基于斷口的7A09鋁合金疲勞裂紋門檻值估算

孔光明，李旭東，劉　濤

(海軍航空工程學院 青島校區，山東 青島　266041)

基于斷口的7A09鋁合金疲勞裂紋門檻值估算

孔光明，李旭東，劉濤

(海軍航空工程學院 青島校區，山東 青島266041)

摘要：金屬材料疲勞裂紋門檻值是金屬材料疲勞壽命模型中的一個重要參量，現有的測量方法存在測量時間長、成本高的問題。針對該問題，提出了利用高倍率的掃描電子顯微鏡通過對疲勞斷口進行量化檢測獲得裂紋擴展門檻值的方法。結果表明，利用該方法獲得門檻值與采用升降法獲得的門檻值數值差距較小，且測量方法簡單。

關鍵詞：7A09鋁合金；疲勞裂紋門檻值；斷口分析；疲勞裂紋擴展

Al-Zn-Mg-Cu系合金具有密度小、強硬度高、加工性能好等特點，廣泛應用于航空航天工業，是飛機結構的主要承力結構材料之一[1,2]。鋁合金構件在服役過程中的環境損傷和疲勞載荷交互作用下會產生疲勞破壞，嚴重影響了飛機結構的完整性。近年來，對鋁合金疲勞損傷過程的研究一直是航空工程領域關注的焦點，研究人員提出了大量的疲勞壽命預測模型[3]，而疲勞裂紋擴展門檻值ΔKth是一個非常重要的材料性能常數，并且影響因素多，往往不同批次的同一種材料ΔKth都存在差別，依據國家標準測定該常數存在試驗時間長、成本高的缺點[4-9]，因此，本研究提出利用掃描電子顯微鏡對疲勞斷口進行定量分析來相對簡單的獲得ΔKth的估計值的一種方法。

1ΔKth測定的理論基礎

2實驗材料及方法

實驗采用T6狀態的7A09鋁合金，沿著軋制方向截取狗骨狀試件，如圖1所示，厚度為3mm。材料的力學性能通過單向拉伸試驗確定，屈服強度500MPa，抗拉強度540MPa，彈性模量7.2GPa。7A09鋁合金的化學成分如表1所示。

在MTS-810試驗機上進行疲勞試驗，采用應力控制，應力按照正選波變化，PVC補償。疲勞加載過程中的應力需要根據材料的力學性能選擇。應力過大，會造成裂紋擴展速度較快，斷口上近門檻區面積過小，應力水平如果過低，又會造成疲勞試驗時間過長,推薦設定最大應力為屈服應力的20%，因此實驗中設定實驗最大應力為100MPa，由于裂紋擴展近門檻區存在很強的閉合效應，因此如果應力比過小，或者出現負的應力比，容易導致張開的裂紋面反復摩擦，造成斷口的疲勞輝紋痕跡不明顯是，甚至被完全擦除，因此試驗中設定R=0.1，加載頻率依據MTS-810的性能設定為 f=5Hz保持恒定。通過試件表面觀測，若表面裂紋長度超過5mm，終止疲勞試驗并開啟靜拉伸程序將試件拉斷。受電鏡樣品室尺寸所限，試件斷裂后立即在距離斷口面不小于1cm處將試件切斷，切斷過程中注意保護防止擦傷斷口，將含斷口一段試件立即置于JSM-6700電鏡下進行觀測，防止斷口氧化造成斷口模糊不清。

表1　7A09鋁合金的化學成分(質量分數/%)

圖1　試件尺寸

3試驗結果與討論

(1)

式中：Δσ為疲勞應力幅值。由于試驗中應力比R=0.1，因此可以將循環應力最大值作為應力幅值，即σmax≈Δσ；W表示試件疲勞加載區的總寬度； f(a0/W)是與裂紋有關的形狀修正因子，查閱應力強度因子手冊，可得f(a0/W)可做如下修正

f(a0/W)=1.12-0.231a0/W+10.55(a0/W)2-

21.72(a0/W)3+30.39(a0/W)4

(2)

該值可以作為ΔKth的下限估計值。

以LC為起點，在100 000X放大倍率下沿著裂紋擴展方向搜尋疲勞裂紋輝紋(圖3)。原則上如果測量得到疲勞輝紋的間距小于10-10m，則以此處對應的裂紋擴展長度代入式(1)、式(2)即可計算得到ΔK，但是實際上難以測量得到10-10m量級的條紋間距，但是對于這種延展性比較好的金屬材料可以相對容易得到接近門檻值對應裂紋擴展速率的10-5~10-8m量級間距的疲勞輝紋。利用式(1)得到近門檻值區域的間距在10-6~10-8m的不少于4種間距的疲勞輝紋，利用式(2)和式(1)得到其對應的ΔK，在雙對數坐標系下輝紋間距與ΔK的關系如圖4所示，其服從如式(3)所示的關系

