２０１２年６月 第２６卷第２期 南昌航空大学学报（自然科学版） ＪＯＵＲＮＡＬ ＯＦ ＮＡＮＣＨＡＮＧ ＨＡＮＧＫＯＮＧ ＵＮＩＶＥＲＳＩＴＹ（ＮＡＴＵＲＡＬ ＳＣＩＥＮＣＥＳ） ６Ａ０２铝合金材料的疲劳微裂纹扩展研究 邢 玮 （１．中国９１８６７，浙江义乌孔光明 李旭东 青岛２６６０４１） ３２２０００；２．海军航空工程学院，山东［关键词】６Ａ０２铝合金；微裂纹；腐蚀系数；裂纹扩展；腐蚀疲劳 ［摘要］通过对６Ａ０２铝合金试验件进行ＳＥＭ原位观测实验，研究了其微裂纹扩展规律：对无腐蚀条件下西谷弘信裂纹扩展 公式进行了修正；通过引入腐蚀系数来反映腐蚀对６Ａ０２铝合金材料试验件的微裂纹扩展速率的影响，得到了腐蚀系数与腐 蚀年限、加载应力的数学关系。 【中图分类号］ＴＵ５１２．４ ［文献标志码］Ａ ［文章编号］１００１—４９２６【２０１２）０２—００７５—０５ Ｓｔｕｄｙ ｏｎ ｔｈｅ Ｆａｔｉｇｕｅ Ｓｍａｌｌ Ｃｒａｃｋｉｎｇ Ｂｅｈａｖｉｏｕｒ ｏｆ ６Ａ０２ Ａｌｕｍｉｎｕｍ Ａｌｌｏｙ ＸＩＮＧ Ｗｅｉ ＫＯＮＧ Ｇｕａｎｇ—ｒｕｉｎｇ ＬＩ Ｘｕ—ｄｏｎｇ （１．Ｎａｖａｌ ９１８６７ Ｕｎｉｔ，Ｙｉｗｕ，ＺｈｅＪｉａｎｇ ３２２０００，Ｃｈｉｎａ；２．Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆＮａｖａｌ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｑｉｎｇｄａｏ，Ｓｈａｎｄｏｎｇ ２５６０４１，Ｃｈｉａ）ｎ Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：６Ａ０２ ａｌｕｍｉｎｕｍ ａｌｌｏｙ；ｓｍａｌｌ ｃｒａｃｋ；ｃｏｒｒｏｓｉｖｅ ｆａｃｔｏｒ；ｃｒａｃｋ ｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎ；ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ ｆａｔｉｇｕｅ Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｒｏｕｇｈ ＳＥＭ ｉｎ—ｓｉｔｕ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ ｏｆ ６Ａ０２ ａｌｕｍｉｎｕｍ ａｌｌｏｙ ｔｅｓｔ ｐｉｅｃｅｓ，ｔｈｅ ｓｍａｌｌ ｃｒａｃｋ ｇｒｏｗｔｈ ｌａｗ ｗａｓ ｓｔｕｄｉｅｄ Ｔｈｅ Ｎｉｓｉｔａｎｉ Ｈ．ｆｏｒｍｕｌａ ｆｏｒ ｃｒａｃｋ ｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎ ｗａｓ ｃｏｒｒｅｃｔｅｄ ｕｎｄｅｒ ｔｈｅ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ ｏｆ ｎｏ ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ．Ｔｈｅ ｅｆｆｅｃｔ ｏｆ ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ ｗａｓ ｅｍｐｈａｓｉｚｅｄ ｏｎ ｓｍａｌｌ ｃｒａｃｋ ｇｒｏｗｔｈ ｒａｔｅ ｏｆ ６Ａ０２ ａｌｕｍｉｎｕｍ ｔｅｓｔ ｐｉｅｃｅｓ ｂｙ ｉｎｔｒｏｄｕｃｉｎｇ ｃｏｒｒｏｓｉｖｅ ｆａｃｔｏｒ．