＊何飛 張憲政

（江西洪都航空工業(yè)集團有限責(zé)任公司 江西 330024）

7475鋁合金為AL-Zn-Mg-Cu系合金，是最早由國外在7075鋁合金基礎(chǔ)上研制的超高強度鋁合金。該合金的強度和耐蝕性和7075鋁合金相當(dāng)，但斷裂韌性得到提高，可用于制造客機、運輸機和戰(zhàn)斗機的機身和下機翼蒙皮、翼梁、中心機翼結(jié)構(gòu)件和艙壁[1-3]。因此本文研究7475鋁合金的疲勞性能對保障航空結(jié)構(gòu)材料的安全使用具有重要意義。

材料在加工或使用過程中產(chǎn)生的缺口會引起應(yīng)力集中，對疲勞性能產(chǎn)生極大影響，促使材料發(fā)生失效[4]。應(yīng)力集中系數(shù)（Kt）指應(yīng)力集中處最大應(yīng)力與其名義應(yīng)力的比值。疲勞缺口系數(shù)（Kf）為光滑試件的疲勞極限與缺口試件疲勞極限的比值。除此之外，結(jié)構(gòu)材料在不同的交變載荷下，有不同的循環(huán)應(yīng)力，因此應(yīng)力比（R）對材料的疲勞性能也有很大的影響。現(xiàn)有研究表明，在恒定最大應(yīng)力情況下，隨著應(yīng)力比的增加，應(yīng)力幅減小，疲勞壽命增大[5]。應(yīng)力比也有對稱和非對稱之分，工程上結(jié)構(gòu)材料所承受的載荷因環(huán)境復(fù)雜，大多屬于非對稱循環(huán)載荷[6]。

本文主要研究了應(yīng)力集中系數(shù)和應(yīng)力比對7475合金材料疲勞強度極限的影響，分析了7475鋁合金的S-N曲線和疲勞斷口形貌。依據(jù)Neuber公式得到了該軋制厚板在不同應(yīng)力比和應(yīng)力集中系數(shù)下的疲勞缺口敏感系數(shù)q。

1.實驗

材料及設(shè)備：

本文所用原料為國產(chǎn)7475-T7351鋁合金軋制厚板，尺寸為89×1200×4000。按GB/T 16865標準，在垂直于板材軋制方向（LT）取料，加工為圖1所示標準試驗件，所有缺口試樣均采用V字形缺口，缺口角度為60°。該合金化學(xué)成分如表1所示，室溫下靜態(tài)力學(xué)性能如表2所示。

圖1 光滑和帶缺口疲勞試樣尺寸

表1 7475鋁合金扎件的主要化學(xué)成分

表2 7475鋁合金扎件L向的力學(xué)性能

疲勞S-N曲線測試試驗方法及要求按國標GB/T3075，數(shù)據(jù)處理按HBZ 112執(zhí)行。試驗在HYG-100高頻疲勞機上進行。疲勞極限由升降法測得，試樣的有效對數(shù)為7，共14根，共在5級應(yīng)力水平下進行。在中等壽命（104～106）區(qū)間采用成組法進行實驗，成組法應(yīng)力水平為4級，每級應(yīng)力下測試3根試樣，置信度為90%。試樣分為3組：（1）Kt=1，應(yīng)力比R=0.06、R=0.5；（2）Kt=3，應(yīng)力比R=0.06、R=0.5；（3）Kt=5，應(yīng)力比R=0.06、R=0.5；加載頻率f≈120Hz，疲勞循環(huán)極限為107。實驗結(jié)束后，采用SU1510型掃描電鏡（SEM）觀察試樣的斷口形貌。

2.結(jié)果與討論

(1)金相顯微組織分析

圖2為合金表面顯微組織照片，采用CMY-310型金相顯微鏡拍攝。從圖中可以看出，沿著軋制方向L晶粒被拉長了，長度可以達到約300μm，而沿著S方向，平均晶粒寬度大約只有20μm。

圖2 7475鋁合金扎件顯微組織

(2)疲勞極限與疲勞S-N曲線

圖3為不同應(yīng)力集中系數(shù)和應(yīng)力比下的疲勞S-N曲線。從圖中可以看出，光滑試樣（kt=1）在2個應(yīng)力比下的疲勞壽命均遠大于缺口試樣。這是因為光滑試樣的應(yīng)力集中系數(shù)為1，試樣中部無應(yīng)力集中，所受的力即為實驗名義應(yīng)力，而缺口試樣在應(yīng)力集中系數(shù)分別為3和5的情況下，其缺口根部應(yīng)力集中處所受的應(yīng)力遠大于試樣的名義應(yīng)力，應(yīng)力集中系數(shù)越高，疲勞強度極限越低。此外，從圖中還可以看出，相同Kt條件下，隨著應(yīng)力比的降低，疲勞強度極限降低，即在疲勞循環(huán)最大應(yīng)力相同的情況下，R越小，應(yīng)力幅值σm越大，造成的疲勞損傷也就越大，相應(yīng)的疲勞極限越低。如式（1）所示，表明了應(yīng)力比R和應(yīng)力幅值σa、應(yīng)力最大值σmax之間的關(guān)系。

圖3 7475-T7351板材不同應(yīng)力集中系數(shù)和不同應(yīng)力比下的疲勞S-N曲線

從圖3還可以看出，Kt=5，R=0.5的疲勞壽命曲線與Kt=3，R=0.06的疲勞壽命曲線在應(yīng)力為140MPa處產(chǎn)生了交點（圖中圓圈所示），說明在較高應(yīng)力水平下，缺口根部發(fā)生了一定的塑形變形，此時應(yīng)力比對疲勞壽命的影響要大于應(yīng)力集中系數(shù)的影響。

