2024鋁合金振動疲勞特性及斷口分析

胡海濤， 李玉龍， 索 濤， 趙 峰

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安 710072)

隨著航空工業(yè)的快速發(fā)展，在使用工況內(nèi)對飛行器高速及高穩(wěn)定性、可靠性的要求越來越高。在這一條件下，振動疲勞作為影響飛行器動強(qiáng)度性能的重要因素，越來越受到設(shè)計(jì)者的重視，如陶春虎等研究了TC6鈦合金組織對振動疲勞的影響［1］，蔡建明等研究了Ti60鈦合金中富釹稀土相對室溫振動疲勞的影響［2］。從實(shí)際情況來看，振動疲勞也是發(fā)動機(jī)葉片失效的主要影響因素之一，馬楠楠等統(tǒng)計(jì)了近100件飛機(jī)發(fā)動機(jī)失效葉片的結(jié)果表明，與振動有關(guān)的疲勞失效占葉片失效的35%［3］。與常規(guī)疲勞問題不同，振動疲勞是指結(jié)構(gòu)在承受振動、沖擊、噪聲等動態(tài)交變載荷時，激勵頻率分布與結(jié)構(gòu)固有頻率相近，使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生共振所導(dǎo)致的疲勞破壞現(xiàn)象［4］。目前對于振動疲勞問題的試驗(yàn)和理論研究已成為國內(nèi)外的研究熱點(diǎn)。在試驗(yàn)測試方面，R.J.Morrissey等研究了加載頻率和應(yīng)力比因素對鈦合金(Ti-6Al-4V) 振動疲勞性能的影響［5］;Jenn-Ming Song等研究了Mg-Li-Zn輕質(zhì)鎂合金的振動斷裂破壞特性［6］;Kuo-Tsung Huang等研究了 5083鋁合金的抗振動斷裂性能［7］;陳國平等分析了梁結(jié)構(gòu)振動疲勞過程中，呼吸式疲勞裂紋的擴(kuò)展特性［8］;李靜等系統(tǒng)研究了某型航空發(fā)動機(jī)葉片的振動疲勞壽命問題［9］。在疲勞壽命預(yù)估方面，施榮明等研究了振動疲勞壽命的確定方法［10］;M.Mrsnik等研究了振動疲勞頻域范圍內(nèi)的壽命預(yù)估方法［11］;姚衛(wèi)星等提出了缺口件振動疲勞壽命分析的名義應(yīng)力法［12］;張淼等應(yīng)用有限元法研究了諧振載荷作用下工程結(jié)構(gòu)的振動疲勞壽命預(yù)估［13］?？梢钥吹?，對振動疲勞的研究多集中在結(jié)構(gòu)受到固有頻率附近激勵加載時的振動疲勞破壞行為。而受不同激振頻率加載時，結(jié)構(gòu)的振動疲勞特性及疲勞破壞裂紋擴(kuò)展研究則少有報(bào)道。

實(shí)際環(huán)境中，結(jié)構(gòu)材料在固有頻率激勵下產(chǎn)生疲勞損傷后，結(jié)構(gòu)剛度會相應(yīng)下降，使其固有頻率降低從而偏離初始激勵頻率。為進(jìn)一步了解結(jié)構(gòu)受偏離固有頻率的激勵加載時的疲勞破壞特性，本工作通過試驗(yàn)研究了不同激勵頻率時2024鋁合金懸臂梁振動疲勞壽命，并借助體式顯微鏡和掃描電鏡進(jìn)行疲勞破壞斷口分析。

1 試驗(yàn)材料與方法

試驗(yàn)件所用材料為2024-T62鋁合金，其化學(xué)成分如表1所示，試件尺寸如圖1所示，其一階固有頻率f1為148Hz。振動疲勞試件按加載頻率分為3組。每組試驗(yàn)在相同振動頻率下同時測試6件試樣(見圖2)，剔除異常試驗(yàn)結(jié)果后，最終測試數(shù)據(jù)為 4件有效試樣結(jié)果的平均值。

表1 試驗(yàn)所用2024鋁合金的化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%)Table 1 Chemical compositions of 2024 alloy(mass fraction/%)

