在航空載荷譜作用下2024鋁合金的疲勞行為

陳亞軍，　王艾倫，　王付勝，　王先超

(中國民航大學 中歐航空工程師學院， 天津 300300)

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在航空載荷譜作用下2024鋁合金的疲勞行為

陳亞軍，王艾倫，王付勝，王先超

(中國民航大學 中歐航空工程師學院， 天津 300300)

研究了在航空載荷譜TWIST作用下2024鋁合金的疲勞特性。對航空載荷譜進行簡化處理，對比分析了理論推導、MATLAB程序模擬和疲勞試驗給出的飛機疲勞壽命預測值，并微觀觀察疲勞失效斷口特征，分析了失效機理。結果表明：理論推導、程序模擬和疲勞試驗得到的疲勞壽命預測值分別為163800，158280和134249次飛行循環；程序模擬得到飛機巡航過程中實際陣風載荷和忽略極小波動載荷的疲勞壽命預測值分別為92314和92321次飛行循環；觀察疲勞斷口可以發現裂紋萌生形核起源于試驗件近表面，疲勞裂紋的擴展以沿晶和穿晶兩種方式進行，有明顯的疲勞條帶，在瞬時斷裂區呈現韌窩形貌。

鋁合金；航空載荷譜；疲勞壽命預測；微觀分析

在航空工業中，由于2024鋁合金密度低，強度高，耐腐蝕，是飛機結構的主要用材[1-2]。近幾年來，隨著飛機對機動性、速度等提出更高的要求，飛機自身將承受更復雜的載荷譜作用。因此，在飛行載荷譜作用下鋁合金材料的力學性能及其表征方法已經成為飛機結構強度設計中必不可少的內容[3-4]，這對于提高飛機結構的定壽精度以及延壽措施具有重要的實際意義。國內外許多學者對鋁合金疲勞性能做了大量的研究。20世紀60年代末，基于航空材料高斷裂韌度的要求，由美國率先成功研制出7475鋁合金材料。此后Alcoa公司又成功研制了具有優良抗疲勞性能的2024-T3鋁合金材料[5]。這種可靠性很高的鋁合金材料在B777，C-17，F-35等飛機上都得以應用[6-7]。我國經過長時間的科學研究，解決了飛機耐久性設計使用載荷譜和損傷容限設計使用載荷譜的編制問題[8]。此成果成功用于運八等6種新機型飛機的設計，使運七飛機的飛行使用壽命從15000 h延長至25000 h；運八飛機檢修周期從3000 h延長至4500 h。

疲勞是航空部件材料失效的主要形式之一，關于疲勞裂紋的萌生與擴展及壽命預測已成為航空界的研究熱點，目前相關研究多集中在疲勞失效理論和建模仿真方面，而根據實際飛機工況進行載荷譜試驗驗證較少。本工作基于飛機飛行時各級陣風載荷出現次數編譜，采用2024航空鋁合金，進行非等幅載荷譜試驗，主要采用線性累計損傷理論，并且分析簡化載荷譜的方法，驗證不同簡化后的載荷譜對飛機疲勞壽命是否存在較大影響；通過理論推導，程序模擬以及真實疲勞試驗驗證等方法，給出飛機的疲勞壽命，并分析程序的合理性；通過觀察試樣疲勞斷口形貌，從微觀角度分析失效機理。

1　試驗材料與方法

1.1試驗材料

航空2024鋁合金化學成分如表1所示。2024鋁合金棒材的拉伸強度為515 MPa，屈服強度為365 MPa。依照GB/T 15248—2008《金屬材料軸向等幅低循環疲勞試驗方法》中的建議設計試樣。

1.2理論簡化載荷譜

對于民航飛機，地—空—地循環是一次飛行中載荷的循環加載，從而對飛機造成最嚴重的疲勞壽命影響。對于有些民航運輸類飛機，地—空—地循環所造成的疲勞壽命影響占總損傷的80%以上。在20世紀中期，通常使用常幅載荷譜來進行簡單的疲勞試驗以及壽命估算；自50年代以后，開始使用程序編程等分析載荷譜；而從70年代至今，主要使用飛—續—飛載荷譜即荷蘭 NLR 和西德操作強度試驗室(LBF)于 1973 年研究出了運輸機的飛—續—飛載荷譜 TWIST。此外，國內學者對于該載荷譜也有所研究[9]。綜上所述，本研究使用運輸類飛機下翼面標準載荷譜TWIST來進行試驗，載荷譜的選取參考了文獻《TWIST編譜方法中陣風載荷譜形狀相似準則的實現》的部分研究成果。TWIST標準載荷譜規定了4000次飛行循環(100周期/循環)的載荷情況。飛行任務類型與飛行載荷等級定義，即將飛行過程中任務段劃分為10類，各類任務段的載荷又劃分為10等級，各等級載荷次序的隨機生成，則得到的統計結果如表2所示。

