王 磊 單勇峰 任俊剛 回 麗 周 松

1.沈陽航空航天大學機電工程學院，沈陽,1101362.沈陽航空航天大學航空制造工藝數(shù)字化國防重點學科實驗室，沈陽,1101363.東北大學機械工程與自動化學院，沈陽,110004

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攪拌摩擦修復2A12鋁合金的疲勞性能和裂紋擴展行為

王 磊1,2單勇峰1任俊剛3回 麗1,2周 松2

1.沈陽航空航天大學機電工程學院，沈陽,1101362.沈陽航空航天大學航空制造工藝數(shù)字化國防重點學科實驗室，沈陽,1101363.東北大學機械工程與自動化學院，沈陽,110004

對含預制裂紋的2A12鋁合金板進行攪拌摩擦修復試驗，并對修復后的試樣進行熱處理。對修復試樣與修復后熱處理試樣分別進行疲勞壽命與裂紋擴展試驗，研究其疲勞性能的變化。結果表明:熱處理可使修復試樣疲勞壽命延長34.79%，修復試樣與修復后熱處理試樣分別達到母材壽命的36.98%和49.89%，裂紋擴展速率均比母材的快，但修復后熱處理試樣裂紋擴展速率較修復試樣低。疲勞斷口顯示，母材裂紋源多萌生于表面或亞表面夾雜相，修復試樣與修復后熱處理試樣裂紋源多萌生于修復區(qū)和母材的界面，且裂紋源通常不止一處。穩(wěn)定擴展區(qū)修復試樣的修復區(qū)沒有河流花樣的解理面，而熱處理后試樣出現(xiàn)與母材類似的致密緊湊疲勞條帶。修復試樣瞬斷區(qū)中由大量細小的等軸韌窩組成，而修復后熱處理試樣韌窩大小不等，但分布均勻。

攪拌摩擦裂紋修復；疲勞；裂紋擴展；熱處理；斷口

0 引言

2A12鋁合金是一種性能優(yōu)越的高強度鋁合金，因其具有良好的導電性、延展性、耐腐蝕性而被廣泛應用于航空航天、機械制造、汽車、船舶等工業(yè)領域，多用于制作各種高負荷的零件和構件，如飛機上的骨架零件、蒙皮、隔框、翼肋等[1]。當工程構件隨著服役時間的延長，受外力沖擊、環(huán)境腐蝕等因素的影響，表面會產(chǎn)生各種各樣的微裂紋或類裂紋損傷，這些損傷最終會發(fā)展為導致結構破壞的宏觀裂紋。裂紋繼續(xù)擴展后，最終可導致構件或結構的斷裂破壞。消除材料在加工制造和使用中產(chǎn)生的裂紋，是提高工程構件使用可靠性及安全性的重要途徑。

關于裂紋修復與愈合的研究主要集中于陶瓷、混凝土與玻璃等脆性材料[2-4]，一些復合材料與聚合物也已經(jīng)可以實現(xiàn)裂紋的自我修復[5-7]。在某些大型鍛件生產(chǎn)中發(fā)現(xiàn)，經(jīng)過長時間保溫后，其中部分孔隙性缺陷可以實現(xiàn)自修復，但僅局限于微觀尺度的缺陷[8-9]，而金屬材料一旦出現(xiàn)宏觀尺度的裂紋，往往是無法自動修復的。HOSOI等[10]通過在疲勞裂紋尖端施加高密度電流后發(fā)現(xiàn)裂紋出現(xiàn)閉合，但是修復后隨著載荷的持續(xù)，裂紋擴展速率與未修復試樣基本相當。MURRAY等[11]對電火花加工造成的表面裂紋施加電子束輻照使裂紋愈合，但是在表面會形成對腐蝕環(huán)境敏感的凹坑。ZHENG等[12]提出了一種利用電化學修復裂紋的新方法，但在裂紋中部的修復界面處發(fā)現(xiàn)了孔洞。目前裂紋修復的可選方法較多，但總體來說修復效果還不理想。由此，探索裂紋修復新方法，尤其是找到一種工程裂紋高效、高質量的修復方法，成為各研究與維修部門關注的焦點。

