彭 航，秦劍波，張彥軍

(航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089)

0 引 言

隨著新一代飛機(jī)耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)思想的發(fā)展，飛機(jī)機(jī)體主要結(jié)構(gòu)的可靠性、安全性以及可維修性等性能要求的日益提高，具有高抗疲勞性能、高斷裂韌度和低疲勞裂紋擴(kuò)展速率的新型耐久性/損傷容限鋁合金材料的開發(fā)和應(yīng)用迫在眉睫。2524鋁合金是在2024鋁合金的基礎(chǔ)上發(fā)展起來的，其靜強(qiáng)度水平與2024鋁合金基本相當(dāng)，但斷裂韌性和抗疲勞裂紋擴(kuò)展能力明顯提高[1]。2E12鋁合金則是國內(nèi)在2524鋁合金的基礎(chǔ)上研發(fā)而來的，屬于高純的鋁-銅-鎂系合金，應(yīng)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)可明顯提高飛機(jī)使用壽命[2]，延長檢查間隔。目前有關(guān)2524鋁合金和2E12鋁合金疲勞性能的研究較多。謝偉等[3]研究了2524-T3鋁合金鉚釘填充锪窩孔在典型應(yīng)力比、不同載荷水平下的疲勞性能；劉義倫等[4]研究了不同應(yīng)力比對2524-T3鋁合金疲勞裂紋擴(kuò)展速率的影響；王丹超[5]通過與同系2A12鋁合金的對比研究了2E12鋁合金軋制板的疲勞性能；劉崗等[6]研究了2E12鋁合金在不同應(yīng)力水平下的疲勞性能以及疲勞裂紋擴(kuò)展速率；杜鳳山等[7]研究了室溫大氣環(huán)境下不同應(yīng)力比和不同應(yīng)力集中系數(shù)條件下2E12鋁合金的高周疲勞性能；楊勝等[8]研究了溫度因素對2E12鋁合金疲勞壽命及斷裂機(jī)制的影響；周明哲[9]研究了固溶處理、形變處理、電場時(shí)效處理以及熱效應(yīng)等對2E12鋁合金疲勞性能的影響規(guī)律。然而，關(guān)于2E12鋁合金的疲勞性能研究大部分采用元件級結(jié)構(gòu)開展，針對2E12鋁合金飛機(jī)蒙皮環(huán)向?qū)拥日鎸?shí)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞性能研究相對較少。作者利用有限元方法確定了2E12鋁合金蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)的疲勞薄弱位置；對2E12鋁合金蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，分析了其疲勞破壞位置和斷口形貌；采用細(xì)節(jié)疲勞額定值(DFR)法[10-12]計(jì)算得到2E12-T3鋁合金環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)的試驗(yàn)DFR，并與2024-T3鋁合金對接結(jié)構(gòu)的DFR進(jìn)行對比。

1 有限元模擬及理論DFR計(jì)算

1.1 有限元模擬

選用飛機(jī)上常見的蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)進(jìn)行研究，該結(jié)構(gòu)如圖1所示，左右兩端分別模擬機(jī)身前后蒙皮，通過鉚釘將中間的平面矩形帶板與左右蒙皮連接起來。蒙皮長330 mm，寬150 mm，過渡圓角半徑為120 mm；平面矩形帶板長150 mm，寬150 mm。左右蒙皮和平面矩形帶板的厚度均為2.5 mm，材料均為2E12-T3鋁合金；鉚釘材料為2A10鋁合金，鉚釘直徑為5 mm，間距為20 mm，排距為20 mm，在蒙皮處劃窩。

圖1 蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)示意Fig.1 Diagram of skin circumferential docking structure

建立蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)有限元模型，如圖2所示。對鉚釘建立實(shí)體單元，材料彈性模量為71 000 MPa，泊松比為0.33；鉚釘與蒙皮以及平面矩形帶板之間設(shè)置接觸。所有單元均采用六面體八節(jié)點(diǎn)減縮積分單元(C3D8R)，孔邊兩倍孔直徑范圍內(nèi)的網(wǎng)格進(jìn)行局部加密。根據(jù)結(jié)構(gòu)受力特點(diǎn)，將左側(cè)蒙皮固定，右側(cè)蒙皮施加150 MPa的均布拉伸應(yīng)力。

圖2 蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)有限元模型Fig.2 Finite element model of skin circumferential docking structure

切向應(yīng)力對于疲勞裂紋的形成有著非常重要的作用[13-14]。有限元計(jì)算結(jié)果表明，在150 MPa的均布拉伸應(yīng)力作用下，端部釘蒙皮處的載荷最大。因此，重點(diǎn)關(guān)注此處的切向應(yīng)力分布。端部釘孔邊(選其一)切向應(yīng)力典型分布見圖3，局部坐標(biāo)系原點(diǎn)位于孔中心蒙皮與平面矩形帶板貼合面上，x為對接結(jié)構(gòu)長度方向，y為對接結(jié)構(gòu)寬度方向，z為對接結(jié)構(gòu)厚度方向。由圖3可見，在拉伸應(yīng)力作用下，最大切向應(yīng)力位于蒙皮與平面矩形帶板貼合面處的蒙皮孔壁處，并且應(yīng)力值呈扇形向外不斷減小，此處為結(jié)構(gòu)的疲勞薄弱部位。

