陸宇浩 金 鋒 戴 軍

（ 上海華測品正檢測技術(shù)有限公司 航空材料測試中心，上海201114）

航空飛行器在運(yùn)轉(zhuǎn)的過程中因持續(xù)受到周邊環(huán)境施加的力的作用而造成不同程度的損傷，如果航空飛行器材質(zhì)的疲勞強(qiáng)度低，在后續(xù)使用過程中將會(huì)出現(xiàn)安全使用期限短、可靠性低的問題[1]。 而航空飛行器制造材料中的鋁合金的具體元素成分以及疲勞額定強(qiáng)度值大小對該類型材料投入量產(chǎn)、應(yīng)用及可靠性都將有十分重大的關(guān)聯(lián)。 因此， 對航空飛行器制造材料中的鋁合金細(xì)節(jié)疲勞額定強(qiáng)度進(jìn)行測試，對航空飛行器在運(yùn)行過程中的安全及為行業(yè)后期進(jìn)行更高規(guī)格的科學(xué)研究都具有重大意義和實(shí)用價(jià)值。

1 航空鋁合金材料疲勞強(qiáng)度研究現(xiàn)狀及需求

1.1 發(fā)展現(xiàn)狀

現(xiàn)代航空飛行器在機(jī)身材料的選擇上， 不僅需要考慮靜強(qiáng)度和抗腐蝕性，為了提高經(jīng)濟(jì)節(jié)能和可靠性問題，還需重點(diǎn)考慮機(jī)身材料自身的重量及疲勞壽命。 如減輕機(jī)身重量可以減少燃油和碳排放，還可以提高航空飛行器的可操作性。

1.2 應(yīng)用需求

通過對航空飛行器機(jī)身材料疲勞壽命的測算試驗(yàn)， 可以得出較為準(zhǔn)確的預(yù)計(jì)航空飛行器機(jī)身材料的疲勞壽命，能夠有效避免航空飛行器因超期服役而產(chǎn)生的事故。 此外， 通過對航空飛行器機(jī)身材料化學(xué)成分的測定及疲勞壽命的測算，還可以為后續(xù)材料升級試驗(yàn)提供參考。

2 DFR 試驗(yàn)試樣制備

2.1 試樣樣式設(shè)計(jì)思路

本次試驗(yàn)采取缺口試樣方案。由于缺口的問題，造成了試樣存在幾何不連續(xù)性，因此在試樣缺口根部及其附近產(chǎn)生了很大的應(yīng)力、應(yīng)變集中，從而影響構(gòu)件的彈性變形、塑性變形和斷裂。在交變載荷作用下，由于應(yīng)力集中的存在，疲勞裂紋往往首先起始于構(gòu)件的缺口部位，并在以后的循環(huán)應(yīng)力作用下裂紋逐漸擴(kuò)展，最后導(dǎo)致整個(gè)構(gòu)件的疲勞斷裂。 另外，實(shí)際材料中的裂紋、夾雜物等缺陷的應(yīng)力集中效應(yīng)往往也可以通過缺口分析來解決，因此制備缺口試樣是一種很好的選擇。

2.2 試驗(yàn)件制備

第一，確定試樣尺寸。 將2XXX-T3 系鋁合金在板材上切取寬度為40mm、厚度為1.6mm 的試樣，沿試樣長度向平行于板材方向軋制，按照相關(guān)規(guī)范，預(yù)制缺口。 制備試樣符合下面指標(biāo)：a.敲擊缺口試樣尺寸b1 誤差小于0.15mm， 試樣尺寸h1 誤差小于0.1mm；b.銼削缺口試樣尺寸b2 誤差小于0.35mm，試樣尺寸h2 誤差小于0.05mm。 分為8 組，共60 件試樣。

為了確保試驗(yàn)的精度，定制專用雙工位真空吸盤夾具（ 合金和表面處理系數(shù)試驗(yàn)件），為避免劃傷工件，采用橡膠圈密封。依據(jù)設(shè)計(jì)要求采用非接觸測量方式進(jìn)行尺寸檢查光潔度測量，確保試樣各參數(shù)符合試驗(yàn)要求。采用放大倍率為20 倍的光學(xué)顯微鏡檢查試樣兩面，50 倍率下檢查試樣邊緣是否存在磕傷。