攪拌摩擦焊工藝是自激光焊接問世以來最引人注目的焊接方法，它的出現(xiàn)使鋁合金等有色金屬的連接技術發(fā)生重大變革[13]。這種新型的固相連接技術避免了傳統(tǒng)熔化焊的缺陷，且具有低能耗、焊接過程無煙塵與飛濺、無需保護氣體和焊后殘余應力小等優(yōu)點，特別適用于鋁合金的焊接，這種工藝為鋁合金的裂紋修復提供了新的思路。利用攪拌摩擦焊接技術能夠得到由動態(tài)再結晶的細小等軸晶粒組成的焊核區(qū)，因此，采用特殊設計的攪拌摩擦修復工具，借助其摩擦與頂鍛作用使裂紋附近的材料達到熱塑性狀態(tài)，利用修復工具的旋轉與攪拌作用帶動熱塑性材料流動轉移與再結晶，可實現(xiàn)對裂紋處的填補修復。

本課題組在前期的攪拌摩擦裂紋修復工藝研究中，通過大量的修復工藝試驗，已經(jīng)掌握了2A12鋁合金裂紋修復最優(yōu)工藝區(qū)間，本文以含預制裂紋2A12鋁合金為研究對象，探討其修復后疲勞壽命提升情況和裂紋擴展速率，以及修復后熱處理對2A12鋁合金性能的影響。

1 試驗材料與方法

攪拌摩擦裂紋修復示意圖見圖1，修復試驗使用的材料為4 mm厚的2A12-T4鋁合金軋制板材，尺寸為430 mm×320 mm×4 mm。用線切割方法沿板材中心線預制寬約0.5 mm、深約1 mm的長直表面裂紋。攪拌摩擦修復設備選用FSW-3LM-4012寬幅小型攪拌摩擦焊系統(tǒng)。試驗選取無攪拌針的、軸肩內置環(huán)形凹槽的攪拌頭，軸肩直徑為15 mm，攪拌頭傾角為2.5°。修復工藝為：進給速度110 mm/min、主軸轉速700 r/min、下壓量0.2 mm。修復后，選取一半試樣進行熱處理，工藝如下：在360 ℃下進行退火處理，保溫60 min后爐冷，隨后在495 ℃下固溶處理35 min后進行水淬，最后進行190 ℃人工時效，時效時間為600 min，冷卻方法為空冷。

圖1 攪拌摩擦裂紋修復示意圖Fig.1 Outline of FSCR

修復后按標準截取疲勞與裂紋擴展試樣，見圖2。在QBG-100疲勞試驗機上進行拉-拉疲勞試驗，疲勞試樣如圖3a所示。應力比R=0.1，正弦波加載，最大應力為180 MPa，頻率為80 Hz，測試在相同應力水平下，修復試樣及修復后熱處理試樣的疲勞壽命。裂紋擴展試驗在MTS 810疲勞試驗機上進行，試樣尺寸如圖3b所示，應力比R=0.1，最大應力為60 MPa，頻率為15 Hz。利用Quanta-200掃描電子顯微鏡觀察斷口形貌，研究疲勞斷裂特征。

圖2 修復平板尺寸與取樣方法Fig.2 The dimension of repaired specimen and sampling method

(a)修復疲勞試樣

(b)修復裂紋擴展試樣圖3 修復件疲勞與裂紋擴展試樣Fig.3 Schematic illustration of fatigue and crack growth specimen

2 試驗結果與分析

2.1 修復件疲勞壽命對比

圖4所示為最大應力180 MPa條件下2A12鋁合金攪拌摩擦裂紋修復件的疲勞壽命對比情況。由圖4可以看到修復后試樣的疲勞壽命為632 713 cycle，經(jīng)過熱處理后試件的疲勞壽命進一步提高到853 356 cycle，相比熱處理前延長了34.79%。母材的疲勞壽命為1 710 568 cycle，前兩者分別占母材壽命的36.98%和49.89%，而含預制裂紋試樣的疲勞壽命僅為5147 cycle，因此，經(jīng)攪拌摩擦修復后試樣的疲勞壽命獲得大幅延長。

2.2 修復件裂紋擴展速率分析

如圖5所示，將母材、修復件與修復后熱處理件的裂紋擴展速率進行對比分析，可以看到，修復件和修復后熱處理件均高于母材的疲勞裂紋擴展速率，在較小的應力強度因子幅度ΔK時修復試樣在循環(huán)載荷下開始擴展，在ΔK=10 MPa·m1/2時，修復后熱處理件比修復件裂紋擴展速率慢，接近于母材。此外通過對比修復件與熱處理件，可以發(fā)現(xiàn)在裂紋萌生階段和失穩(wěn)階段，即當ΔK<10 MPa·m1/2和ΔK>15 MPa·m1/2時兩者的擴展速率接近，特別是在裂紋擴展后期，可以看到兩者速率幾乎重合，說明在裂紋擴展后期修復件和熱處理件裂紋擴展速率相當。