(3)

(4)

該批次材料通過升降法得到的門檻值為2.637 MPa·m0.5，而根據斷口得到的門檻值下限估計值ΔK0為2.517 MPa·m0.5?？梢娀跀嗫诘臏y量估計的門檻值與采用標準試驗方法得到的門檻值比較接近，因此可以作為一種疲勞裂紋擴展門檻值的估計方法，且比門檻值的標準試驗方法更為簡單省時。

圖2　低倍率下的疲勞斷口

圖3　高倍率下的疲勞斷口

圖4　近門檻區裂紋擴展速率與應力強度因子的關系

4結論

本文通過高倍率掃描電子顯微鏡對疲勞斷口進行分析，獲得其疲勞輝紋間距信息，以其數值作為裂紋擴展速率，并在分析了近門檻區的裂紋擴展速率與SIF的關系基礎上，得到ΔKth的數值，與升降法得到的結果相比，該方法給出的結果較為接近，且更為簡單省時，可以提供門檻值估算的一種思路。但是該方法要求材料的塑性較好，能夠形成比較細小的疲勞輝紋，如果材料的塑性不佳，則可能在近門檻區無法形成清晰的輝紋，則本方法失效。

參考文獻：

[1]Du ML,Chiang FP,Kagwade SV,et al.Damage of Al 2024 alloy due to sequential exposure to fatigue,corrosion and fatigue[J].Int J Fatigue,1998,20(10):743-801.

[2]Li Xu-Dong,Wang Xi-Shu,Ren Huai-Hui,et al.Effect of prior corrosion state on the fatigue small cracking behaviour of 6151-T6 aluminum alloy[J].Corros.Sci.,2012,55(2):26-33.

[3]Sankaran KK,Perez R,Jata KV.Effects of pitting corrosion on the fatigue behavior of aluminum alloy 7075-T6:modeling and experimental studies[J].Mater Sci Eng A.,2001,A297:223-231.

[4]Xi-Shu Wang,Xu-Dong Li,Huai-Hui Ren,et al.SEM in-situ study on high cyclic fatigue of SnPb-solder joint in the electronic packaging[J].Microelectronics Reliability,2011(51):1377-1384.

[5]Newman JC,Raju IS.An empirical stress-intensity factor equation for the surface crack[J].Engineering Fracture Mechanics,1981,15(5):185-192.

[6]李旭東,劉治國,穆志韜,等.基于飛行載荷的LC9鋁合金腐蝕疲勞裂紋擴展研究[J].腐蝕與防護,2013,34(11):985-988.

[7]Newman JC,Raju IS.An empirical stress-intensity factor equation for the surface crack[J].Engineering Fracture Mechanics,1981,15(5):185-192.

[8]Peterson RE.Notch-sensitivity.In:Sines G,Waisman JL,editors.Metal fatigue[Z].New York:McGraw Hill,1959:293-306.

[9]Taylor D.Analysis of fatigue failures in components using the theory of critical distances[J].Eng Fail Anal,2005,12(6):6-14.

(責任編輯唐定國)

收稿日期：2015-01-22

基金項目：國家自然基金項目“環境影響下的多尺度輕金屬合金高周疲勞失效機理及對策研究”(11272173)

作者簡介：

通訊作者：孔光明(1986—)，男，主要從事飛機結構疲勞壽命評定研究。

doi:10.11809/scbgxb2015.07.038

中圖分類號：TG132

文獻標識碼：A

文章編號：1006-0707(2015)07-0151-03

本文引用格式：孔光明，李旭東，劉濤.基于斷口的7A09鋁合金疲勞裂紋門檻值估算[J].四川兵工學報，2015(7):151-153.

Citationformat:KONGGuang-ming,LIXu-dong,LIUTao.EstimationofFatigueCrackThresholdBasedonFractographyofAluminumAlloy[J].JournalofSichuanOrdnance,2015(7):151-153.

EstimationofFatigueCrackThreshold
BasedonFractographyofAluminumAlloy

KONGGuang-ming,LIXu-dong,LIUTao

(QingdaoCampus,NavalAeronauticalEngineeringInstitute,Qingdao266041,China)

Abstract:Fatigue crack threshold is a parameter of significant importance in fatigue life prediction model of metal, which has problems in time and cost consuming. The present thesis made a research on fatigue crack threshold based on the fractography analysis with the help of high resolution scanning electron microscope. Results indicate the present procedure can give approximately the same prediction of fatigue crack threshold as the traditional up and down method. But the present procedure operates more easily.

Key words:7A09 aluminum alloy; fatigue crack threshold; fractography analysis; fatigue crack growth

【機械制造與檢測技術】