Ｔｈｅ ｆｉｔｔｉｎｇ ＣＨＩＶｅ ｂｅｔｗｅｅｎ ｃｏｒｒｏｓｉｖｅ ｆａｃｔｏｒ ａｎｄ ｔｉｍｅ ａｎｄ ｌｏａｄｉｎｇ ｓｔｒｅｓｓ ｗａｓ ｒｅｖｅａｌｅｄ． 引 言 铝合金作为一种优良的结构材料，广泛应用于 １ ＳＥＭ原位试验 为了研究腐蚀对于疲劳裂纹萌生和扩展行为的 航空航天等领域。我用飞机使用的主体材料 影响，采用带有液压伺服疲劳加载设备的扫描电镜 中，铝合金材料占７０％左右，用于机身蒙皮、框、机 原位观测研究方法（ＳＥＭ ｉｎ—ｓｉｔｕ ｓｔｕｄｙ），对预腐蚀试 翼壁板、翼梁缘条、纵横受力构件、加强型材等…。 件一边进行疲劳加载，一边进行局部小尺度缺陷演 铝合金材料在使用过程中，由于疲劳作用力的影响 化过程的实时观测。本方法克服了传统研究手段无 会遭受到损伤，其结构的力学性能会大大降低，甚至 法实时追踪疲劳短裂纹的萌生与扩展行为，导致难 在不知情的情况下会导致构件的断裂，出现机毁人 以揭示预腐蚀条件下试样疲劳失效机制的 ６。］。 亡的灾难性事故心 。因此，有必要研究铝合金疲 弊端＿劳裂纹扩展问题。 ［收稿日期］２０１２—０４—２５ ［修回日期］２０１２—０５—１０ ［作者简介］邢玮（１９８６一），男，中国９１８６７工程师，硕士。主要研究方向：飞机结构的腐蚀疲劳。 ７８ ２０１２年６月 第２６卷第２期 ６Ａ０２铝合金材料的疲劳微裂纹扩展研究 Ａ和Ｂ是两个材料常数。从公式（３）可知，Ｎ 与ｌｎＺ是一种线性关系，通过表２数据绘制的Ｎ与 １ｎｆ图像如图４所示。 拟合参数 １／Ａ ａ 表３修正公式拟合结果 均值 １６４６．７６５２５ １．２２０１９ 误差范围 ±１３０２５３９ ．从图４的变化趋势来看，对数裂纹长度与疲劳 寿命的变化关系很明显不是线性关系，所以西谷弘 信公式需要修正。 ±０．６１５９４ 拟合曲线相关性 ０．９６５３ 由文献［９］可知，初始主裂纹的规定是根据探 测手段的精确程度确定的，但是对于裂纹从缺ＬＩ处 的滑移到裂纹的形成是一个动态过程，确切地定义 初始主裂纹长度有一定的困难。规定初始主裂纹长 度为４ ｍ，则其对应的寿命可认为主裂纹萌生寿命 为３３３５６ｃｙｃｌｅ。由公式（２）进行变形可得到 ｄ（￡一ａ０）／ｄＮ＝Ａ（ｆ一００） 靛衽 （４） ０ ２０ ４０ ６０ 舳 １００ １２０ 式中， 。为初始主裂纹的长度。将公式（４）右边非 主裂纹长与初始主裂纹差值 图５修正后的西谷弘信公式拟合 零化即得到修正后的西谷弘信公式： ｄ（ｚ一０ｏ）／ｄＮ＝Ａ（ｆ—ｎ。＋ｎ） （５） Ａ ｘ。代表主裂纹形成时的扩展速率，。。为初始主裂 ３腐蚀影响下的微观裂纹扩展规律 纹长度，所以有： 在腐蚀环境的影响下，裂纹的扩展寿命大大降 』 ５１／（ｚ一口ｏ＋Ⅱ）ｄ（ｚ一００）＝』￣ｏＡｄＮ （６） 其中，Ⅳ０为主裂纹的形成寿命。由公式（６）变形 得到： 低。为了考虑腐蚀对６Ａ０２材料试验件的裂纹扩展 影响，引入腐蚀系数Ｂ，规定初始主裂纹的长度为 Ｎ＝ｉｎ（ｚ一口。＋０）／Ａ—ｌｎ（ｎ）／４＋＾／ｎ （７） ４５／ｚｍ，通过试验测得应力为２２０ＭＰａ、２４０ＭＰａ、 代人表２中数据，得到拟合结果如图５和表３所示。 ２５０ＭＰａ条件下腐蚀７年、１５年、１９年的试验件疲劳 寿命以及裂纹长度。如表４所示。 