低溫對航空鋁合金疲勞與裂紋擴展行為的影響

劉牧東

（中國直升機設計研究所 旋翼傳動部，江西 景德鎮 333001）

鋁合金由于具有強度高和易加工的特性，被廣泛應用于航空器結構的制造，如機身蒙皮、壁板、框架、發動機、油箱和起落架等。航空鋁合金在使用過程中常會經歷交變載荷而產生損傷，出現疲勞裂紋，當損傷累積超過材料的容許限度時出現斷裂失效，從而對結構的安全性造成威脅，引發災難性事故。因此，航空器結構的疲勞和裂紋擴展性能越來越受到關注，航空鋁合金疲勞性能和微觀機理分析在結構可靠性設計中占有重要地位，是保證航空器安全的必不可少的環節。

低溫是航空鋁合金使用過程中不可避免的環境因素，飛機的真實工作環境為10000米左右的高空，所處的大氣溫度為-40 ℃；在某些高海拔和高寒地區，航空器工作溫度達到-60 ℃[1]。在低溫環境下，航空鋁合金的宏觀性能和微觀結構常發生改變，疲勞與裂紋擴展行為也有所不同。國內外學者對此進行了大量研究，實驗研究方面，主要測定了低溫環境下鋁合金材料的疲勞[2-5]和裂紋擴展行為[6-8]，分析低溫對宏觀性能的影響，結果表明低溫會增強鋁合金抵抗疲勞和裂紋擴展能力，延長疲勞和裂紋擴展壽命，對疲勞和裂紋擴展行為產生有益影響。微觀機理研究方面，借助斷口金相分析揭示了低溫下斷面晶體結構[9-10]、滑移變形[10]、疲勞裂紋形成[11]、微裂紋演變[10，12]、氫脆[2]和韌脆轉變[13-14]等微觀機理的變化規律，受低溫環境影響，材料的疲勞破壞過程短暫、擴展迅速，并且沒有明顯的征兆[15]。

然而，目前仍未完全掌握低溫下航空鋁合金疲勞與裂紋擴展行為的機理和物理本質，對于低溫環境與循環載荷間的相互作用認識還不夠深入，難以準確評估低溫疲勞和裂紋擴展行為變化規律。為此，本工作選取2524-T3和7050-T7451鋁合金（常用于飛機蒙皮和框架等部位）作為研究對象，對比分析材料的低溫疲勞與裂紋擴展行為，探尋低溫環境與循環載荷的作用機理。

1 實驗材料和方法

1.1 實驗材料

2524-T3和7050-T7451鋁合金基本力學性能及組成成分見表1，按照標準ASTM E466-07和ASTM E647-11，分別制備中心缺口板狀試樣用于疲勞實驗，并制備中心裂紋拉伸標準M（T）試樣用于裂紋擴展實驗。表2為試樣的幾何形狀和尺寸，中心缺口板狀試樣的應力集中系數為2.5；中心缺口和預制裂紋借助銑切和線切割等技術加工完成，并通過拋光處理消除表面劃痕和損傷。

1.2 實驗方法

航空器結構通常在-40～-60 ℃低溫下工作[12]，本工作在25 ℃常溫和-70 ℃低溫環境下開展實驗，分別測定2種鋁合金材料的疲勞和裂紋擴展性能。

表 1 鋁合金材料性能及組成[16]Table 1 Properties and composition of aluminum alloy material[16]

表 2 試樣形狀和尺寸Table 2 Geometry and dimension of the specimen

疲勞和裂紋擴展實驗環境和加載方式見表3，加載波形為正弦波，加載應力比分別為0.06和0.5。需要說明的是，加載應力比0.06和0.5均是航空飛行器結構實測載荷譜中的常見交變載荷，能夠反映航空鋁合金結構服役過程中主要飛行狀態（如地面滑行、巡航、機動和著陸等）的承載情況[17-18]。對于常用于機身蒙皮和整流罩支架等次承力結構的2524-T3鋁合金，主要載荷來源為氣動載荷，載荷水平較低；而對于構成框架和大梁等主承力結構的7050-T7451鋁合金，主要承受飛行中機翼、操縱和發動機推力以及結構自重載荷等，其載荷水平較高[18]。考慮上述因素，選取常用低應力比0.06開展2524-T3鋁合金實驗，以滿足低載荷水平和幅值的加載條件；選取常用高應力比0.5開展7050-T7451鋁合金實驗，以滿足高載荷水平和幅值的要求，這樣更符合航空鋁合金結構實際工作情況。

