下材料的失效機理分析和壽命預測方面[13-18]，Karolczuk等[13]對單級加載條件下基于臨界面原理的多軸疲勞失效準則進行了回顧，Jiang等[14]通過單級加載實驗對3種多軸疲勞失效準則的預測效果進行了研究，Zuo等[17]考慮加載歷史的影響，建立了一種新的非線性損傷累積模型，并對單軸多級變幅加載條件下的實驗結果進行驗證，馮勝等[18]考慮單軸多級累積條件下加載順序和領域潛在損傷對材料疲勞壽命的影響，建立了一種新的疲勞破壞準則。但對于應力幅比、相位角等關鍵因素影響多級加載下的多軸疲勞損傷累積和失效行為的報道較少。本工作考慮某型單旋翼直升機尾旋翼實心變距拉桿的實際尺寸和受力情況，采用2A12航空鋁合金實心棒材試樣進行實驗研究，分別進行單級、兩級應力幅比條件下的多軸疲勞實驗，通過分析加載過程中的循環(huán)曲線，并結合使用Hitachi S-3400N掃描電子顯微鏡對疲勞斷口進行觀察，來探究多軸疲勞失效斷裂的影響規(guī)律。

1 實驗材料與方法

實驗材料選用2A12鋁合金,主要化學成分(質量分數(shù)/%)分別為:Cu 3.8～4.9,Mg 1.2～1.8,Mn 0.2～0.9,其他為鋁和部分雜質。常溫下該材料的屈服強度為373.7MPa，抗拉強度為526.8MPa，彈性模量為78.5GPa。采用實心圓柱形試樣進行多軸疲勞實驗，具體尺寸如圖1所示。

圖1 疲勞試件尺寸圖Fig.1 Schematic illustration of the fatigue specimen

實驗所用儀器為SDN100/1000電液伺服拉扭復合疲勞試驗機，實驗在常溫下進行。采用正弦波對稱加載，加載頻率f=5Hz，疲勞破壞定義為試樣的完全斷裂。采用Von Mises等效應力準則，等效應力設定為350MPa，應力幅比λ定義為拉壓應力幅與扭轉應力幅之比，相關表達式如下：

σ=σasin(ωt)

(1)

τ=τasin(ωt-φ)

(2)

(3)

λ=σa/τa

(4)

式中：σa，τa分別為拉壓應力幅值與扭轉應力幅值；ω為實驗角頻率；φ為加載相位差，實驗中均設定為0°。

2 實驗結果與分析

2.1單級應力幅比變量實驗

2.1.1實驗結果

等效應力加載條件下，純扭轉加載時疲勞壽命最低為9539周，應力幅比為0.5時，疲勞壽命為17307周，應力幅比增加到2時，多軸疲勞壽命提高到26150周。圖2為不同應力幅比加載條件下2A12鋁合金的多軸疲勞壽命曲線，可以看出，隨應力幅比的增加，材料的多軸疲勞壽命得以提高。當前實驗條件下，在承受多軸加載直至斷裂的過程中，材料的疲勞壽命大部分消耗在裂紋萌生階段，而切應力的扭轉作用對裂紋萌生具有重要影響。應力幅比增大，拉壓作用增強，同時扭轉作用減弱，切應力的破壞作用減小，延緩了試樣疲勞裂紋的產(chǎn)生，從而引起材料多軸疲勞壽命的增加。

圖2 2A12鋁合金多軸疲勞壽命與應力幅比關系曲線Fig.2 Relation curve between multiaxial fatigue life and stress amplitude ratio of 2A12 aluminum alloy

2.1.2多軸加載損傷特征

圖3為不同應力幅比下試樣的宏觀斷口形貌，純扭轉加載作用下斷口呈現(xiàn)出與試樣主軸近似垂直的平臺區(qū)域，隨應力幅比的持續(xù)增加，平臺長度、斷口與試樣主軸間的夾角逐漸減小，應力幅比為2時斷面與試樣主軸大致成45°的夾角。