第二，成分（ 各元素質(zhì)量分?jǐn)?shù)）和力學(xué)性能檢測。 得出試驗(yàn)材料2XXX-T3 系鋁合金具體的組成成分，制定防腐蝕措施。 由于ICP 光譜法檢測具有數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度高、 無需其他元素輔助，且2XXX-T3 系鋁合金中各元素之間的波長具有較大的差異，其中Zn213.9nm、Cr 波長約為357.9 nm 等，故本次化學(xué)成分的檢測方法采用了ICP 光譜法進(jìn)行。加工后對試樣進(jìn)行清洗干燥處理，采用激光打標(biāo)機(jī)在試樣夾持端兩頭分包打標(biāo)， 標(biāo)記號為試樣編號流水號，確保試樣唯一性標(biāo)示。 該材料的組成成分見表1。

表1 材料組成成分表（ 質(zhì)量分?jǐn)?shù)）

第三，殘余應(yīng)力的表征。 為驗(yàn)證2XXX-T3 系鋁合金加工進(jìn)行工藝1- 工藝4 時(shí)， 其在不同工序下殘余應(yīng)力的情況， 使用X-RaY 衍射法對試樣加工后的殘余應(yīng)力進(jìn)行了測量。

研究認(rèn)為金屬構(gòu)件中的殘余應(yīng)力能夠起到延緩構(gòu)件裂紋的萌生與擴(kuò)展作用，進(jìn)而對疲勞壽命有效提升。8 種試樣在應(yīng)用該種工藝進(jìn)行應(yīng)力驗(yàn)證時(shí)，表現(xiàn)均相對平穩(wěn)。 采用工藝1 時(shí)，各試樣的應(yīng)力值普遍較大，最大可達(dá)-588MPa（ 負(fù)值為代表正應(yīng)力方向），應(yīng)力值最小為工藝4，最小值為-29MPa。

3 基于DFR 法的疲勞試驗(yàn)方法

3.1 DFR 法

DFR 法是波音公司通過對眾多航空飛行器試驗(yàn)分析而發(fā)明的一種測試試驗(yàn)方法，因?yàn)槠渚哂锌焖?、可靠的特性，而被行業(yè)廣泛應(yīng)用，是當(dāng)前較為科學(xué)、合理的工程實(shí)踐方法。 而該方法進(jìn)行疲勞測算的可靠性來源于能夠準(zhǔn)確計(jì)算緊固件的荷載分布，避免計(jì)算時(shí)發(fā)生的噪聲影響， 進(jìn)而求出準(zhǔn)確應(yīng)力。 計(jì)算中的DFR 值選取標(biāo)準(zhǔn)S-N 曲線法進(jìn)行。

3.2 試驗(yàn)環(huán)境及參數(shù)設(shè)定

本次對航空飛行器機(jī)身材料2XXX-T3 系鋁合金細(xì)節(jié)疲勞額定強(qiáng)度測試選擇使用MTS 10 噸電液伺服低頻疲勞試驗(yàn)機(jī)來完成，10 噸疲勞試驗(yàn)機(jī)最大靜載荷為±100kN，動(dòng)態(tài)載荷為±100kN，靜態(tài)載荷誤差≤±1%，動(dòng)態(tài)載荷誤差≤±3%。

試驗(yàn)載荷波形為正弦波，應(yīng)力比R=0.06。試驗(yàn)加載頻率設(shè)定為10Hz～20Hz，每組試驗(yàn)件的頻率必須保持一致。對中檢查使用數(shù)據(jù)采集箱e-DAQ 和應(yīng)變片，采集試驗(yàn)件表面的應(yīng)變值，來計(jì)算試驗(yàn)件對中度是否滿足要求。應(yīng)變片使用BE-120-3AA，標(biāo)準(zhǔn)電阻值：120Ω。

