7B04與B95超硬鋁合金的裂紋擴展性能

宋雨鍵，崔榮洪，張 騰，樊祥洪，張 勝

(空軍工程大學航空工程學院，西安 710038)

0 引 言

現(xiàn)代飛機造價非常高，如何在保證飛機安全性的基礎上追求最大的經(jīng)濟效益，即充分挖掘飛機的壽命潛力，延長其使用壽命，一直是航空領域重點關注的一個問題[1]。目前，國內(nèi)外學者對延長飛機使用壽命的相關理論和方法進行了很多深入的研究。延長飛機結構使用壽命的方法很多，如耐久性修理、結構加強、更換結構、加強檢查、損傷容限分析、單機壽命管理、全機疲勞試驗與傳統(tǒng)耐久性分析等[2-5]。其中，更換結構對延長飛機使用壽命，實現(xiàn)顯著的經(jīng)濟效益而言是一項必不可少的工作，因此有必要針對這方面開展大量的研究工作。

飛機的壽命主要是由飛機結構的壽命決定的，飛機結構安全、穩(wěn)定、可靠的工作是保證飛行安全的前提。近些年，世界范圍內(nèi)飛機老齡化現(xiàn)象都十分嚴重，不少飛機都已超過了設計壽命;這些飛機上損傷的構件需要更換，而用新改進的高強度鋁合金有可能提高構件的性能及壽命[6]。超硬鋁合金是飛機制造業(yè)中廣泛使用的一種結構材料，其用量約占飛機結構質(zhì)量的60%80%[7]。B95鋁合金是從俄羅斯進口的一種超硬鋁合金，廣泛用于我國現(xiàn)階段服役的軍民用飛機中。在循環(huán)載荷的長期作用下，許多結構件表面出現(xiàn)了裂紋，嚴重威脅飛行安全，因此需要及時更換這些損傷的結構件。使用國產(chǎn)7B04超硬鋁合金結構件替換B95鋁合金結構件具有更高的經(jīng)濟效益。但是，飛機結構件的更換及飛機的延壽工作事關飛行安全，其間需要大量的試驗數(shù)據(jù)進行支撐。目前國內(nèi)對7B04超硬鋁合金的組織與性能已進行了相關研究[8-10]，但這些研究主要集中在微觀組織方面，有關疲勞裂紋擴展性能的研究相對較少。在飛機結構疲勞壽命的相關研究中，無論是確定關鍵承力結構件的疲勞壽命，還是利用結構細節(jié)改進設計來提高疲勞壽命，都必須以疲勞試驗結果為依據(jù)[11]；疲勞試驗在飛機結構設計、定壽、檢修與延壽中具有不可替代的作用。因此，在采用7B04超硬鋁合金結構件替換B95鋁合金結構件時，開展二者的裂紋擴展性能對比研究顯得尤為重要。

作者在隨機譜載荷下對7B04和B95超硬鋁合金進行疲勞試驗，獲得相應疲勞裂紋擴展數(shù)據(jù)和疲勞總壽命，并對2種鋁合金的疲勞壽命、分散性系數(shù)等重要疲勞性能指標進行對比分析，研究了這2種超硬鋁合金結構件的疲勞裂紋擴展性能，為國內(nèi)服役軍民用飛機結構件的更換和延壽工作提供可靠的數(shù)據(jù)支撐。

1 試樣制備與試驗方法

試驗材料為B95超硬鋁合金與7B04超硬鋁合金，2種材料的化學成分如表1所示。選用犬骨型單孔平板試樣模擬飛機疲勞危險部位典型結構件，試樣的形狀與尺寸見圖1，每種材料的試樣數(shù)量為10個。

表1 B95和7B04鋁合金的化學成分(質(zhì)量分數(shù))