圖3 不同應力幅比下試樣斷裂外觀形貌 (a)λ=0;(b)λ=0.5;(c)λ=1;(d)λ=;(e)λ=2Fig.3 Morphologies of fatigue fracture of specimens under different stress amplitude ratios(a)λ=0;(b)λ=0.5;(c)λ=1;(d)λ=;(e)λ=2

不同應力幅比下疲勞斷口的形貌差別較大，但都可以明顯分為裂紋源區(qū)、擴展區(qū)、瞬斷區(qū)3部分。圖4為5種應力幅比下裂紋擴展區(qū)的微觀形貌，從圖4(a)可以看出，純扭轉(λ=0)加載條件下，斷口裂紋擴展區(qū)表面較為平整，存在部分光滑的區(qū)域，這是由于主裂紋萌生和擴展過程中，其兩側受到較強的旋轉摩擦作用，凸起的脊棱在循環(huán)過程中磨損消失。由圖4(b)中可以觀察到大量的劃痕以及表面部分脫落的顆粒，扭轉作用的相對減弱使得平滑區(qū)域轉化為大量近似平行的層狀劃痕，斷口形貌變得更加破碎。圖4(c)中存在模糊的疲勞條帶，右側沿疲勞條帶擴展方向有鱗片狀凸起，這是循環(huán)過程中凸起脊棱的摩擦所致。隨著拉壓應力的增強以及扭轉作用的降低，圖4(d)中疲勞條帶變得清晰，在斷面可以觀察到魚骨狀形貌和近似垂直于主擴展方向的二次裂紋，伴隨著主裂紋的擴展，試樣內部應力集中部位會萌生二次微裂紋，當擴展的主裂紋穿過該區(qū)域時，微裂紋便停止擴展而留存下來。如圖4(e)所示,應力幅比為2時斷口可以觀察到大量鱗片狀、魚骨狀形貌。

圖4 不同應力幅比下裂紋擴展區(qū)微觀形貌(a)λ=0;(b)λ=0.5;(c)λ=1;(d)λ=;(e)λ=2Fig.4 Micro morphologies in crack propagation region under different stress amplitude ratios (a)λ=0;(b)λ=0.5;(c)λ=1;(d)λ=;(e)λ=2

應力幅比為1時，在斷口瞬斷區(qū)可觀察到如圖5所示的特殊形貌。拉壓應力作用下產(chǎn)生的大量韌窩堆疊在一起形成了蜂窩狀形貌，附近可以看到一些孔洞和剪切型韌窩，這是由于切應力的旋轉摩擦作用所造成的。大量韌窩的存在說明在此應力幅比條件下，拉壓方向應力在瞬間斷裂階段起著重要作用。

圖5 應力幅比為1時瞬斷區(qū)蜂窩狀形貌Fig.5 Honeycomb feature in the transient fracture zone at λ=1

2.2兩級應力幅比累積實驗

2.2.1實驗結果

表1記錄了兩類應力幅比累積條件下的測試結果，其中n1，n2分別為一級，二級加載周次；N1，N2分別為一級，二級應力幅比單級加載條件下的多軸疲勞總壽命；n1/N1，n2/N2分別定義為一，二兩級加載條件下的損傷比，根據(jù)Miner線性疊加原理，(n1/N1)+(n2/N2)為兩級加載條件下的總損傷比。由表1可以看出,2→0.5加載路徑下， 總損傷比的值均大于1，且

隨一級加載周次的增加，總損傷比逐漸增大。0.5→2加載路徑下總損傷比的值多數(shù)小于1，且隨一級加載周次的增加，總損傷比呈遞減趨勢。圖6為兩類加載路徑下二級損傷比隨一級損傷比的變化曲線， 如圖6(a)所示，2→0.5加載路徑下隨一級損傷比的增加，二級損傷比先降低后逐漸升高，體現(xiàn)出“鍛煉效應”的特征；圖6(b)為0.5→2加載時的關系曲線，由于一級低應力幅比加載時切應力較強的破壞作用，造成二級損傷比隨一級損傷比的增加快速降低。

表1 應力幅比累積實驗結果Table 1 Experimental results under the cumulation of stress amplitude ratio