按照標準ASTM E466-07和ASTM E647-11，航空鋁合金的疲勞和裂紋擴展實驗在MTS-880-100 kN液壓伺服試驗機上進行，濕度為大氣濕度，采用軸向應力循環控制，加載頻率10 Hz。低溫測試環境借助SDGDYD-180/+350環境箱和YDZ-50液氮罐實現，裂紋擴展尺寸通過WZHD0850長焦距光學顯微鏡進行測定，并通過計算機終端清晰地觀測裂紋尖端狀況以及裂紋擴展的路徑，記錄當前裂紋擴展尺寸和對應的壽命循環數，直至失效斷裂。

表 3 實驗環境和加載方式Table 3 Experiment environments and loading methods

2 結果與討論

2.1 低溫疲勞性能

表4為2524-T3和7050-T7451鋁合金的疲勞壽命結果，在表4中數據基礎上，采用三參數冪函數模型表征鋁合金疲勞性能：

式中：N為對應于不同應力水平加載的疲勞壽命循環數；Smax為最大加載疲勞應力；A和α為材料常數；S∞表示材料的疲勞極限，根據實驗數據擬合確定。

對式（1）兩側進行對數變換：

可見，疲勞壽命N與最大疲勞應力Smax呈對數線性關系。借助線性回歸理論，采用三參數冪函數模型式（1）對疲勞實驗數據進行最優擬合，得到25 ℃和-70 ℃下2種鋁合金的疲勞性能S-N曲線（見表5）。

在表5的基礎上繪制25 ℃和-70 ℃下 2524-T3和7050-T7451鋁合金的疲勞性能S-N曲線（圖1），直觀地反映低溫對2種鋁合金疲勞性能的影響，對比圖1和表5發現：（1）S-N曲線與實驗數據吻合良好，在相同的溫度和加載應力比下，鋁合金疲勞壽命隨加載應力水平的增大而縮短；（2）在相同應力比加載下，-70 ℃下的疲勞壽命和疲勞極限均高于25 ℃下的，說明低溫環境能延長航空鋁合金的疲勞壽命，抵抗疲勞失效能力提高，對疲勞性能產生有益影響。

選取圖1中低應力水平和高應力水平下的疲勞性能，進一步對比相同應力水平加載下低溫與常溫疲勞壽命間的差異，結果見表6。對于表2給出的疲勞實驗測試標準小試樣，出現宏觀裂紋后迅速擴展直至完全斷裂，其疲勞壽命能夠反映材料的疲勞裂紋形成行為。通過表6中低溫相對常溫疲勞壽命變化的定量比較，分析低溫環境效應對2524-T3和7050-T7451航空鋁合金疲勞壽命及裂紋形成的影響。由表6可以看到：（1）2種航空鋁合金在選取的應力水平下，-70 ℃疲勞壽命提高到25 ℃疲勞壽命的128%～298%，說明低溫下鋁合金疲勞裂紋形成緩慢，疲勞壽命延長；（2）高應力水平下-70 ℃相對25 ℃疲勞壽命變化較小，而隨著加載應力水平的降低，低溫與常溫疲勞壽命間的差異增大，其中2524-T3低溫相對常溫疲勞壽命變化量由140%增加至298%，7050-T7451低溫相對常溫疲勞壽命變化量由128%增加至228%，說明低溫環境使疲勞裂紋萌生更困難，低溫對2種鋁合金疲勞裂紋形成和壽命的有益影響增大。

2.2 低溫裂紋擴展性能

按照裂紋擴展測試-方法，獲得2524-T3和7050-T7451鋁合金的裂紋擴展尺寸a和對應的壽命循環數N，繪制裂紋擴展a-N曲線（圖2）。在圖2數據基礎上，裂紋擴展速率可以通過Trantina-Johnson模型進行表征，模型考慮了斷裂門檻值的影響，能夠表征近門檻區和穩定擴展區的裂紋擴展速率，其表示方法為：

表 4 疲勞實驗測試結果Table 4 Fatigue test results

表 5 疲勞性能S-N曲線Table 5 Fatigue property S-N curves

圖 1 航空鋁合金材料疲勞性能S-N曲線Fig. 1 Fatigue property S-N curve of aeronautic aluminium alloy material

其中標準M（T）試樣的應力強度因子可通過式（4）確定：

式中：da/dN為裂紋擴展速率；C和γ為材料常數，根據實驗數據擬合；?Kth為斷裂門檻值；R為加載應力比；Fmax和Fmin分別為加載最大載荷和最小載荷；B和W分別為試樣厚度和寬度，根據表2確定；sec（πα/W）為幾何修正系數，與M（T）試樣尺寸和當前裂紋長度有關。