表1　2024鋁合金的化學成分(質量分數/%)

表2　TWIST標準譜中不同飛行類型對應各級陣風載荷出現次數

Note: LD means “discrete load level”, which is referred to as “load level”, but usually simplified as “LD”

根據民用運輸機的TWIST標準譜中的數據，考慮飛機巡航的實際意義，其載荷水平LD為1.3～1.6的飛行類型主要存在于飛機的起降階段。并且實際飛行時載荷水平LD為1.3～1.6的飛行類型往往伴隨著材料的瞬間破壞，與疲勞失效的原理不相符。綜合考慮上述因素，本試驗截取載荷水平低于1.15的陣風載荷進行編譜。得到簡化后的載荷譜M1，觀察簡化后陣風載荷譜，可以發現：載荷水平為0.222的循環波動很小，載荷水平為0.375的循環波動比較小。因此，可以再進行短周期等價簡化，得到簡化后的載荷譜M2，M3。如表3所示。

1.3MATLAB程序模擬思想

在實際的飛行巡航過程中，陣風的出現是隨機的。考慮MATLAB所自帶的函數randperm(N),用以模擬載荷隨機加載。首先查得TWIST陣風載荷譜每一載荷水平應力所對應的壽命，取其倒數則為該載荷所對應的單次損傷量，按TWIST陣風載荷譜所規定的循環次數存入矩陣ls；然后計算總循環數n，使用randperm(n);函數輸出從1-n的n個不重復的整數存入矩陣ord，該矩陣作為本次TWIST陣風載荷譜各個載荷所加載的次序；最后執行for循環，逐次累加上一步隨機產生的單次損傷量，直至總損傷量D與1之差的絕對值小于10-5執行break;語句跳出循環，輸出總循環的次數T和飛機的壽命L。其程序流程圖如圖1所示。

表3　簡化后的陣風載荷譜

圖1　程序模擬流程圖Fig.1　Program simulated flow chart

1.4真實試驗驗證疲勞壽命

在實際試驗時，往往選取載荷水平為1.6的應力為材料的拉伸強度，通過計算可以得到該批次鋁合金試樣所對應的應力的平均值，即σ1g=202.63 MPa。考慮本試驗所使用的鋁合金疲勞試樣的直徑為7 mm，通過計算可以得到載荷的平均值為7.8 kN。

為了得到不同陣風載荷譜的載荷幅值，需要通過表3中循環載荷水平和材料橫截面積進行推導計算，此處以載荷水平1.15為例推導陣風載荷譜幅值。

因此載荷水平為1.15的幅值為：A1.15=F1.15-F1g=16.77-7.8=8.97kN

將表3中循環載荷水平分別推導計算，得到不同陣風載荷譜的載荷幅值的結果，如表4所示。

表4　不同陣風載荷譜載荷幅值

綜合考慮試驗因素，并且希望試驗結果能夠與程序模擬結果相對應和比較，本次試驗進行循環載荷波形M3的加載情況。本研究利用Instron-8803疲勞試驗機對鋁合金材料試樣進行飛行陣風載荷譜下的疲勞試驗，參數如下：循環載荷正弦波形M3；載荷控制；載荷均值7.8 kN；頻率5 Hz。以鋁合金疲勞試樣斷裂為失效依據。

2　結果與分析

2.1理論計算疲勞壽命

經過查閱N-S曲線，得到不同載荷水平下的疲勞壽命和單次損傷量，采用線性累計損傷理論進一步計算得到總損傷量，如表5所示。

Miner法則指出：當累計總損傷量等于1時可以判定材料疲勞失效。根據表5得到的數據，計算可以得到相應陣風載荷譜下循環次數；并且上文指出TWIST標準載荷譜為4000次飛行循環的累計數據，得到載荷譜的循環次數進一步計算可以得到飛機疲勞壽命預測值，如表6所示。