圖1 試樣的形狀及尺寸Fig.1 Shape and dimension of the sample

為保證分析結果的真實有效，同時提高計算效率，參照文獻[12]，將試樣在厚度方向劃分為4層網(wǎng)格，網(wǎng)格厚度約為0.7 mm，網(wǎng)格邊長約為1.5 mm。將一側(cè)所有節(jié)點在x，y，z方向上的位移約束設置為0，對另一側(cè)施加50 MPa拉應力，采用Abaqus有限元軟件對試樣的應力分布進行模擬，結果如圖2所示，可以發(fā)現(xiàn)試樣中垂直于拉力方向孔邊處的應力最大，是疲勞裂紋最易萌生的位置。

圖2 模擬得到試樣的應力分布云圖Fig.2 Stress distribution contour of the sample by simulation

圖3 疲勞試驗部分隨機載荷譜Fig.3 Partial random load spectrum of the fatigue test

依據(jù)國內(nèi)某型飛機的飛行特性，采用混合乘同余法產(chǎn)生偽隨機數(shù)序列，并依此編制飛機重心過載譜，然后根據(jù)該型飛機危險孔細節(jié)應力分析結果，確定疲勞試驗載荷水平，再依據(jù)重心過載譜，編制疲勞試驗載荷譜。部分隨機載荷譜如圖3所示。為形成便于斷口判讀的疲勞條紋，將編制的載荷譜中的高載循環(huán)(所有循環(huán)中最大載荷從大到小排序后前1.5%的循環(huán))移動到載荷譜末尾定為標識載荷，試驗時對此類髙載進行集中施加。根據(jù)載荷譜損傷分析結果[13]，用隨機載荷譜的一個譜塊代表400次飛行，相當于500 飛行小時。

將上述隨機載荷譜按照等速度加載的方式，編寫成用于試驗機施加隨機譜的數(shù)據(jù)文件。在MTS810-500kN型材料試驗系統(tǒng)上進行疲勞試驗，由MTS810-100.TAC型多功能軟件系統(tǒng)自動控制載荷譜的施加，試驗條件為室溫，加載頻率為10 Hz，補償類型選擇PVC補償。由圖4可見，在10 Hz加載頻率下，載荷跟隨性良好。用精度為0.01 mm的PXS-5T型體視顯微鏡配合組合式讀數(shù)攝像平臺對試樣孔邊裂紋進行觀察與測量，由此可獲得不同載荷循環(huán)數(shù)對應的裂紋長度。

圖4 試驗加載精度示意Fig.4 Schematic of test loading accuracy

飛機結構疲勞試驗的主要目的之一是獲得疲勞裂紋形成壽命及其總壽命，這是判定材料優(yōu)劣及后期工程使用中制定檢查周期、首翻期和修理間隔最重要的依據(jù)。但是結構及受載情況的復雜性導致裂紋的形成壽命無法由疲勞試驗直接確定，因此作者參考文獻[11]，根據(jù)裂紋擴展長度采用一種工程方法來確定裂紋形成壽命，其基本思路：將試樣斷裂時的時間記錄為總壽命N，同時記錄不同試驗時間Ni對應的裂紋長度ai，對試驗后的試樣斷口進行判讀，精確得到試樣裂紋擴展長度，然后對試驗數(shù)據(jù)進行擬合，推斷出裂紋長度達到0.5 mm時所對應的飛行時間[14]，即為裂紋形成壽命Nf?？倝勖c裂紋形成壽命之差即為裂紋擴展壽命Ng。

2 試驗結果與討論

2.1 疲勞斷口形貌

觀察發(fā)現(xiàn)，所有試樣的疲勞破壞形貌均相似。由圖5可以看出，7B04和B95鋁合金試樣的疲勞裂紋均在垂直于拉力方向孔邊處萌生并擴展，與有限元分析結果吻合。由圖6可以看出：7B04和B95鋁合金試樣疲勞斷口中的疲勞條紋十分明顯，這說明通過集中施加高載來確定裂紋長度和載荷循環(huán)數(shù)之間的關系是可行的。

圖5 B95和7B04鋁合金試樣的疲勞破壞形貌Fig.5 Fatigue failure morphology of B95 (a) and 7B04 (b) aluminum alloy samples