可以看到，式（3）中裂紋擴展速率da/dN與應力強度因子 (?K-?Kth)呈對數線性關系，同樣借助線性回歸理論，采用Trantina-Johnson模型式（3）對圖2中實驗數據進行擬合，得到25 ℃和-70 ℃下2524-T3和7050-T7451鋁合金的裂紋擴展速率da/dN-ΔK曲線（見表7）。

表 6 相同應力水平加載下低溫與常溫疲勞和裂紋擴展性能對比Table 6 Fatigue and crack growth comparisons between cryogenic and room temperatures under the same stress level loading

圖 2 裂紋擴展實驗a-N曲線Fig. 2 Crack growth experiment a-N curves （a）2524-T3，R = 0.06；（b）7050-T7451，R = 0.5

根據表7繪制25 ℃常溫和-70 ℃低溫下，2524-T3和7050-T7451鋁合金的裂紋擴展速率da/dN-ΔK曲線（如圖3所示），對比圖3和表7可以發現：（1）da/dN-ΔK曲線與實驗數據吻合良好，Trantina- Johnson模型（式（3））能合理表征航空鋁合金在低溫裂紋擴展速率，在相同溫度和應力比條件下，裂紋擴展速率隨應力強度因子增大而升高；（2）在穩定擴展區，da/dN-ΔK曲線呈對數線性關系；而在近門檻區，性能曲線下降趨勢不明顯，且表6中擬合的斷裂門檻值也較小，這說明2524-T3和7050-T7451鋁合金材料門檻值不顯著；（3）相同應力比加載下，-70 ℃低溫da/dN-ΔK曲線均位于25 ℃常溫曲線下方，說明低溫下材料的裂紋擴展速率降低，抵抗斷裂失效的能力增強，-70 ℃低溫對航空鋁合金裂紋擴展行為起有益影響。

表 7 裂紋擴展速率da/dN-ΔK曲線Table 7 Crack growth property da/dN-ΔK curves

在圖3的基礎上選取低和高應力強度因子下裂紋擴展行為結果，進一步對比相同應力強度因子加載下低溫與常溫裂紋擴展速率間的差異（表6）。通過表6中低溫相對常溫裂紋擴展速率變化的定量比較，分析低溫對2524-T3和7050-T7451航空鋁合金裂紋擴展行為的影響，由表6可見：（1）在選取的應力強度因子下，2種航空鋁合金材料-70 ℃低溫裂紋擴展速率降低到25 ℃常溫的74%和29%，這表明低溫環境下鋁合金裂紋擴展過程減慢，擴展壽命增長；（2）隨著加載應力強度因子降低，-70 ℃低溫與25 ℃常溫下裂紋擴展速率間的差異增大，其中2524-T3低溫相對常溫裂紋擴展速率變化量由66%降低至29%，7050-T7451低溫相對常溫裂紋擴展速率變化量由74%降低至37%，此時低溫對2種航空鋁合金材料裂紋擴展行為的抑制作用增強。

圖 3 航空鋁合金材料裂紋擴展速率da/dN-ΔK曲線Fig. 3 Crack growth rate da/dN-ΔK curves of aeronautic aluminium alloy material

2.3 低溫疲勞裂紋萌生與擴展機理分析

斷口表面形貌特征通常可用來指示疲勞裂紋的萌生、主裂紋擴展和材料的斷裂等。用掃描電子顯微鏡觀測和分析微觀形貌，圖4和圖5分別為2524-T3和7050-T7451鋁合金的疲勞裂紋萌生區的斷口形貌。

觀察圖4和圖5發現：（1）疲勞裂紋通常在鋁合金表面應力集中區域（由表面粗糙、缺陷和瑕疵等因素導致）萌生，隨著溫度的降低，試樣表面相鄰晶粒間的熱收縮不匹配也會在晶界處造成應力集中，可誘發疲勞裂紋；（2）在疲勞裂紋萌生區，25 ℃常溫下斷口表面光滑平坦，出現明顯的疲勞條帶特征（如圖4（a）和5（a）所示），而-70 ℃低溫下斷口表面粗糙且凹凸不平，存在明顯的臺階狀小平面，但疲勞條帶數量減少（如圖4（b）和5（b）所示）。可見，隨著溫度的降低，斷口表面疲勞裂紋萌生區由平坦光滑的塑性形貌向凹凸不平且存在臺階狀小平面的脆性形貌轉變，這樣的斷口形貌特征與文獻[11-12]中的觀測結果相近，也就是說，疲勞裂紋萌生區的斷口表面脆性增強，出現明顯的解理狀小平面，使得兩側斷面之間形成凹凸錯位，從而提高了裂紋閉合的程度，疲勞裂紋萌生和初期擴展困難。