將不同應(yīng)力比下的疲勞極限按缺口集中系數(shù)做柱形圖，可得圖4。從圖4中可以看出不同條件下的疲勞極限數(shù)值：R為0.06時，Kt=1的疲勞極限為315MPa，Kt=3為125MPa，Kt=5為79MPa。R為0.5時，Kt=1的疲勞極限為413MPa，Kt=3為170MPa，Kt=5為98MPa。

圖4 不同應(yīng)力比及應(yīng)力集中系數(shù)下的疲勞極限

(3)斷口形貌分析

圖5為掃描電鏡拍攝的缺口試樣的宏觀疲勞斷口形貌照片，4個試樣的疲勞壽命均在105數(shù)量級。這些斷口形貌均較明顯的分為3個區(qū)域：（Ⅰ）疲勞裂紋萌生區(qū)、（Ⅱ）裂紋擴展區(qū)和（Ⅲ）瞬斷區(qū)。圖5可以看出，裂紋在疲勞源區(qū)反復(fù)擠壓和摩擦，所以導(dǎo)致平面相對較為光滑，呈現(xiàn)白色。裂紋擴展區(qū)顏色則灰暗一些，表面較為粗糙。而瞬斷區(qū)表面顏色明顯較前兩個區(qū)更暗，且表面凹凸不平，較為崎嶇。圖中還可以看出，隨著應(yīng)力集中系數(shù)和應(yīng)力比的不同，其瞬斷區(qū)的面積有所變化。（a）和（b）均為Kt=3試樣，但是（a）的瞬斷區(qū)的面積卻小于（b），提示在升高應(yīng)力比下，隨著循環(huán)載荷的平均應(yīng)力升高，導(dǎo)致斷裂時的瞬斷區(qū)變大。Kt=5試樣的（c）和（d）也顯示了類似的規(guī)律。

圖5 7475合金宏觀斷口形貌

圖6為疲勞源處SEM照片。試樣的疲勞源位于表面，疲勞源區(qū)有許多撕裂棱，說明疲勞源的形成與其表面加工狀態(tài)及微觀缺陷等因素有一定關(guān)系。在近裂紋源區(qū)，裂紋呈現(xiàn)明顯的放射狀。

圖6 裂紋源區(qū)微觀形貌

圖7為裂紋擴展區(qū)SEM照片，可清晰的看到裂紋擴展方向和二次裂紋。這些二次裂紋是疲勞斷口的一種重要的微觀形貌，其方向與疲勞輝紋平行，但深度要遠遠大于輝紋在斷口上的深度。隨后裂紋逐漸稀疏，擴展速度也慢慢增快，這是因為隨著裂紋的加長，裂紋張口逐漸變大，所以相同應(yīng)力下裂紋尖端應(yīng)力強度因子增大從而導(dǎo)致裂紋擴展速率加快，且應(yīng)力幅值越大，裂紋擴展愈快。當(dāng)裂紋擴展進入瞬斷區(qū)域時，此時斷裂類似于靜載斷裂。瞬斷區(qū)具有不平坦的粗糙表面，主要由形狀及大小不同的空洞及初窩構(gòu)成。疲勞加載過程中的主要斷裂模式為解理斷裂，在斷口表面可以觀察到大量河流花樣和解理臺階。

圖7 裂紋擴展區(qū)微觀形貌

(4)應(yīng)力集中對疲勞極限的影響

疲勞缺口系數(shù)Kf由式（2）定義，反映了缺口對含缺口件疲勞極限的影響。是一個大于1的系數(shù)[7]。

式中：σf為標準光滑試樣的疲勞極限；為缺口試樣的疲勞極限。

疲勞缺口敏感系數(shù)q則不僅與缺口，還與構(gòu)件幾何形狀及材料有關(guān)。在對缺口敏感系數(shù)計算時，通常使用Neuber經(jīng)驗?zāi)Ｐ?，其被認為是能較為準確預(yù)測金屬材料疲勞極限的模型之一。其表達式如下：

式中：a為材料參數(shù)；ρ為缺口根部半徑，缺口尺寸如圖1中加工圖紙所示。

通過試驗數(shù)據(jù)可計算出7475-T7351材料的疲勞缺口系數(shù)如表3所示。

表3 7475l鋁合金扎件的缺口敏感系數(shù)

3.結(jié)論

（1）7475鋁合金的缺口疲勞性能良好，當(dāng)Kt=3應(yīng)力比為0.06時，疲勞極限為125MPa，應(yīng)力比為0.5時，疲勞極限為170MPa；當(dāng)Kt=5應(yīng)力比為0.06時，疲勞極限為79MPa，應(yīng)力比為0.5時，疲勞極限為98MPa。

（2）Kt=5，R=0.5和Kt=3，R=0.06的S-N曲線在σmax=140MPa時存在交點，提示在較高應(yīng)力下，應(yīng)力比相對于缺口尺寸的影響要更大一些。

（3）通過SEM對疲勞斷口進行觀察，疲勞壽命分布在一個數(shù)量級的情況下，隨著應(yīng)力比增加，瞬斷區(qū)占斷口面積比也增加。

（4）計算得到了軋板在LT方向上的4個缺口疲勞敏感系數(shù)。