懸臂梁振動疲勞試驗(yàn)的測試及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)如圖3所示。試驗(yàn)過程中先將懸臂梁試樣及夾具安裝固定在振動臺上，設(shè)定加載頻率及加速度g值，使各組試樣的初始應(yīng)力幅值為145MPa，開始振動疲勞測試。通過應(yīng)變片及動態(tài)信號采集分析系統(tǒng)記錄試樣的應(yīng)力變化歷程，每隔50萬次循環(huán)檢測一階固有頻率變化，直至試樣一階固有頻率下降超過5%，停止試驗(yàn)［10，14］。加載裝置選用 Y51150電動振動臺，加載條件見表2，應(yīng)力比R=－1。測試完成后利用SMZ-800型體式顯微鏡和Supra55場發(fā)射掃描電鏡進(jìn)行斷口觀察分析。

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 疲勞壽命結(jié)果

根據(jù)文獻(xiàn)［10，14］，以一階固有頻率f1下降5%時試樣所經(jīng)歷的循環(huán)次數(shù)作為振動疲勞壽命，各組試樣的平均疲勞壽命結(jié)果見表2。由表2可知:在初始應(yīng)力幅值相同條件下，當(dāng)激振頻率低于和高于f1時，試樣疲勞壽命較小;當(dāng)激振頻率等于f1時，試樣的疲勞壽命最長，約為另外兩組的1.2～1.75倍。為進(jìn)一步探究出現(xiàn)這種結(jié)果的原因，下面將結(jié)合試樣的應(yīng)力幅值和一階固有頻率變化歷程進(jìn)行系統(tǒng)分析。

圖3 振動疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)測試原理及設(shè)備圖Fig.3 Schematic of the vibration fatigue test system

每組試樣的應(yīng)力幅值及一階固有頻率隨加載循環(huán)次數(shù)的變化情況如圖4和圖5所示。在圖4中，A組試樣的應(yīng)力幅值在前200萬次循環(huán)內(nèi)變化不大，對應(yīng)的一階固有頻率下降約1.5%。隨后，由于試樣一階固有頻率下降并逐漸接近激振頻率，導(dǎo)致應(yīng)力幅值迅速升高，應(yīng)力幅值增大造成材料拉伸表面發(fā)生裂紋萌生，裂紋擴(kuò)展過程中結(jié)構(gòu)件固有頻率迅速下降，至250萬次循環(huán)時，所有試樣的一階固有頻率下降均超過5%的臨界值。B組試樣在前50萬次循環(huán)內(nèi)，懸臂梁試樣首先處于共振狀態(tài)并隨著結(jié)構(gòu)內(nèi)部裂紋萌生導(dǎo)致剛度下降，其一階固有頻率隨之出現(xiàn)明顯下降，從而使試樣偏離共振狀態(tài)，由于本組試驗(yàn)施加的加速度g值最小，試樣的應(yīng)力幅值大幅度下降到40MPa左右;隨后的加載循環(huán)中試樣的應(yīng)力幅值緩慢下降，直至350萬次循環(huán)后一階固有頻率下降超過5%。C組試樣應(yīng)力幅值在前80萬次循環(huán)內(nèi)緩慢下降，隨后下降速率加快，直到150萬次循環(huán)降至20MPa左右，試樣固有頻率趨于穩(wěn)定，最終到250萬次循環(huán)時一階固有頻率下降超過5%。

表2 試驗(yàn)條件及疲勞壽命Table 2 Fatigue test conditions and fatigue life for each groups

比較圖4中，三組試樣的應(yīng)力幅值變化歷程可知，初始處于共振狀態(tài)的B組試樣經(jīng)歷的高應(yīng)力幅值加載循環(huán)數(shù)最少，激勵加速度也最小，因此產(chǎn)生的疲勞損傷速率較慢，隨后固有頻率下降而偏離共振狀態(tài)后導(dǎo)致應(yīng)力幅值大幅度下降。整個加載過程中，B組試樣疲勞累積損傷速率最慢，從而疲勞壽命最長。A組和C組試樣由于初始處于非共振狀態(tài)，激勵加速度較大，加載過程中高應(yīng)力幅值加載時間較長。因此在高應(yīng)力條件下，疲勞累積損傷速率較快，尤其是A組試樣在加載200萬次循環(huán)后又經(jīng)歷一段共振過程，應(yīng)力幅值劇烈升高而導(dǎo)致試樣快速破壞。在三組試驗(yàn)中，A組和C組試樣應(yīng)力幅值歷程區(qū)別很大，但疲勞壽命卻相近，主要原因是加載初期施加了近似的加速度g值(見表2)，并且在加載初期，兩組試樣都經(jīng)歷了一段高應(yīng)力加載過程，而高應(yīng)力加載階段對應(yīng)疲勞裂紋源萌生過程，結(jié)合微觀組織結(jié)果表明，初始的高應(yīng)力幅值加載過程在很大程度上影響著試驗(yàn)件最終的疲勞壽命。

