李 東

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 材料工程部，上海 200232)

2026鋁合金型材是作為替代2024 鋁合金和2224 鋁合金擠壓型材的新型鋁合金擠壓型材，相對(duì)2024和2224鋁合金， 2026鋁合金減少了鐵、硅含量， 同時(shí)加入了少量鋯來(lái)抑制熱加工過(guò)程中的再結(jié)晶，是一種應(yīng)用于航空航天方面的先進(jìn)鋁合金結(jié)構(gòu)材料[1-2]。更少的“粗晶再結(jié)晶帶”和更小的機(jī)械加工變形帶來(lái)更好的可加工性能；2026鋁合金具有比2024和2224鋁合金更高的強(qiáng)度和斷裂韌性，更好疲勞裂紋擴(kuò)展性能使其具有更長(zhǎng)的檢查周期和更好的殘余強(qiáng)度[3-4]。劉常升[5]分析了不同應(yīng)力集中對(duì)2024鋁合金板材疲勞性能的影響。李礦、熊峻江[6]等研究了腐蝕環(huán)境下的2E12-T3和7050-T7451鋁合金的疲勞性能。胡本潤(rùn)、吳學(xué)仁[7]對(duì)不同試樣缺口表面狀態(tài)下的2024鋁合金疲勞小裂紋擴(kuò)展行為進(jìn)行了研究。

目前針對(duì)2026鋁合金型材的疲勞性能的系統(tǒng)性分析研究尚未見(jiàn)報(bào)道,本試驗(yàn)研究給2026-T3511鋁合金型材建立飛機(jī)用疲勞設(shè)計(jì)值提供參考。

1 試驗(yàn)方法

對(duì)圖1所示的2026-T3511鋁合金型材按AMS4338材料規(guī)范進(jìn)行復(fù)驗(yàn)，其化學(xué)成分如表1所示。

圖1 試驗(yàn)用2026-T3511鋁合金型材橫截面Fig.1 Cross setion of 2026-T3511 aluminum alloy profile

表1 2026-T3511鋁合金型材化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%)Table 1 Chemical composition of 2026-T3511 aluminum alloy profile(wt/%)

參照試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)ASTM E466《金屬材料力控制軸向等幅疲勞試驗(yàn)實(shí)施規(guī)程》的試驗(yàn)方法，對(duì)2026-T3511 鋁合金型材進(jìn)行高周疲勞試驗(yàn)。高周疲勞試樣所用的試樣有四種類(lèi)型：光滑疲勞試樣Kt=1(圖2a)、中心開(kāi)孔疲勞試樣Kt=2.5(圖2b)和U形缺口疲勞試樣Kt=3(圖2c)。試驗(yàn)所選擇的應(yīng)力比包括三種：R=-1、R=0.06、R=0.5。

圖2 不同應(yīng)力集中因子試樣形式Fig.2 Specimen shapes with different stress concentration factors

1)用成組法測(cè)定S-N曲線(xiàn)

對(duì)于中壽命區(qū)(疲勞壽命為104～106次)，采用成組試驗(yàn)法進(jìn)行試驗(yàn)，測(cè)定3個(gè)應(yīng)力水平下(應(yīng)力水平使中值疲勞壽命分別為5×104、1×105、5×105次左右)的疲勞壽命，每個(gè)應(yīng)力水平至少3 根試樣，完成3根后計(jì)算變異因子，應(yīng)滿(mǎn)足95%置信度的要求，否則應(yīng)繼續(xù)試驗(yàn)，但每個(gè)應(yīng)力水平下的有效試樣數(shù)最多不超過(guò)6根。用三參數(shù)模型采用非線(xiàn)性模型進(jìn)行S-N曲線(xiàn)擬合。

2)用升降法測(cè)定材料的疲勞極限

采用升降法測(cè)定107次循環(huán)對(duì)應(yīng)的疲勞強(qiáng)度，4個(gè)升降對(duì)，4級(jí)左右應(yīng)力水平，有效試樣數(shù)至少10根。根據(jù)成組法試驗(yàn)最后一級(jí)的應(yīng)力水平適當(dāng)減小后，作為升降法第一根試樣進(jìn)行升降法試驗(yàn)。升降法中應(yīng)力水平增量大約為預(yù)計(jì)疲勞極限值的3%～6%。