表４裂纹稳定扩展阶段的裂纹长度与寿命 腐蚀年限／年 应力／ＭＰａ ２２０ ７ ２４０ ２５０ ２２０ １５ ２４０ ２５０ ２２０ 主裂纹 ｍ ４５ ４５ ４５ ４５ ４５ ４５ ４５ 疲劳寿￣／ｃｙｃｌｅ １５６ １４３ １４２ １３２ １２８ １２２ １４１ ５０ ５５ ５３ ５７ ５５ ５３ ５５ ６５ ６６ ６４ ６９ ６６ ６４ ７ｌ ９２ ８８ ９０ ８４ ８０ ９０ ９５ ５５６８ ６０４４ ７６８２ ８２３４ ９０１５ ４９９６ ６６７４ ６９９７ ７６７８ ８３１４ ４０３０ ５５４３ ５７８６ ６６９８ ７６６３ ２４６７ ３１２２ ４０４９ ４ｌ３７ ４９６７ ２２１３ ３００２ ３７６８ ４０４７ ４８８０ ２０１９ ２８８７ ３４４８ ３９７ｌ ４５ｌ２ ７４２ １４６５ １９２８ １９４６ ２ｌＯ１ １９ ２４０ ２５０ ４５ ４５ ５５ ５３ ６６ ６４ ９０ ８５ ｌ３３ １２７ ６８１ ６４３ １４０４ １７３８ １４３１ １６７７ ｌ８０４ １９９８ １７７２ １９０３ 奄量巍官击謦学报 Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｎａｎｃｈａｎｇ Ｈａｎｇｋｏｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ 自然科学版………・Ｎａｔｕ ｒａｌ Ｓｃｉｅｎｃｅｓ ２０１２年６月 第２６卷第２期 ６Ａ０２铝合金材料的疲劳微裂纹扩展研究 ７９ 腐蚀环境下的西谷弘信裂纹扩展公式为： ｄ（ｚ—ａ。）／ｄＮ＝犀 （ｆ—ａｏ＋ａ） （８） 同理得到不同应力水平下，腐蚀年限与腐蚀系数之 间的斜率，求得斜率与应力的关系如图７所示。 进一步积分得到： 卢＝ 将表４中的数据代人公式（９），得到ｐ计算结 果。如图６所示。得到试验应力为２２０ ＭＰａ时，腐 蚀系数的拟合方程：当ｔ＞０时， ＝０．１９２２ｔ＋１．２４４； 当ｔ＝０时， ：１。 ２１０ ２２０ ２３０ ２４０ ２５０ ２６０ 仃／Ｍｐａ 图７腐蚀年限与腐蚀系数之间的斜率 与加载应力的拟合曲线 综上所述，腐蚀系数ｐ符合关系式：Ｊ８＝缸＋１， 当ｔ＝０时， ＝１，经上述数据计算得到不同应力下 的斜率ｋ，线性拟合如上图，则腐蚀系数求解式为： ＝（一１．０２９５１＋０．Ｏ０５７ｔｒ）ｔ＋１ ４结图６腐蚀系数的拟合曲线 论 代入公式（９）得到： ｄ（ｆ—ａ０）／ｄⅣ＝（０．１９２２ｔ＋１．２４４）Ａ（ｆ一００＋ａ） （１０） １）加入非线性因子ａ，对西谷弘信公式进行非 线性修正； ２）通过引入腐蚀系数来反映腐蚀对６Ａ０２铝合 金材料试验件小裂纹扩展速率的影响，得到了腐蚀 环境下西谷弘信裂纹扩展修正公式； …， 积分求得疲劳寿命计算式： Ⅳ： ０ １９２２ｔ～ （ １ ２４４ ＋Ｎｏ． ＋． ）Ａ。 ３）计算得到了腐蚀系数与腐蚀年限、加载应力 的数学关系。 【参考文献】 ［１］穆志韬．海军飞机结构腐蚀损伤规律及使用寿命研究［Ｄ］．北京：北京航空航天大学，２００１． １ ２］Ｂｒｏｏｋｓ Ｃ Ｌ，Ｓｉｍｐｓｏｎ Ｄ．Ｉｎｔｅｇｒａｔｉｎｇ Ｒｅａｌ扎 Ａｇｅ Ｄｅｇｒａｄａｔｉｏｎ ｉｎｔｏ ｔｈｅ Ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ Ｉｎｔｅｇｒｉｔｙ Ｐｒｏｃｅｓｓ［Ｃ］．