圖6 二級損傷比與一級損傷比關系曲線(a)2→0.5;(b)0.5→2Fig.6 Relation curves between the second stage damage ratio and the first stage damage ratio(a)2→0.5;(b)0.5→2

兩類累積實驗條件下，多軸疲勞壽命隨一級加載周次的變化如圖7所示。2→0.5加載路徑下，隨一級(λ=2)循環(huán)周次的增加，材料的疲勞壽命持續(xù)增大，較大的應力幅比對應著較小的扭轉力矩，對材料的破壞作用較弱，應力幅比為2→0.5，扭轉作用的破壞能力增強，材料受到的破壞作用增大，隨一級加載周次的增加，高→低應力幅比作用順序下產(chǎn)生的“鍛煉效應”使多軸疲勞壽命得以提高；0.5→2加載路徑下，隨一級(λ=0.5)循環(huán)周次的遞增，多軸疲勞壽命逐漸減小。應力幅比為0.5時，材料受到的破壞作用較強，且隨著一級加載周次的增多，受損程度變得更加嚴重，引起總體疲勞壽命的降低。

圖7 疲勞壽命與一級加載周次關系曲線Fig.7 Relation curves between the total fatigue life and the cycle of the first stage loading

2.2.2 多級加載損傷特征

圖8(a)～(d)分別為兩類加載方式下一級循環(huán)2000周次和10000周次的斷口微觀形貌。從圖8(a)中可以觀察到大量平行分布的二次裂紋， 材料在拉扭復合加載條件下，內部不均勻處更容易產(chǎn)生應力集中，當集中的應力超過不均勻體與均勻體之間的結合力時，就會萌發(fā)微裂紋。圖8(b)為典型的多軸疲勞微觀形貌，以弧線為界可明顯分為兩個區(qū)域，弧線右側較為光滑，可以看到較強切應力作用下所產(chǎn)生的明顯劃痕，弧線左側呈現(xiàn)出拉壓作用下的斷面形貌。圖8(c)中裂紋兩側均可觀察到大量劃痕，其中裂紋右側發(fā)現(xiàn)魚骨狀形貌，由于低應力幅比加載周次相對較少，這一形貌未被磨損得以保存下來。由于應力幅比為2時的加載周次較短，材料大部分壽命消耗在較強的扭轉作用條件下，在圖8(d)中可以觀察到大量明顯的劃痕。

圖8 兩類累積方式斷口微觀形貌(a)2→0.5,一級加載2000周次;(b)2→0.5,一級加載10000周次;(c)0.5→2,一級加載2000周次;(d)0.5→2,一級加載10000周次Fig.8 Micro morphologies of the two cumulation loading paths(a)2→0.5,first stage loading 2000 cycles;(b)2→0.5,first stage loading 10000 cycles;(c)0.5→2,first stage loading 2000 cycles;(d)0.5→2,first stage loading 10000 cycles

圖9 不同累積方式下位移及扭角幅值隨時間變化曲線1-一級循環(huán)2000周次；2-一級循環(huán)10000周次(a)2→0.5拉壓方向;(b)2→0.5扭轉方向;(c)0.5→2拉壓方向;(d)0.5→2扭轉方向Fig.9 Displacement-time curves and torsional angle-time curves under different cumulative paths 1-first stage loading 2000 cycles;2-first stage loading 10000 cycles(a)2→0.5,axial direction;(b)2→0.5,torsional direction;(c)0.5→2,axial direction;(d)0.5→2,torsional direction