通過以上飛機疲勞壽命的預測值的對比可以發現：在簡化后的陣風載荷譜M1和 M2的加載下，飛機的疲勞壽命達到100000次飛行循環左右，說明鋁合金材料2024的疲勞性能良好，是可以頻繁承受拉壓載荷的航空材料。TWIST標準譜中，不同載荷水平造成的疲勞損傷很小，且絕大部分陣風載荷造成的應力水平都低于材料的屈服強度。簡化后的陣風載荷譜M1和 M2加載下的飛行疲勞壽命的預測值相等，這是由于在最低載荷水平0.222下，鋁合金材料2024并沒有達到疲勞極限，因此不會增加總損傷量。簡化后的陣風載荷譜M3的飛機疲勞壽命的預測值為163800次飛行循環，相對于簡化后的陣風載荷譜M1和 M2有一定的誤差，但簡化后的陣風載荷譜M3仍有一定的實用性，由簡化后的陣風載荷譜M1的400000次循環數減少到5000次循環數左右，對于疲勞試驗的進行起到很好的簡化效果。在可接受的數理統計可靠性的試驗結果下，可以加快試驗的速度。

表5　不同載荷水平下的總損傷量

表6　不同陣風載荷譜下循環次數和飛機疲勞壽命預測值

2.2程序模擬疲勞壽命

通過多次運行程序，得到隨機載荷譜所對應的飛機疲勞壽命，其值穩定在158280附近，與理論推導載荷譜M3所對應的飛機疲勞壽命相差很小。在編寫程序的過程中，考慮了載荷譜的隨機加載情況，但沒有考慮各個載荷之間的影響，因此得到的飛機疲勞壽命的預測值大于飛機疲勞壽命的實際值。

2.3真實試驗疲勞壽命

考慮到真實試驗給出的結果最為接近飛機飛行的實際工況，因此其數值對于驗證上文簡化載荷譜的數值解和模擬程序的結果都有一定的實際意義。在試驗機中輸入簡化的載荷譜M3所對應的循環載荷波形啟動試驗。分析試驗給出的數據，計算可以得到試驗的總循環周數為174 256，故此時簡化的載荷譜M3所對應循環次數為33.6，從而推導出飛機的疲勞壽命為134249。在進行真實試驗時，考慮了各個載荷之間的影響，因此得到的飛機疲勞壽命的預測值與飛機疲勞壽命的實際值最為接近。本工作以TWIST陣風載荷譜為基礎，以簡化的載荷譜M3為研究對象，得到不同試驗方法所對應的飛機疲勞壽命如圖2所示。從圖2中可以直觀的看到理論計算與程序模擬和真實試驗給出的飛機疲勞壽命相差不大，因此，從宏觀角度來說，程序模擬的結果最為接近飛機疲勞壽命的實際值，并且該模型可以通過更換參數的方法，快速的預測隨機情況下其他載荷譜所對應的飛機疲勞壽命，對于通過試驗難以實現的簡化的載荷譜M1,M2，均可以方便快捷的計算飛機的疲勞壽命。

圖2　不同試驗方法所對應的飛機疲勞壽命Fig.2　Aircraft fatigue life in different test methods

2.4航空鋁合金失效微觀分析

采用Hitachi S-3400N掃描電子顯微鏡進行觀察，疲勞斷口表面粗糙不平，根據斷口表面的特征，可以將其分為三個區域，即疲勞裂紋萌生區、疲勞裂紋擴展區和瞬時斷裂區組成。疲勞裂紋的擴展方向如圖3(a)白色箭頭所示，并且疲勞失效依次經歷上述區域。疲勞裂紋萌生區中可以觀察到大量微裂紋，這些微裂紋分布隨機，沒有統一的方向，如圖3(b)所示。裂紋萌生階段，裂紋源區局部產生較大應力，首先出現局部塑性變形，相鄰小裂紋彼此匯聚，相連形成更大的裂紋，其也成為裂紋萌生源頭。