2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

試驗(yàn)得到的S-N曲線(xiàn)如圖3所示。由圖3可知，曲線(xiàn)中的中等疲勞壽命區(qū)，應(yīng)力比R對(duì)疲勞壽命的影響和對(duì)疲勞極限的影響相同。當(dāng)試驗(yàn)應(yīng)力比R相同時(shí)，光滑試樣的疲勞壽命明顯優(yōu)于缺口試樣的疲勞壽命。這是因?yàn)楣饣嚇拥膽?yīng)力集中因子Kt為1，試樣中部無(wú)應(yīng)力集中，所受的應(yīng)力即為實(shí)際的應(yīng)力，試樣要在試驗(yàn)應(yīng)力下形成裂紋源繼而發(fā)展為缺口后再開(kāi)始疲勞破損；缺口試樣的應(yīng)力集中因子Kt為3，試樣中部缺口區(qū)域所受的應(yīng)力大于試驗(yàn)應(yīng)力，應(yīng)力集中造成試樣優(yōu)先在已有中部缺口處開(kāi)始疲勞破損。當(dāng)給光滑試樣和缺口試樣加載同樣的試驗(yàn)應(yīng)力時(shí)，缺口試樣中部的應(yīng)力明顯大于光滑試樣的，而應(yīng)力集中是導(dǎo)致疲勞破壞最直接的影響因素，所以Kt=3的試樣的疲勞壽命要短。

圖3 2026-T3511鋁合金型材不同試樣的疲勞S-N曲線(xiàn)Fig.3 The fatigue S-N curves of different 2026-T3511 aluminum alloy profile specimens

圖4為2026-T3511鋁合金型材的9組疲勞數(shù)據(jù)結(jié)果。由圖4可知，在同等應(yīng)力比的情況下，應(yīng)力集中因子越大，試樣的疲勞極限越小。印證了缺口試樣Kt=3的試樣的疲勞壽命最短。應(yīng)力集中因子Kt同為1的a、b、c三組試樣的數(shù)據(jù)表明，應(yīng)力比R越小，疲勞極限越低。在一個(gè)周期的循環(huán)應(yīng)力中，如R=0.5時(shí)，Smin= 0.5Smax；R= 0.06時(shí)，Smin=0.06Smax；R=-1時(shí)，Smin=-Smax。當(dāng)R大于零時(shí)，試樣所受的循環(huán)應(yīng)力在整個(gè)周期都大于零，即拉-拉應(yīng)力；而當(dāng)R=-1時(shí)，試樣有半個(gè)周期受力小于零，即拉-壓應(yīng)力，R=-1為三種應(yīng)力比中應(yīng)力幅最大，最大應(yīng)力幅使得試樣最快裂紋萌生，而高周疲勞裂紋萌生占主要因素。a、b組試樣的疲勞極限遠(yuǎn)大于c組的疲勞極限,可見(jiàn)R=1拉-拉應(yīng)力的疲勞強(qiáng)度小于拉-壓應(yīng)力的疲勞強(qiáng)度。同為拉-拉應(yīng)力的R為0.5的a、d、g組試樣的疲勞極限明顯大于R為0.06的b、e、h組的，可見(jiàn)當(dāng)在同為拉-拉應(yīng)力工況下應(yīng)力比R也是影響疲勞極限的一個(gè)重要因素，應(yīng)力比R越大，2026-T3511鋁合金型材疲勞強(qiáng)度越大。

圖4 2026-T3511鋁合金型材疲勞極限對(duì)比圖Fig.4 The comparative figure of 2026-T3511 aluminum alloy profile fatigue limits

3 結(jié) 論

1)當(dāng)應(yīng)力集中因子Kt相同時(shí),2026-T3511鋁合金型材疲勞極限隨著應(yīng)力比的增大而升高，疲勞極限隨著應(yīng)力集中因子的增大而減小。

2)隨著試樣缺口應(yīng)力集中因子Kt的減小，2026-T3511鋁合金型材疲勞強(qiáng)度增大，光滑試樣形式(Kt=1)的疲勞強(qiáng)度最大。