航空用Al-Cu-Mg鋁合金疲勞行為研究-論文.pdf

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1、第34卷第1期航空材料學(xué)報(bào)Vo1．34，No．12014年2月JOURNALOFAERONAUTICALMATERIALSFebruary2014航空用AI-Cu—Mg鋁合金疲勞行為研究劉銘，張坤，戴圣龍，黃敏，伊琳娜(北京航空材料研究院，北京100095)摘要：采用軸向加載疲勞試驗(yàn)方法，研究了航空用2124．T851鋁合金板材不同取樣方向、試樣形式以及實(shí)驗(yàn)應(yīng)力比下的疲勞性能；并通過金相顯微鏡(OM)、掃描電鏡(SEM)和透射電鏡(TEM)分析了該合金的顯微組織和疲勞斷口形貌。結(jié)果表明：2124-T851

2、鋁合金板材具有良好的耐疲勞損傷性能，疲勞極限隨應(yīng)力比的增加而增大；缺口的存在大大降低了材料的疲勞極限，光滑試樣(K。=1)的疲勞極限大約是缺口試樣(K。=3)的2倍；板材橫向疲勞極限高于縱向疲勞極限，且應(yīng)力比越小差異越大。斷口形貌具有典型的疲勞斷口特征，由疲勞源區(qū)、疲勞裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)和快速斷裂區(qū)三部分組成，裂紋萌生一般位于表面夾雜或缺口等缺陷引起的應(yīng)力集中處。關(guān)鍵詞：鋁合金；疲勞性能；疲勞裂紋擴(kuò)展；斷口形貌doi：10．3969／j．issn．1005-5053．2014．1．013中圖分類號：TG146

3、．21文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A文章編號：1005-5053(2014)01-0076-062124鋁合金是在2024合金基礎(chǔ)上降低Fe、Si鋁合金的高周疲勞與疲勞裂紋擴(kuò)展性能進(jìn)行了研雜質(zhì)含量并采用特殊工藝發(fā)展起來的，屬于第三代究，嚴(yán)芳芳等¨對2124鋁合金全范圍裂紋擴(kuò)展速高純鋁合金，具有優(yōu)良的高溫性能和較好的斷裂韌率表達(dá)式進(jìn)行了探討，但均未考慮合金受力方向、存性和抗疲勞性能，主要用來生產(chǎn)T351和T851狀態(tài)在缺陷以及不同疲勞載荷形式對疲勞性能的影響。的厚板，是西方國家目前在役飛機(jī)的主體結(jié)構(gòu)本工作針對2124鋁合金

4、厚板，研究了該合金不同取材料之一，廣泛用于機(jī)身加強(qiáng)隔框、機(jī)翼蒙皮壁板、樣方向、試樣形式以及實(shí)試驗(yàn)應(yīng)力比等對材料疲勞機(jī)翼桁條等主承力結(jié)構(gòu)件。。隨著新一代飛機(jī)耐損傷性能的影響，并對疲勞斷口進(jìn)行分析，從而獲得久性／損傷容限設(shè)計(jì)思想的發(fā)展，對機(jī)體主要結(jié)構(gòu)的較全面的疲勞性能。減重效率、耐損傷性能以及低成本的要求13益提高，2124鋁合金作為主體結(jié)構(gòu)材料，其疲勞耐損傷性能1實(shí)驗(yàn)材料及方法成為關(guān)注的重點(diǎn)。國內(nèi)外對2124鋁合金各種力學(xué)性能、微觀組織以及熱處理工藝等進(jìn)行了廣泛研1．1實(shí)驗(yàn)材料究，但在疲勞損傷性能方面報(bào)道較

5、少，RLapo-實(shí)驗(yàn)材料為東北輕合金(有限)責(zé)任公司提供的vokⅢ研究了等通道轉(zhuǎn)角擠壓(Equalchannelangu．855mm厚2124一T851板材，熱處理工藝為498~C固溶1arextrusion，簡稱ECAE)制成的2124鋁合金的組水淬，2％冷變形之后190~C時(shí)效，化學(xué)成分見表1，不織及疲勞性能，LiXue等對軋制生產(chǎn)的2124．T851同方向(縱向L，橫向LT，高向sT)拉伸性能見表2。表12124鋁合金的化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)／％)Table1Thecompositionof2124Al

6、uminumalloy(massfraction／％)1．2試樣收稿Et期：2013—09-03；修訂13期：2013·11—20疲勞試樣采用了兩種試樣形式：光滑疲勞試樣作者簡介：劉銘(1982一)，女，博士，工程師，主要從事航空(K=1)，缺口疲勞試樣(應(yīng)力集中系數(shù)K=3)，試鋁合金的研究工作(E—mail)mingliu5753@163．com。樣形式如圖1和圖2所示。第1期航空用Al—Cu-Mg鋁合金疲勞行為研究77限or見表3，疲勞極限對比見圖4。可以看出，2124．T851鋁合金板材具有良好的耐

7、疲勞損傷性能；在相同取樣方向和應(yīng)力集中系數(shù)下，板材疲勞極限隨應(yīng)力比的增加而增大，對于L向，R=0．06和0．5時(shí)的疲勞極限分別大約是R=一1時(shí)的1．7倍和2．8倍，對于LT向，R=0．06和0．5時(shí)的疲勞極圖1光滑疲勞試樣(K=1)示意圖限分別大約是R=一1時(shí)的1．7倍和2．3—2．5倍；Fig．ISchematicdiagramofsmooth在相同取樣方向和應(yīng)力比下，板材光滑試樣(K．=fatiguespecimens(K：1)1)的疲勞極限大約是缺口試樣(K．=3)疲勞極限的2倍，表明缺口的存在大大

8、降低了材料的疲勞極限；在相同應(yīng)力集中系數(shù)和應(yīng)力比下，板材橫向疲勞極限高于縱向疲勞極限且應(yīng)力比越小，差異越大，R=一I和0．06時(shí)橫向的疲勞極限約是縱向的1．2倍，R=0．5時(shí)橫向和縱向的疲勞極限相當(dāng)，表明在較高圖2缺口疲勞試樣(K=3)示意圖應(yīng)力比下，取樣方向?qū)ζ谛阅艿挠绊戄^小。Fig．2Schematicdiagramofnotched表32124鋁合金板材疲勞極限fatiguespecimens(K=3)Table3Fa