實驗加載穩(wěn)定后，每隔30s記錄1次位移、扭角峰值，選取兩類累積方式下一級循環(huán)周次分別為2000與10000時記錄的數(shù)據(jù)，繪制出相應加載方式下位移、扭角峰值隨時間的變化關系曲線，如圖9所示。圖9(a)為第一類加載方式下(2→0.5)位移、扭角峰值隨時間的變化關系，可知在沿軸方向一級高應力幅比加載時出現(xiàn)明顯的循環(huán)硬化現(xiàn)象，轉換到二級低應力幅比后，材料硬化現(xiàn)象不明顯，經(jīng)過一段時間的平臺保持區(qū)后逐漸軟化至斷裂；扭轉方向如圖9(b)所示，切換到二級加載方式后，開始階段觀察到了較小的循環(huán)硬化現(xiàn)象。應力幅比為2時軸向加載所產(chǎn)生的硬化現(xiàn)象使材料得到“鍛煉”，且隨著高應力幅比作用周次的增加，低應力幅比下較強切應力的作用周次縮短，進而延長了試樣的多軸疲勞壽命。圖9(c)為第二類加載方式下(0.5→2)位移、扭角幅值隨時間的變化關系曲線，當切換到二級高應力幅比加載階段后，沿軸方向可以看到循環(huán)硬化、軟化交替出現(xiàn)的現(xiàn)象，扭轉方向如圖9(d)所示，開始階段扭角隨時間基本保持不變后逐漸軟化至試樣斷裂，隨著一級低應力幅比加載周次的增加，較強切應力的作用時間變長，加速了材料的疲勞斷裂。

3 結論

(1)應力幅比從0增加到2，疲勞壽命周次從9539逐漸遞增到26150。試樣斷面與主軸的夾角隨應力幅比的增加逐漸減小，應力幅比為0時斷面存在平整的光滑區(qū)域，隨應力幅比的增加斷面劃痕減少，能觀察到疲勞條帶以及魚骨狀、鱗片狀和蜂窩狀特殊形貌。

(2)2→0.5累積條件下，隨一級加載周次增加，出現(xiàn)“鍛煉效應”特征，試樣疲勞壽命提高；0.5→2累積條件下，隨一級低應力幅比加載周次增加，試樣疲勞壽命逐漸降低。兩類加載方式下試樣斷口可見大量平行的二次裂紋、切應力引起的劃痕以及魚骨狀特殊形貌。

(3)2→0.5累積條件下，拉壓方向一級高應力幅比加載時出現(xiàn)明顯的循環(huán)硬化現(xiàn)象，轉換到二級低應力幅比后，材料硬化現(xiàn)象不明顯；0.5→2加載時，二級高應力幅比加載階段，拉壓方向循環(huán)硬化、軟化交替出現(xiàn)，扭轉方向在開始階段扭角隨時間基本保持不變，后逐漸軟化直至試樣斷裂。

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(本文責編：寇鳳梅)

MultiaxialFatiguePropertiesof2A12AluminumAlloyUnderDifferentStressAmplitudeRatioLoadings

CHENYa-jun,WANGXian-chao,WANGFu-sheng,ZHOUJian,WUYue-lei

(Sino-EuropeanInstituteofAviationEngineering,CivilAviationUniversityofChina,Tianjin300300,China)

The multiaxial fatigue behavior of 2A12 aluminum alloy was studied with SDN100/1000 electro-hydraulic servo tension-torsion fatigue tester under different stress amplitude ratios, the fracture morphology and the fatigue loading curve were observed to study the failure mechanism. The results show that, under the one stage loading condition, the fatigue life prolongs with the stress amplitude ratio increasing. Under pure torsion loading, smooth and even area exists in the fracture surface. As the stress amplitude ratio increases, the number of scratch reduces, the fatigue striation and some special morphology such as the fishbone pattern, scale pattern and honeycomb pattern can be observed; under cumulative paths of different stress amplitude ratios, the variation of multiaxial fatigue life changes with first stage loading cycles; under cumulative paths of high-low stress amplitude ratio, the cycle hardening occurs obviously in the axial direction for the first stage high stress amplitude ratio loading and 2A12 alloy shows training effect.

2A12 aluminum alloy;stress amplitude ratio;multiaxial fatigue;failure mechanism;training effect

10.11868/j.issn.1001-4381.2016.000817

O346.2

： A

： 1001-4381(2017)09-0136-07

國家自然科學基金項目(11502285); 中央高?；究蒲袠I(yè)務費中國民航大學專項資金項目(3122017112)

2016-07-06;

：2017-05-03

陳亞軍(1976-)，男，博士，副教授，主要研究方向為飛機結構材料失效分析，聯(lián)系地址：天津市東麗區(qū)津北公路2898號中國民航大學(北院)中歐航空工程師學院(300300)，E-mail:2292598008@qq.com