圖3 蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)端部釘孔邊切向應(yīng)力分布Fig.3 Tangential stress distribution on edge of nail hole at end of skin circumferential docking structure

1.2 危險(xiǎn)部位理論DFR計(jì)算

由有限元分析結(jié)果可知，蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)上兩排端部釘孔處蒙皮與矩形帶板貼合面且與加載方向垂直的蒙皮孔壁為疲勞薄弱部位。一般而言，危險(xiǎn)部位由結(jié)構(gòu)形式?jīng)Q定，與材料關(guān)系不大?；?024-T3鋁合金材料，計(jì)算危險(xiǎn)部位的理論DFR[15]，計(jì)算公式為

DDFR=DDFR,base×A×B×C×D×E×

U×Rc

(1)

DDFR,base=DDFR,base0×θ×ψ

(2)

按照鉚接不穩(wěn)定單剪接頭確定的載荷傳遞系數(shù)計(jì)算公式為

(3)

式中：R1為端部釘載荷之和；P為總載荷；S為端部釘?shù)拈g距，取20 mm；t為端部釘處的厚度，取2.5 mm；d為端部釘?shù)钠骄睆?，? mm。

(4)

(5)

(6)

式中：Ws為帶板寬度，25 mm；ts為帶板厚度，2.5 mm；tp為蒙皮厚度，2.5 mm；Wp為蒙皮寬度，25 mm；Es為帶板的彈性模量，71 000 MPa；Ep為蒙皮的彈性模量，71 000 MPa；S為鉚釘間距，20 mm；Kdc為鉚釘材料修正系數(shù)；t1為較薄板的厚度；t2為較厚板的厚度；D為鉚釘直徑，5 mm。

聯(lián)立式(1)～(6)，計(jì)算得到2024-T3鋁合金蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)危險(xiǎn)部位的理論DFR為69.5 MPa。

對照組應(yīng)用疝環(huán)充填式疝修術(shù)：去下腹斜切口，逐層切開腹外斜肌腱膜，分離上下兩片腹外斜肌腱膜，顯露聯(lián)合腱，并切開提睪肌以及精索內(nèi)筋膜，分開疝囊周圍組織，高位結(jié)扎疝囊，并進(jìn)行完整封閉疝囊重建，最后縫合切口。

2 試驗(yàn)方法及結(jié)果

2.1 試驗(yàn)方法

在MTS250型標(biāo)準(zhǔn)疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，為防止對接結(jié)構(gòu)試樣出現(xiàn)彎曲，在其中間部位安裝防彎夾具。由上下夾頭夾持試樣兩端施加疲勞載荷，如圖4所示。試驗(yàn)載荷譜為等幅譜，應(yīng)力比R為0.06，波形為正弦波，試驗(yàn)頻率為3 Hz，疲勞峰值載荷為32 kN(對應(yīng)蒙皮等直段參考應(yīng)力為150 MPa)。試驗(yàn)結(jié)束后，采用Quanta-400型掃描電鏡觀察典型破壞試樣的斷口形貌。

圖4 對接結(jié)構(gòu)試樣安裝及加載示意Fig.4 Installation and loading diagram of docking structure sample

2.2 試驗(yàn)結(jié)果

由圖5可以看出，對接結(jié)構(gòu)試樣均在蒙皮處發(fā)生疲勞破壞，且均在端部一排釘處破壞。觀察各試樣的宏觀斷口，在多個(gè)孔邊均可以觀察到明顯的疲勞裂紋源，且疲勞裂紋源位于蒙皮非劃窩一側(cè)。典型的宏觀斷口形貌如圖6所示。對接結(jié)構(gòu)試樣的失效模式均為疲勞斷裂，斷裂機(jī)理為孔邊角疲勞裂紋擴(kuò)展并與周邊裂紋連通，當(dāng)該處材料不滿足剩余強(qiáng)度要求時(shí)，便發(fā)生靜載破壞；斷口所處位置基本都在孔的橫截面上。

圖5 部分對接結(jié)構(gòu)試樣疲勞破壞后的宏觀形貌Fig.5 Macromorphology of some docking structure samples after fatigue failure

由圖6可以看出：蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)試樣邊緣的端部孔裂紋擴(kuò)展時(shí)，先是呈現(xiàn)平整的疲勞裂紋擴(kuò)展面，當(dāng)裂紋接近試樣邊緣一定距離時(shí)，裂紋擴(kuò)展區(qū)域與自由邊連通，連通面呈典型的靜載破壞斷口形貌；當(dāng)試樣中間的端部孔裂紋擴(kuò)展時(shí)，同樣先是呈平整的疲勞擴(kuò)展面，當(dāng)兩個(gè)孔邊裂紋擴(kuò)展至較近距離時(shí)，裂紋擴(kuò)展區(qū)域連通，連通面同樣呈現(xiàn)典型的靜載破壞斷口形貌。所有試樣的疲勞裂紋擴(kuò)展面都較為平整，擴(kuò)展面在厚度方向的兩側(cè)有條靜載斷面線，靜載斷面為45°斜削面。