本著對試驗(yàn)嚴(yán)謹(jǐn)負(fù)責(zé)的態(tài)度，嚴(yán)格按照試驗(yàn)流程進(jìn)行，試驗(yàn)結(jié)束后對每一組試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行比對。按照weibull 分別計(jì)算出60 件試樣的特征壽命，為了保證試驗(yàn)的可靠度，需要選取合適的應(yīng)力水平（如試驗(yàn)件壽命在（1～5）×105次之間，則可繼續(xù)在這一應(yīng)力水平下重復(fù)試驗(yàn)或在80%Smax～120%Smax 之間微調(diào)試驗(yàn)應(yīng)力重復(fù)試驗(yàn)，可重復(fù)3 根試樣件，根據(jù)3 根試樣的結(jié)果確定正式試驗(yàn)應(yīng)力），使每組試驗(yàn)的特征壽命的有效值不少于5 個(gè)。

4 試驗(yàn)結(jié)果與討論

4.1 疲勞試驗(yàn)壽命值探討

本次試驗(yàn)最大應(yīng)力為100MPa 和最小應(yīng)力為6MPa 時(shí)，八組缺口試樣的壽命值。疲勞壽命在平均值處上下波動(dòng)，數(shù)值分布在250000-450000 次之間。

根據(jù)表2 經(jīng)計(jì)算可得到八次疲勞試驗(yàn)的統(tǒng)計(jì)學(xué)數(shù)據(jù)中平均值為308308.3，標(biāo)準(zhǔn)差為64837.58，變異系數(shù)為0.210301。

表2 缺口試樣八次疲勞壽命的統(tǒng)計(jì)學(xué)相關(guān)參數(shù)

其中變異系數(shù)為0.210301，說明測試數(shù)據(jù)的離散程度較低，試樣件性能較為穩(wěn)定，低于0.25，符合預(yù)定目標(biāo)。

4.2 試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)的DFR

本次試樣中細(xì)節(jié)疲勞額定強(qiáng)度（DFR）計(jì)算選用的是單點(diǎn)法計(jì)算，其計(jì)算式如下：

經(jīng)計(jì)算，疲勞試驗(yàn)壽命值為450000 時(shí)，DFR 值為176.61MPa。

5 疲勞缺口分析

為更加直觀明了的查看2XXX-T3 系鋁合金的疲勞性能，對試驗(yàn)樣品的缺口部分進(jìn)行了掃描電鏡觀察，了解試樣在應(yīng)力條件下斷裂的過程，既可以得出試樣的疲勞類型，還可以推斷出形成疲勞斷裂的因素。

從圖1 電鏡掃描圖片可以看出，截取的試樣斷口可以明顯區(qū)分的組成部分有疲勞源區(qū)、疲勞輝紋、韌窩及金屬間化合物等。在疲勞源區(qū)圖中可以看出，整個(gè)疲勞斷口中帶有線狀條帶（疲勞輝紋）的區(qū)域分布最為廣泛，其次是分布于右上角的粗糙區(qū)和左下角的疲勞源區(qū)。斷裂源的具體位置由中線狀條帶、圈狀條帶紋路歸集處所指示。裂紋擴(kuò)展區(qū)是在應(yīng)力作用下，裂紋由最開始的密集逐漸張開，形成表面較為光滑、各紋路之間走向一直間距規(guī)則的區(qū)域。韌窩及金屬間化合物斷口表面粗糙，是由于在應(yīng)力作用下發(fā)生瞬間變形所致，屬于韌性斷裂，亦可以看到斷口中存在大量的空洞。

圖1 電鏡掃描圖

6 結(jié)論

本文從行業(yè)發(fā)展現(xiàn)狀及需求入手，探討出航空鋁合金細(xì)節(jié)疲勞額定強(qiáng)度試驗(yàn)未來將擁有廣闊的市場前景，而DFR 法因其具備快速求出應(yīng)力值而將成為行業(yè)主流。依托DFR 法制備了試樣及進(jìn)行了八組缺口試樣的測試，DFR 值為176.61MPa，疲勞壽命在平均值處上下波動(dòng)，其變異系數(shù)為0.210301，對于要求的0.25，表明該試驗(yàn)方法有效。