2E12-T3鋁合金蒙皮環向對接結構的疲勞性能

彭 航，秦劍波，張彥軍

(航空工業第一飛機設計研究院，西安 710089)

0 引 言

隨著新一代飛機耐久性/損傷容限設計思想的發展，飛機機體主要結構的可靠性、安全性以及可維修性等性能要求的日益提高，具有高抗疲勞性能、高斷裂韌度和低疲勞裂紋擴展速率的新型耐久性/損傷容限鋁合金材料的開發和應用迫在眉睫。2524鋁合金是在2024鋁合金的基礎上發展起來的，其靜強度水平與2024鋁合金基本相當，但斷裂韌性和抗疲勞裂紋擴展能力明顯提高[1]。2E12鋁合金則是國內在2524鋁合金的基礎上研發而來的，屬于高純的鋁-銅-鎂系合金，應用于飛機結構可明顯提高飛機使用壽命[2]，延長檢查間隔。目前有關2524鋁合金和2E12鋁合金疲勞性能的研究較多。謝偉等[3]研究了2524-T3鋁合金鉚釘填充锪窩孔在典型應力比、不同載荷水平下的疲勞性能；劉義倫等[4]研究了不同應力比對2524-T3鋁合金疲勞裂紋擴展速率的影響；王丹超[5]通過與同系2A12鋁合金的對比研究了2E12鋁合金軋制板的疲勞性能；劉崗等[6]研究了2E12鋁合金在不同應力水平下的疲勞性能以及疲勞裂紋擴展速率；杜鳳山等[7]研究了室溫大氣環境下不同應力比和不同應力集中系數條件下2E12鋁合金的高周疲勞性能；楊勝等[8]研究了溫度因素對2E12鋁合金疲勞壽命及斷裂機制的影響；周明哲[9]研究了固溶處理、形變處理、電場時效處理以及熱效應等對2E12鋁合金疲勞性能的影響規律。然而，關于2E12鋁合金的疲勞性能研究大部分采用元件級結構開展，針對2E12鋁合金飛機蒙皮環向對接等真實飛機結構的疲勞性能研究相對較少。作者利用有限元方法確定了2E12鋁合金蒙皮環向對接結構的疲勞薄弱位置；對2E12鋁合金蒙皮環向對接結構進行疲勞試驗，分析了其疲勞破壞位置和斷口形貌；采用細節疲勞額定值(DFR)法[10-12]計算得到2E12-T3鋁合金環向對接結構的試驗DFR，并與2024-T3鋁合金對接結構的DFR進行對比。

1 有限元模擬及理論DFR計算

1.1 有限元模擬

選用飛機上常見的蒙皮環向對接結構進行研究，該結構如圖1所示，左右兩端分別模擬機身前后蒙皮，通過鉚釘將中間的平面矩形帶板與左右蒙皮連接起來。蒙皮長330 mm，寬150 mm，過渡圓角半徑為120 mm；平面矩形帶板長150 mm，寬150 mm。左右蒙皮和平面矩形帶板的厚度均為2.5 mm，材料均為2E12-T3鋁合金；鉚釘材料為2A10鋁合金，鉚釘直徑為5 mm，間距為20 mm，排距為20 mm，在蒙皮處劃窩。

圖1 蒙皮環向對接結構示意Fig.1 Diagram of skin circumferential docking structure

建立蒙皮環向對接結構有限元模型，如圖2所示。對鉚釘建立實體單元，材料彈性模量為71 000 MPa，泊松比為0.33；鉚釘與蒙皮以及平面矩形帶板之間設置接觸。所有單元均采用六面體八節點減縮積分單元(C3D8R)，孔邊兩倍孔直徑范圍內的網格進行局部加密。根據結構受力特點，將左側蒙皮固定，右側蒙皮施加150 MPa的均布拉伸應力。

圖2 蒙皮環向對接結構有限元模型Fig.2 Finite element model of skin circumferential docking structure