由圖5可以看到，各組試樣一階固有頻率的下降表現(xiàn)出典型的非線性特征。所以，試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以定性地描述共振激勵下疲勞損傷的發(fā)展過程，但準(zhǔn)確的疲勞損傷定量分析，目前還沒有適合的試驗(yàn)手段。

2.2 疲勞斷口形貌分析

在試驗(yàn)過程中尚未完全斷裂(但已經(jīng)失效，試驗(yàn)終止)的試樣采用線切割方法沿寬度方向進(jìn)行切割，切割過程以不破壞斷口為原則。而后對所有斷口進(jìn)行超聲波清洗，在體式顯微鏡下觀察斷口形貌，其形貌照片如圖6所示。雖然疲勞裂紋擴(kuò)展歷程不同，但A，B，C三組試樣低倍斷口形貌顯示，其主要由三個區(qū)域構(gòu)成:疲勞裂紋源區(qū)、裂紋擴(kuò)展區(qū)和瞬斷區(qū)(分別見圖6a和c中的I，II，III所示，裂紋擴(kuò)展區(qū)與瞬斷區(qū)邊界靠近圖6中白色虛線位置)。

裂紋源區(qū)起始于試樣表面，其出現(xiàn)位置除了和試樣表面加工狀態(tài)、微觀缺陷及表面粗大第二相有關(guān)［15］外，懸臂梁試樣在彎曲載荷作用下，其上下表面所受的循環(huán)拉應(yīng)力的應(yīng)力狀態(tài)也對裂紋源的出現(xiàn)位置有很大影響。從圖6c可以看到，在有些試樣表面存在多個疲勞裂紋源，這表明在相同的加載條件下，疲勞破壞可能是由多條裂紋同時擴(kuò)展形成的。在圖6c中，還可以看到較為明顯的貝殼狀裂紋起源區(qū)［16］，這表明在循環(huán)加載條件下，裂紋初始擴(kuò)展速率在不同方向是近似相同的。圖6b表明初始處于共振狀態(tài)的B組試樣在50萬次循環(huán)后應(yīng)力水平較低，其疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)所占的破壞面積較大，而瞬斷區(qū)面積最小。這也意味著隨著載荷的降低，疲勞壽命會趨于增長，而在圖6a中，A組試樣在加載后期，有很長的一段共振過程，在共振條件下材料內(nèi)部應(yīng)力水平大幅升高，導(dǎo)致疲勞裂紋快速失穩(wěn)擴(kuò)展直至最終斷裂，因而在圖6a中，其瞬斷區(qū)面積相對較大。

圖7為疲勞斷口形貌的SEM照片。圖7a為疲勞源區(qū)附近的照片，其局部放大形貌如圖7b所示，可以看出裂紋起源為試樣表面缺陷，且由多個小刻面組成，并有明顯的溝槽和放射狀條紋［17］，小刻面運(yùn)動方向平行于裂紋擴(kuò)展方向。顯微形貌表明，初始階段的斷口表面呈現(xiàn)出脆性疲勞條紋特征［18］。這是因?yàn)楫?dāng)疲勞裂紋在晶間擴(kuò)展時，位錯運(yùn)動在晶界處受阻并產(chǎn)生位錯間強(qiáng)相互作用并導(dǎo)致位錯塞積，位錯塞積造成應(yīng)力集中并最 終引起裂紋擴(kuò)展，進(jìn)而萌生新的微裂紋，微裂紋選擇能量消耗最少的方向繼續(xù)擴(kuò)展［19，20］。整個擴(kuò)展過程中，裂紋會在不同晶面上進(jìn)行二次擴(kuò)展，從而形成眾多小刻面組織。

圖6 試樣的斷口形貌圖 (a)A組試樣;(b)B組試樣;(c)C組試樣Fig.6 Fractographs of fatigue fracture specimens(a)specimen of group A;(b)specimen of group B;(c)specimen of group C