圖6 對接結(jié)構(gòu)試樣疲勞破壞的典型宏觀斷口形貌Fig.6 Typical macroscopic fracture morphology of docking structure sample after fatigue failure

由圖7可以看出：蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)試樣的疲勞斷口可分為位于孔邊的疲勞裂紋源、呈扇形的疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)和瞬斷區(qū)3個(gè)區(qū)域；疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)存在相互平行、具有規(guī)則間距且略呈彎曲的疲勞條帶以及少量的韌窩；瞬斷區(qū)存在大量大小不一的韌窩以及空洞，瞬斷區(qū)呈現(xiàn)出靜力拉斷的典型特征[2]。

圖7 對接結(jié)構(gòu)試樣典型的疲勞斷口微觀形貌Fig.7 Typical fatigue fracture micromorphology of docking structure sample: (a) low magnification morphology; (b) enlargement of crack propagation zone and (c) enlargement of instantaneous zone

3 疲勞壽命及試驗(yàn)DFR

假定疲勞壽命服從雙參數(shù)韋布爾分布，其分布函數(shù)為

(7)

式中：F(N)為分布函數(shù)；N為疲勞壽命；β為特征壽命；α為形狀參數(shù)。

具有95%置信度、95%可靠度的疲勞壽命，簡稱雙95%疲勞壽命的計(jì)算公式[12-13]為

(8)

式中：N95/95為雙95%疲勞壽命；ST為試樣系數(shù)；SR為可靠性系數(shù)；SC為置信系數(shù)。

疲勞試驗(yàn)采用等幅譜加載方式，蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)試樣的數(shù)量為14個(gè)，每個(gè)試樣均包括2個(gè)蒙皮結(jié)構(gòu)和1個(gè)平面矩形帶板，由文獻(xiàn)[15]查得ST為1.3，SR為2.1，SC為0.86。

當(dāng)試驗(yàn)全部結(jié)束后，特征壽命β的計(jì)算公式為

(9)

式中：n為試樣數(shù)量，14個(gè)；Ni為試驗(yàn)測得的疲勞破壞循環(huán)次數(shù)；α為形狀參數(shù)，鋁合金結(jié)構(gòu)取4.0。

表1為14個(gè)有效試樣的疲勞試驗(yàn)破壞循環(huán)次數(shù)。將表1中的數(shù)據(jù)代入式(9)，計(jì)算得到特征壽命；將特征壽命和ST，SR，SC代入式(8)，計(jì)算得到雙95%疲勞壽命為60 998周次。

表1 蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)試樣的疲勞破壞循環(huán)次數(shù)

試驗(yàn)DFR的計(jì)算公式為

DDFR,t=

(10)

(11)

式中：DDFR,t為試驗(yàn)DFR；σm0為應(yīng)力幅為0時(shí)的破壞應(yīng)力，取310 MPa；σmax為最大正應(yīng)力，取150 MPa；Sl為S-N(應(yīng)力-壽命)曲線的斜度參數(shù)，取2。

將各參數(shù)代入式(10)和式(11)，計(jì)算得到2E12-T3鋁合金的試驗(yàn)DFR為79.2 MPa。對比前文基于2024-T3鋁合金計(jì)算的理論DFR(69.5 MPa)可知：基于國產(chǎn)2E12-T3鋁合金的蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)的DFR明顯高于基于進(jìn)口2024-T3鋁合金的DFR，提升了約13.9%，與文獻(xiàn)[1]中2524-T3鋁合金的疲勞強(qiáng)度相比于2024-T3鋁合金提升約10%的結(jié)果相近，說明國產(chǎn)2E12-T3鋁合金的疲勞性能與2524-T3鋁合金相當(dāng)。

4 結(jié) 論

(1) 試驗(yàn)得到2E12-T3鋁合金蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)試樣的疲勞破壞部位均位于蒙皮端部釘孔處，與有限元分析得到的結(jié)構(gòu)薄弱部位一致。

(2) 疲勞裂紋萌生于蒙皮與帶板貼合面且與加載方向垂直的蒙皮孔壁上，呈扇形向外擴(kuò)展，裂紋擴(kuò)展區(qū)存在相互平行、具有規(guī)則間距略呈彎曲的疲勞條帶和少數(shù)韌窩，瞬斷區(qū)存在大量大小不一的韌窩以及空洞。

(3) 國產(chǎn)2E12-T3鋁合金蒙皮環(huán)向?qū)咏Y(jié)構(gòu)的試驗(yàn)DFR為79.2 MPa，比2024-T3鋁合金結(jié)構(gòu)的理論DFR提高了約13.9%，2E12-T3鋁合金的疲勞性能與2524-T3鋁合金相當(dāng)。