圖6 B95和7B04鋁合金試樣的疲勞斷口形貌Fig.6 Fatigue fracture morphology of B95 (a) and 7B04 (b) aluminum alloy samples

2.2 疲勞裂紋擴展曲線擬合

除去因試驗操作失誤導致破壞的一個7B04鋁合金試樣，將記錄得到其余所有試樣的裂紋擴展數(shù)據(jù)(ai，Ni)繪于直角坐標系中并進行擬合，擬合結果見表2。由表2可以看出：試樣主裂紋長度a與循環(huán)次數(shù)N近似呈二次函數(shù)關系，裂紋擴展擬合曲線的相關性系數(shù)R2均滿足相關性要求。

2.3 疲勞壽命

根據(jù)試驗結果和疲勞裂紋擴展曲線，參考文獻[11]求得試樣在載荷譜作用下的裂紋形成壽命、裂紋擴展壽命和總壽命，結果如圖7所示。由圖7可知，7B04鋁合金的裂紋形成壽命、裂紋擴展壽命和總壽命平均值均高于B95鋁合金的。

表2 7B04和B95鋁合金試樣疲勞裂紋擴展曲線擬合結果及相關性系數(shù)Table 2 Fitting results and correlation coefficients of fatiguecrack growth curves of 7B04 and B95 aluminum alloy samples

用μ表示對數(shù)壽命的樣本均值，則試樣的中值壽命N50為10μ。由統(tǒng)計理論可知，樣本均值可以作為總體均值的點估計。此外，在進行飛機結構疲勞壽命分析時，不僅要考慮標準差s和中值壽命，還需考慮分散系數(shù)、安全壽命等指標[15]。根據(jù)疲勞理論，飛機結構疲勞壽命(包括裂紋形成壽命、擴展壽命和總壽命)服從對數(shù)正態(tài)分布，因此可用對數(shù)正態(tài)分布對數(shù)據(jù)進行處理[13]。在對數(shù)壽命母體的標準差和數(shù)學期望都未知的條件下，根據(jù)疲勞壽命的定義可計算出疲勞分散系數(shù)Lf，計算公式為

(1)

式中：k為標準差修正系數(shù)；uP為標準正態(tài)分布上P分位數(shù)；uγ為標準正態(tài)分布上γ分位數(shù)，由選用的置信度(1-γ)確定；n為試樣的數(shù)量。

當飛機結構壽命服從對數(shù)正態(tài)分布時，目前常用99.9%可靠度和90%置信度對應的壽命作為安全壽命[15]，因此安全壽命Np的計算公式為

Np=N50/Lf

(2)

對7B04和B95鋁合金的疲勞裂紋形成壽命和總壽命數(shù)據(jù)進行處理，結果見表3。由表3可知：7B04鋁合金的總壽命分散系數(shù)為1.502 3，遠低于B95鋁合金的；7B04和B95鋁合金的中值疲勞裂紋形成壽命的比值為1.55，安全壽命的比值為2.2。7B04鋁合金的安全壽命、分散系數(shù)等主要疲勞性能指標都明顯優(yōu)于B95鋁合金的。

圖7 B95和7B04鋁合金試樣的疲勞壽命Fig.7 Fatigue life of B95 (a) and 7B04 (b) aluminum alloy samples

表3 B95和7B04鋁合金試樣疲勞壽命分析結果

3 結 論

(1) 7B04鋁合金的中值裂紋形成壽命為5 301.9飛行小時，約為B95鋁合金的1.55倍，裂紋形成壽命分散系數(shù)為1.436 2，遠低于B95鋁合金的(2.443 9)。

(2) 7B04鋁合金的安全壽命為4 373.82 飛行小時，約為B95鋁合金的2.2倍，總壽命分散系數(shù)為1.502 3，亦遠低于B95鋁合金的(2.168 9)。

(3) 7B04鋁合金的安全壽命、分散系數(shù)等主要疲勞性能指標都明顯優(yōu)于B95鋁合金的，可替代B95鋁合金用于制造飛機結構件。