圖 4 2524-T3疲勞裂紋萌生區斷口形貌（R = 0.06，Smax = 142 MPa）Fig. 4 Fractographic pictures for fatigue crack initiation of 2524-T3 aluminum alloy（R = 0.06，Smax = 142 MPa）（a）25 ℃，N = 2.16 × 105 cycle；（b）-70 ℃，N = 6.43 × 105 cycle

圖 5 7050-T7451疲勞裂紋萌生區斷口形貌（R = 0.5，Smax = 219 MPa）Fig. 5 Fractographic pictures for fatigue crack initiation of 7050-T7451 aluminum alloy（R = 0.5，Smax = 219 MPa）（a）25 ℃，N = 2.23 × 105 cycle；（b）-70 ℃，N = 5.09 × 105 cycle

圖 6 2524-T3裂紋擴展斷口形貌（R = 0.06，裂紋穩定擴展區）Fig. 6 Fractographic pictures for crack propagation of 2524-T3 aluminum alloy（R = 0.06，crack stable growth zone）（a）25 ℃；（b）-70 ℃

圖6和圖7為25 ℃常溫和-70 ℃低溫下2524-T3和7050-T7451的裂紋擴展斷口形貌。觀察圖6和圖7可以看出：常溫裂紋擴展斷口表面的疲勞條帶間距規則，韌窩密集而連續（如圖6（a）和7（a）所示），而低溫裂紋擴展斷口表面的疲勞條帶間距參差不齊，韌窩間斷而分散，且出現局部的沿晶特征，立體感強（如圖6（b）和7（b）所示）。這樣的形貌特征也出現在文獻[11，19-22]中，可見低溫下斷口表面塑性降低而脆性增強，使得疲勞條帶和韌窩特征減弱，并出現局部的沿晶特征，說明裂紋尖端附近的位錯滑移不易發生，且在穿越晶界的過程中受到阻滯，裂紋趨向于部分沿著晶界曲折擴展，這導致裂紋擴展速率降低，疲勞和裂紋擴展壽命延長。此外，圖7中7050-T7451鋁合金斷口表面出現明顯的脆裂特征，而這一特征在2524-T3鋁合金斷口并未出現（如圖6所示），這說明7050-T7451鋁合金脆性強于2524-T3。

圖 7 7050-T7451裂紋擴展斷口形貌（R = 0.5，裂紋穩定擴展區）Fig. 7 Fractographic pictures for crack propagation of 7050-T7451 aluminum alloy（R = 0.5，crack stable growth zone）（a）25 ℃；（b）-70 ℃

圖2和表6中低溫疲勞性能實驗結果顯示高應力水平加載下低溫與常溫疲勞壽命間差異減小、低溫影響減弱，為此，選取與圖4和圖5相同應力比、高應力水平加載下的典型鋁合金疲勞試樣，通過斷口金相分析觀察高應力水平下疲勞裂紋萌生區斷口形貌（如圖8和圖9所示），從微觀機理角度分析低溫環境與循環載荷間相互作用對疲勞性能的影響。

對比分析高應力水平加載（如圖8和圖9所示）和低應力水平加載（如圖4和圖5所示）下2524-T3和7050-T7451鋁合金疲勞斷口形貌發現：（1）與低應力水平（圖4（b）和5（b））相比，高應力水平加載下-70 ℃低溫斷口表面的臺階狀小平面數量減少，凹凸錯位得到緩解（圖8（b）和圖9（b））；（2）與高應力水平25 ℃常溫（如圖8（a）和9（a）所示）相比，-70 ℃低溫斷口的疲勞條帶沒有顯著變化，表面形貌更趨向于光滑平坦的塑性特征（圖8（b）和圖9（b））。由此可見，隨著加載應力水平的提高低溫環境與鋁合金斷口的作用時間減少，表面凹凸不平和臺階狀小平面特征減弱，相反，大載荷加載下鋁合金斷口表面的疲勞條帶等塑性特征增加。此時，低溫環境對疲勞裂紋萌生的抑制作用降低，而循環載荷對疲勞裂紋萌生的加速效應增強，-70 ℃低溫相對25 ℃常溫疲勞壽命的變化量降低，這也從微觀機理角度解釋了2.1節中低溫疲勞性能實驗的相關結果。