圖7c為裂紋擴(kuò)展區(qū)的高倍形貌，可以看出裂紋擴(kuò)展區(qū)以疲勞條帶為主。圖中白色箭頭所指區(qū)域可以看到疲勞條帶中存在微米級的強(qiáng)化相。在疲勞條帶形成過程中，這些強(qiáng)化相會對疲勞裂紋擴(kuò)展產(chǎn)生一定的阻礙作用，裂紋通常會繞過這些強(qiáng)化相繼續(xù)擴(kuò)展，此過程中部分顆粒被“拉拔”出基體。因此合金中的強(qiáng)化相有利于提高其疲勞性能。由圖7e可見處于同一平面上的疲勞條帶是平行連續(xù)的;與垂直于裂紋擴(kuò)展方向相鄰的小面上的條帶保持連續(xù);而與裂紋擴(kuò)展前方相鄰小面上的條帶則不連續(xù)且不平行。這說明裂紋在一定范圍內(nèi)是由多晶面同時擴(kuò)展后相交形成的;在遇到前方晶界時，裂紋擴(kuò)展前沿受阻，疲勞條帶取向?qū)l(fā)生微小改變。伴隨著裂紋擴(kuò)展速率的加快，斷口上出現(xiàn)大量的二次裂紋［19］，如圖7f所示。二次裂紋既有沿晶斷裂也有穿晶斷裂，大部分平行于疲勞條帶。本試驗(yàn)以沿晶斷裂為主的二次裂紋在斷口上呈斷續(xù)分布，間斷面或孔洞會阻止其進(jìn)一步擴(kuò)展。

當(dāng)疲勞裂紋擴(kuò)展到臨界尺寸后，裂紋發(fā)生失穩(wěn)擴(kuò)展，就形成了瞬斷區(qū)，在這時段內(nèi)，裂紋擴(kuò)展速率最快，試樣完全失效。圖7d是瞬斷區(qū)的放大圖，瞬斷區(qū)主要由許多不同尺寸的韌窩及空洞組成，為典型的韌性斷裂。有些韌窩中含有破碎的第二相(見箭頭所指處)，這表明第二相相對較脆，當(dāng)承受由基體傳來的載荷時，首先發(fā)生斷裂而不是與基體脫離，基體在外力作用下圍繞第二相形成韌窩，材料整體韌性很好。

圖7 掃描電鏡下的試樣疲勞斷口形貌 (a，b)疲勞源區(qū);(c)裂紋擴(kuò)展區(qū);(d)瞬斷區(qū);(e)裂紋在多個晶面上的擴(kuò)展;(f)二次裂紋Fig.7 SEM micrograph for fracture surface of specimens (a，b)fatigue crack initiation sites;(c)crack propagation region;(d)fast fracture zone;(e)crack propagate along several crystal planes;(f)secondary crack

3 結(jié)論

(1)初始應(yīng)力幅值相同的2024-T62鋁合金懸臂梁，初始處于共振狀態(tài)(激振頻率等于其一階固有頻率)時振動疲勞壽命最長，約為另外兩組1.2～1.75倍;各組試樣應(yīng)力幅值及一階固有頻率變化歷程不同，試樣一階固有頻率下降過程表現(xiàn)出明顯的非線性，可定性地描述疲勞損傷大小及累積過程。

(2)疲勞斷口分析表明，加載后期經(jīng)歷共振過程的A組試樣其疲勞斷口的瞬斷區(qū)所占面積最大。掃描電鏡分析表明，懸臂梁試樣的振動疲勞裂紋源萌生于材料表面的加工缺陷或粗大夾雜處，裂紋擴(kuò)展源區(qū)附近呈現(xiàn)出放射狀條紋、貝殼線和許多小刻面;疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)可觀察到大量疲勞條帶，同時還有二次裂紋;疲勞瞬斷區(qū)則由大量韌窩構(gòu)成，有的韌窩中可觀察到斷裂的第二相顆粒。

(3)疲勞條帶形貌觀測發(fā)現(xiàn)合金中存在著微米級的強(qiáng)化相顆粒。其對疲勞裂紋擴(kuò)展產(chǎn)生阻礙，裂紋繞過這些顆粒才能繼續(xù)擴(kuò)展，這種強(qiáng)化相顆粒對其疲勞性能是有益的。

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