Ｃｏｆｆｕ，Ｇｒｅｅｃｅ：Ｐｒｏｃｅｅｄ— ｉｎｇｓ ＡＧＡＲＤ Ｗｏｒｋｓｈｏｐ ｏｎ Ｆａｔｉｇｕｅ ｉｎ ｔｈｅ Ｐｒｅｓｅｎｃｅ ｏｆ Ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ１９９８：１９５—２０７． ，［３］陈跃良．腐蚀对现役飞机结构剩余强度的影响［Ｄ］．西安：西北工业大学，２００４：２－８． ［４］Ｊｏｎｅｓ Ｒ．，Ｍｏｌｅｎｔ Ｌ，Ｐｉｔｔ Ｓ．Ｓｔｕｄｙ ｏｆＭｕｌｔｉ—ｓ Ｄａｍａｇｅ ｏｆＦｕｓｅｌａｇｅ Ｌａｐ Ｊｏｉｎｔｓ［Ｊ］．Ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ ａｎｄ Ａｐｐｌｉｅｄ Ｆｒａｃｔｕｒｅ Ｍｅｃｈａｎｉｃｓ， １９９９，３２（１）：８１—１００． （下转第９９页） ２０１２年６月 带帽单桩水平荷载作用下工作性状数值模拟 ９９ 第２６卷第２期 【参考文献】 ［１］苏栋，李相崧．水平多向荷载下桩土相互作用初探［Ｊ］．岩土力学，２００８，２９（３）：６０３—６０８． ［２］陈祥，孙进忠，蔡新滨．基桩水平静载试验及内力和变形分析［Ｊ］．岩土力学，２０１０，３１（３）：７５３—７５９． ［３］张磊，龚晓南，俞建霖．水平荷载单桩计算的非线性地基反力法研究［Ｊ］．岩土工程学报，２０１１，３３（２）：３０９—３１４． ［４］屠毓敏，俞亚南．刚性桩复合地基水平承载力特性［Ｊ］．岩土力学，２００７，２８（１１）：２３２９—２３３２． ［５］雷金波．带帽刚性桩复合地基荷载传递机理研究［Ｊ］．岩土力学，２００７，２８（８）：１６４３—１６４９． ［６］何良德，陈志芳，徐泽中．带帽ＰＴＣ单桩和复合地基承载特性试验研究［Ｊ］．岩土力学，２００６，２７（３）：４３５—４４１． ［７］雷金波，姜弘道，郑云扬，等．带帽桩复合地基桩土应力比的计算及影响因素分析［Ｊ］．岩土工程学报，２００５，２７（１１）：１３００—１３０５ ［８］张忠苗．桩基工程（第一版）［Ｍ］．北京：中国建筑工业出版社，２００７：２５６－２７１． ［９］雷金波，陈从新．带帽刚性桩复合地基现场足尺试验研究［Ｊ］．岩石力学与工程学报，２０１０，２９（８）：１７１３—１７２０． （上接第７９页） ［５］金平，杨晓华，姚卫星．腐蚀环境下ＬＣＡ铝合金疲劳累积损伤的竞争模型［Ｊ］．强度与环境，２００４：３１（２）：２８－３２． ［６］Ｍａｉｅｒ Ｈ．Ｊ．，Ｇａｂｏｒ Ｐ，Ｋａｒａｍａｎ Ｉ．Ｃｙｃｌｉｃ ｓｔｒｅｓｓ—ｓｔｒａｉｎ ｒｅｓｐｏｎｓｅ ａｎｄ ｌｏｗ—ｃｙｃｌｅｆａｔｉｇｕｅ ｄａｍａｇｅ ｉｎ ｕｌｔｒａｉｆｎｅ ｇｒａｉｎｅｄ ｃｏｐｐｅｒ［Ｊ］．Ｍａ－ ｔｅｒｉａｌｓ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ：Ａ，２００５，４１０－４１ １：４５７－４６１． ［７］Ｋｉｍ Ｋ．Ｃ．，Ｎａｍ Ｓ．Ｗ．Ｅｆｆｅｃｔｓ ｏｆＭｎ—ｄｉｓｐｅｒｓｏｉｄｓ ｏｎ ｔｈｅ Ｆａｔｉｇｕｅ Ｍｅｃｈａｎｉｓｍ ｉｎ ａｎ Ａ￡一ｚｈ一 Ａｌｌｏｙ［Ｊ］．Ｍａｔｅｒｉａｌｓ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ：Ａ，１９９８，２４４（２）：２５７—２６２． ［８］徐灏．机械手册［Ｍ］．北京：机械工业出版社，１９９１：３－２５８． ［９］王习术．材料力学行为试验与分析［Ｍ］．北京：清华大学出版社，２０１０：９５—１１８．