切向應力對于疲勞裂紋的形成有著非常重要的作用[13-14]。有限元計算結果表明，在150 MPa的均布拉伸應力作用下，端部釘蒙皮處的載荷最大。因此，重點關注此處的切向應力分布。端部釘孔邊(選其一)切向應力典型分布見圖3，局部坐標系原點位于孔中心蒙皮與平面矩形帶板貼合面上，x為對接結構長度方向，y為對接結構寬度方向，z為對接結構厚度方向。由圖3可見，在拉伸應力作用下，最大切向應力位于蒙皮與平面矩形帶板貼合面處的蒙皮孔壁處，并且應力值呈扇形向外不斷減小，此處為結構的疲勞薄弱部位。

圖3 蒙皮環向對接結構端部釘孔邊切向應力分布Fig.3 Tangential stress distribution on edge of nail hole at end of skin circumferential docking structure

1.2 危險部位理論DFR計算

由有限元分析結果可知，蒙皮環向對接結構上兩排端部釘孔處蒙皮與矩形帶板貼合面且與加載方向垂直的蒙皮孔壁為疲勞薄弱部位。一般而言，危險部位由結構形式決定，與材料關系不大。基于2024-T3鋁合金材料，計算危險部位的理論DFR[15]，計算公式為

DDFR=DDFR,base×A×B×C×D×E×

U×Rc

(1)

DDFR,base=DDFR,base0×θ×ψ

(2)

按照鉚接不穩定單剪接頭確定的載荷傳遞系數計算公式為

(3)

式中：R1為端部釘載荷之和；P為總載荷；S為端部釘的間距，取20 mm；t為端部釘處的厚度，取2.5 mm；d為端部釘的平均直徑，取5 mm。

(4)

(5)

(6)

式中：Ws為帶板寬度，25 mm；ts為帶板厚度，2.5 mm；tp為蒙皮厚度，2.5 mm；Wp為蒙皮寬度，25 mm；Es為帶板的彈性模量，71 000 MPa；Ep為蒙皮的彈性模量，71 000 MPa；S為鉚釘間距，20 mm；Kdc為鉚釘材料修正系數；t1為較薄板的厚度；t2為較厚板的厚度；D為鉚釘直徑，5 mm。

聯立式(1)～(6)，計算得到2024-T3鋁合金蒙皮環向對接結構危險部位的理論DFR為69.5 MPa。

對照組應用疝環充填式疝修術：去下腹斜切口，逐層切開腹外斜肌腱膜，分離上下兩片腹外斜肌腱膜，顯露聯合腱，并切開提睪肌以及精索內筋膜，分開疝囊周圍組織，高位結扎疝囊，并進行完整封閉疝囊重建，最后縫合切口。

2 試驗方法及結果

2.1 試驗方法

在MTS250型標準疲勞試驗機上進行疲勞試驗，為防止對接結構試樣出現彎曲，在其中間部位安裝防彎夾具。由上下夾頭夾持試樣兩端施加疲勞載荷，如圖4所示。試驗載荷譜為等幅譜，應力比R為0.06，波形為正弦波，試驗頻率為3 Hz，疲勞峰值載荷為32 kN(對應蒙皮等直段參考應力為150 MPa)。試驗結束后，采用Quanta-400型掃描電鏡觀察典型破壞試樣的斷口形貌。

圖4 對接結構試樣安裝及加載示意Fig.4 Installation and loading diagram of docking structure sample

2.2 試驗結果

由圖5可以看出，對接結構試樣均在蒙皮處發生疲勞破壞，且均在端部一排釘處破壞。觀察各試樣的宏觀斷口，在多個孔邊均可以觀察到明顯的疲勞裂紋源，且疲勞裂紋源位于蒙皮非劃窩一側。典型的宏觀斷口形貌如圖6所示。對接結構試樣的失效模式均為疲勞斷裂，斷裂機理為孔邊角疲勞裂紋擴展并與周邊裂紋連通，當該處材料不滿足剩余強度要求時，便發生靜載破壞；斷口所處位置基本都在孔的橫截面上。

圖5 部分對接結構試樣疲勞破壞后的宏觀形貌Fig.5 Macromorphology of some docking structure samples after fatigue failure