圖 8 2524-T3疲勞裂紋萌生區斷口形貌（R = 0.06，Smax = 233 MPa）Fig. 8 Fractographic pictures for fatigue crack initiation of 2524-T3 aluminum alloy（R = 0.06，Smax = 233 MPa）（a）25 ℃，N = 3.71 × 104 cycle；（b）-70 ℃，N = 5.19 × 104 cycle

圖 9 7050-T7451疲勞裂紋萌生區斷口形貌（R = 0.5，Smax = 315 MPa）Fig. 9 Fractographic pictures for fatigue crack initiation of 7050-T7451 aluminum alloy（R = 0.5，Smax = 315 MPa）（a）25 ℃，N = 5.82 × 104 cycle；（b）-70 ℃，N = 7.47 × 104 cycle

按裂紋擴展的階段不同可劃分為擴展速率較低的裂紋穩定擴展區和擴展速率較高的裂紋快速擴展區，其中，裂紋穩定擴展區的加載應力強度因子較低，而裂紋快速擴展區的應力強度因子較高。圖3和表6中對于低溫裂紋擴展性能實驗結果顯示，高應力強度因子加載下低溫與常溫裂紋擴展速率差異減小，低溫對裂紋擴展抑制作用減弱。為此，選取與圖6和圖7相同應力比、高應力強度因子加載下的裂紋快速擴展區試樣斷口，觀察高應力強度因子下航空鋁合金斷口形貌（如圖10和圖11所示），從微觀機理角度分析低溫與循環載荷的相互作用對裂紋擴展行為的影響。

進一步對比2524-T3和7050-T7451鋁合金裂紋穩定擴展區（圖6和圖7）和裂紋快速擴展區（如圖10和圖11所示）斷口形貌，分析發現：（1）與裂紋穩定擴展區（圖6（b）和圖7（b））相比，快速擴展區中裂紋尖端應力強度因子較高，斷口表面出現大量塑性韌窩特征，而脆性沿晶特征減弱（圖10（b）和圖11（b）），與文獻[23-24]中研究結果相近；（2）與裂紋快速擴展區25 ℃常溫（圖10（a）和圖11（a））相比，-70 ℃低溫斷口的韌窩同樣密集連續，更符合塑性形貌（圖10（b）和圖11（b））。可以看到，隨著加載應力強度因子的提高，斷口表面的脆性沿晶特征減少，相反的，裂紋尖端在大應力強度因子下快速拉開，塑性韌窩特征顯著。此時，低溫環境引起的位錯滑移阻滯和裂紋曲折擴展降低，而循環載荷對裂紋擴展的促進作用加強，-70 ℃低溫相對25 ℃常溫裂紋擴展速率的變化量減小，從而從微觀角度解釋了低溫裂紋擴展行為實驗的相關結果。

圖 10 2524-T3裂紋擴展斷口形貌（R = 0.06，裂紋快速擴展區）Fig. 10 Fractographic pictures for crack propagation of 2524-T3 aluminum alloy（R = 0.06，crack rapid growth zone）（a）25 ℃；（b）-70 ℃

3 結論

（1）與25 ℃常溫相比，相同應力水平加載下2524-T3和7050-T7451鋁合金材料在-70 ℃低溫下的疲勞壽命提高，裂紋擴展速率降低；在低應力水平加載下，-70 ℃低溫疲勞壽命和裂紋擴展速率與25 ℃常溫差異明顯，低溫對航空鋁合金疲勞與裂紋擴展行為產生有益影響；而隨著應力水平提高，低溫疲勞壽命和裂紋擴展速率與常溫結果之間的差異減小。

（2）低溫下2524-T3和7050-T7451鋁合金斷口表面疲勞裂紋萌生區出現明顯的臺階狀小平面，使兩側斷面之間形成凹凸錯位，裂紋閉合程度提高，疲勞裂紋萌生和初期擴展困難。

（3）在裂紋擴展區，疲勞條帶和韌窩特征減弱，并出現明顯的沿晶特征。這說明裂紋尖端附近的位錯滑移不易發生，且在穿越晶界的過程中受到阻滯，裂紋趨向于沿著晶界曲折擴展，導致裂紋擴展速率降低，疲勞和裂紋擴展壽命延長。

（4）隨著加載應力水平提高，斷口表面疲勞裂紋萌生區的凹凸錯位緩解，裂紋擴展區沿晶特征減弱，而疲勞條帶和韌窩特征顯著，低溫對航空鋁合金疲勞裂紋萌生和擴展的抑制作用降低，對疲勞壽命和裂紋擴展速率的有益影響減弱。