如圖4(a)所示，疲勞裂紋擴展區可以發現斷口表面存在呈階梯狀密集分布的疲勞條帶形貌，疲勞裂紋擴展區粗糙程度很高，疲勞裂紋在不同的層次上向前擴展。在遇到前方晶界時，裂紋擴展前沿受阻，疲勞條帶取向將發生微小改變。伴隨著裂紋擴展速率的加快，斷口上出現二次裂紋。靠近試驗件表面萌生的微裂紋一般為沿晶界擴展，在裂紋擴展區后期微裂紋穿晶擴展。如圖4(b)白色箭頭所示，有文獻[10-11]研究指出：在2024鋁合金中，這種尺寸較大(10～40 μm)、形狀不規則且顏色較深的為β相粒子，Al7Cu2Fe，從而導致裂紋成核于第二相粒子處，此外第二相粒子與基體的脫粘也易在裂紋成核粒子附近的晶界上形成微裂紋。

瞬時斷裂是一種靜載斷裂，具有靜載斷裂的斷口形貌。如圖5(a)所示，疲勞裂紋擴展區發現不同位置形成多條疲勞微裂紋，疲勞裂紋瞬時斷裂區形成孔洞狀結構形貌。圖5(b)所示，在孔洞中可以看到明顯的滑移痕跡，這些滑移痕跡顯示出了孔洞處在疲勞過程中界面發生了塑性變形。而之所以能夠形成“窩狀”形貌，正是由于其中心處和周邊的滑移程度不同所致。

圖3　疲勞斷口表面形貌　(a)疲勞斷口宏觀形貌;(b)位于萌生區的微裂紋形貌Fig.3　Microscopic fracture morphologies of fatigue fractures　(a)macroscopic feature of fatigue fractures;(b)small fatigue cracks in fatigue crack initiation region

圖4　疲勞裂紋擴展區微觀形貌　(a)位于擴展區的疲勞條帶和二次裂紋形貌;(b)第二相粒子導致裂紋生成Fig.4　Microstructure morphology of fatigue crack extension region　(a)fatigue striation and secondary crack in fatigue crack extension region; (b)cracks caused by second-phase particles

圖5　瞬時斷裂區微觀形貌　(a)兩區域之間的形貌差異;(b)位于瞬時斷裂區的孔洞和滑移形貌Fig.5　Microstructure morphology of fatigue transient breaking region　(a)obvious different morphologies in two regions;(b)hole and slip morphologies in fatigue transient breaking region

3　結　論

(1) 基于航空載荷譜TWIST，通過理論推導、程序模擬和疲勞試驗得到的疲勞壽命預測值分別為163800,158280和134249次飛行循環，飛機疲勞壽命預測程序是有效的。

(2)程序模擬得到飛機巡航過程中實際陣風載荷和忽略極小波動載荷的疲勞壽命預測值分別為92314和92321次飛行循環。

(3)觀察疲勞斷口可以發現裂紋萌生形核起源于試件近表面，疲勞裂紋的擴展以沿晶和穿晶兩種方式進行，有明顯的疲勞條帶，瞬時斷裂區呈現韌窩形貌。材料中存在的第二相粒子降低了鋁合金材料的疲勞壽命。

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(責任編輯：張崢)

Fatigue Behaviors of 2024 Aluminum Alloy under Aviation Load Spectrum

CHEN Yajun，WANG Ailun，WANG Fusheng，WANG Xianchao

(Civil Aviation University of China Sino-European Institute of Aviation, Tianjin 300300, China)

The fatigue properties of 2024 aluminum alloy under the influence of TWIST on the aviation load spectrum were studied. The aircraft load spectrum was simplified, and the fatigue life of the aircraft was predicted by theoretical analysis, MATLAB program simulation and fatigue was test, and the failure mechanism was observed. The results show that the predicted values of fatigue life are 163800, 158280 and 134249 respectively. Aircraft cruise loads during actual gust load spectrum is simulated, the minimal fluctuation spectrum is ignored. The flight cycles are 92314 and 92321 times respectively. Crack initiation nucleation is originated in the test piece near the surface. Fatigue crack is propagated between intergranular and transcrystalline rupture. Instantaneous, rupture zone and crack propagation can be observed.

aluminum alloy; aviation load spectrum; fatigue life predict; microscopic analysis

2015-08-28；

2015-11-03

國家自然科學基金(51301198)；中央高校基本科研業務費中國民航大學專項(3122015Z002)；中國民航大學實驗技術創新基金項目(2016SYCX21)

陳亞軍(1976—)，男，博士，副教授，從事合金材料性能研究和教學工作，(E-mail)2292598008@qq.com。

10.11868/j.issn.1005-5053.2016.5.011

TG 115

A

1005-5053(2016)05-0064-06