由圖6可以看出：蒙皮環向對接結構試樣邊緣的端部孔裂紋擴展時，先是呈現平整的疲勞裂紋擴展面，當裂紋接近試樣邊緣一定距離時，裂紋擴展區域與自由邊連通，連通面呈典型的靜載破壞斷口形貌；當試樣中間的端部孔裂紋擴展時，同樣先是呈平整的疲勞擴展面，當兩個孔邊裂紋擴展至較近距離時，裂紋擴展區域連通，連通面同樣呈現典型的靜載破壞斷口形貌。所有試樣的疲勞裂紋擴展面都較為平整，擴展面在厚度方向的兩側有條靜載斷面線，靜載斷面為45°斜削面。

圖6 對接結構試樣疲勞破壞的典型宏觀斷口形貌Fig.6 Typical macroscopic fracture morphology of docking structure sample after fatigue failure

由圖7可以看出：蒙皮環向對接結構試樣的疲勞斷口可分為位于孔邊的疲勞裂紋源、呈扇形的疲勞裂紋擴展區和瞬斷區3個區域；疲勞裂紋擴展區存在相互平行、具有規則間距且略呈彎曲的疲勞條帶以及少量的韌窩；瞬斷區存在大量大小不一的韌窩以及空洞，瞬斷區呈現出靜力拉斷的典型特征[2]。

圖7 對接結構試樣典型的疲勞斷口微觀形貌Fig.7 Typical fatigue fracture micromorphology of docking structure sample: (a) low magnification morphology; (b) enlargement of crack propagation zone and (c) enlargement of instantaneous zone

3 疲勞壽命及試驗DFR

假定疲勞壽命服從雙參數韋布爾分布，其分布函數為

(7)

式中：F(N)為分布函數；N為疲勞壽命；β為特征壽命；α為形狀參數。

具有95%置信度、95%可靠度的疲勞壽命，簡稱雙95%疲勞壽命的計算公式[12-13]為

(8)

式中：N95/95為雙95%疲勞壽命；ST為試樣系數；SR為可靠性系數；SC為置信系數。

疲勞試驗采用等幅譜加載方式，蒙皮環向對接結構試樣的數量為14個，每個試樣均包括2個蒙皮結構和1個平面矩形帶板，由文獻[15]查得ST為1.3，SR為2.1，SC為0.86。

當試驗全部結束后，特征壽命β的計算公式為

(9)

式中：n為試樣數量，14個；Ni為試驗測得的疲勞破壞循環次數；α為形狀參數，鋁合金結構取4.0。

表1為14個有效試樣的疲勞試驗破壞循環次數。將表1中的數據代入式(9)，計算得到特征壽命；將特征壽命和ST，SR，SC代入式(8)，計算得到雙95%疲勞壽命為60 998周次。

表1 蒙皮環向對接結構試樣的疲勞破壞循環次數

試驗DFR的計算公式為

DDFR,t=

(10)

(11)

式中：DDFR,t為試驗DFR；σm0為應力幅為0時的破壞應力，取310 MPa；σmax為最大正應力，取150 MPa；Sl為S-N(應力-壽命)曲線的斜度參數，取2。

將各參數代入式(10)和式(11)，計算得到2E12-T3鋁合金的試驗DFR為79.2 MPa。對比前文基于2024-T3鋁合金計算的理論DFR(69.5 MPa)可知：基于國產2E12-T3鋁合金的蒙皮環向對接結構的DFR明顯高于基于進口2024-T3鋁合金的DFR，提升了約13.9%，與文獻[1]中2524-T3鋁合金的疲勞強度相比于2024-T3鋁合金提升約10%的結果相近，說明國產2E12-T3鋁合金的疲勞性能與2524-T3鋁合金相當。

4 結 論

(1) 試驗得到2E12-T3鋁合金蒙皮環向對接結構試樣的疲勞破壞部位均位于蒙皮端部釘孔處，與有限元分析得到的結構薄弱部位一致。

(2) 疲勞裂紋萌生于蒙皮與帶板貼合面且與加載方向垂直的蒙皮孔壁上，呈扇形向外擴展，裂紋擴展區存在相互平行、具有規則間距略呈彎曲的疲勞條帶和少數韌窩，瞬斷區存在大量大小不一的韌窩以及空洞。

(3) 國產2E12-T3鋁合金蒙皮環向對接結構的試驗DFR為79.2 MPa，比2024-T3鋁合金結構的理論DFR提高了約13.9%，2E12-T3鋁合金的疲勞性能與2524-T3鋁合金相當。