圖5 裂紋擴展速率對比Fig.5 Fatigue crack growth rates comparison

斷裂韌度是應力強度因子的臨界值，從圖5中的裂紋擴展速率曲線可以定性地判斷出修復件斷裂韌度較母材低，而熱處理可以一定程度地提升修復件斷裂韌度。相同的應力狀態(tài)下，較高的斷裂韌度可以允許更長的裂紋擴展壽命，從而結構的疲勞壽命也會相應延長。由此，修復試樣的疲勞壽命較母材下降，而熱處理可以延長修復件的疲勞壽命，這與疲勞壽命的試驗結果是吻合的(圖4)。

圖6為對修復試樣與修復后熱處理試樣進行歸一化處理后得到的裂紋擴展速率對比曲線，可以更好地看出修復件與熱處理試樣的速率區(qū)別。在裂紋擴展初期修復試樣與修復后熱處理試樣的疲勞裂紋擴展所需的應力強度因子幅度相當，直到ΔK=10 MPa·m1/2，兩者差值達到最大，即修復件是熱處理試樣擴展速率的2.07倍，而在ΔK大于10 MPa·m1/2后，熱處理試樣擴展速率逐漸升高，在ΔK=17 MPa·m1/2時，兩者擴展速率基本相同。修復試樣在ΔK=20 MPa·m1/2時斷裂，修復后熱處理試樣則接近ΔK=24 MPa·m1/2時斷裂。

圖6 歸一化的裂紋擴展速率對比Fig.6 Normalized fatigue crack growth rates

2.3 疲勞斷口分析

圖7為修復件和母材的典型斷口形貌。裂紋源是疲勞斷裂的起始點，疲勞壽命主要是由裂紋的萌生和穩(wěn)定擴展的時間所決定的，而裂紋擴展區(qū)則是疲勞斷口最重要的特征區(qū)域。圖7a為母材的疲勞斷口，可以看到裂紋源萌生位置基本都在表面或亞表面處的夾雜相。圖7b、 圖7c為裂紋修復疲勞試樣，可以發(fā)現(xiàn)裂紋源位于修復區(qū)與母材界面處，疲勞源的數(shù)目有時不止一個(圖7b)，而經(jīng)過熱處理后的疲勞試樣，裂紋源同樣起裂于修復區(qū)與母材邊界處(圖7c)。攪拌摩擦修復后的試樣，修復區(qū)的細晶和超細晶與母材的粗大晶粒間存在尺寸差異，在疲勞載荷作用下，很容易引起應力集中導致裂紋于修復區(qū)和母材界面處萌生。

(a)母材裂紋源形貌 (b)修復件裂紋源形貌

(c)熱處理件疲勞源形貌圖7 疲勞試樣裂紋源形貌Fig.7 Crack initiation of base material and friction stir crack repaired specimen

2.4 裂紋擴展試樣斷口分析

圖8為穩(wěn)定擴展區(qū)的斷口形貌，圖8a是母材的裂紋擴展階段，斷口顯示出晶體學平面以及河流花樣，表現(xiàn)為準解理斷裂特征，斷面由許多大小不等、高低不同的小斷面組成，各個小斷面上的疲勞條帶不連續(xù)且不平行，但方向大致相同(圖8d)，裂紋前端處于張開型平面應變狀態(tài)，在裂紋擴展中不僅有疲勞條帶機制，還有晶間分離機制，于是在疲勞斷口上同時還伴有二次裂紋的出現(xiàn)。圖8b為修復件的裂紋擴展階段，在修復區(qū)中并未發(fā)現(xiàn)疲勞條帶，這是由于修復區(qū)晶粒細化，薄餅狀的晶粒被打碎，再結晶成比母材晶粒更細小的等軸晶，所以修復區(qū)與母材相比沒有準解理特征，但在載荷的作用下形成類似河流狀的形貌，并與裂紋擴展方向一致(圖8e)。圖8c為修復后熱處理試樣斷口，可以看到修復區(qū)內存在大面積的疲勞條帶，排列致密緊湊(圖8f)。這是由于修復過程導致修復區(qū)的晶粒、第二相等都被打碎，通過后續(xù)的固溶和時效處理，將細小的第二相重新固溶于基材中，由于第二相與母相(α相)的共格程度不同，使母相產(chǎn)生晶格畸變而強化。在經(jīng)過熱處理后，修復件的晶粒變大，因此對比母材可以發(fā)現(xiàn)，修復區(qū)雖然沒有“河流花樣”以及由解理面形成的小斷面，但試樣疲勞條帶較母材更多更密。

圖8 裂紋擴展試樣穩(wěn)定擴展區(qū)Fig.8 Fracture morphology of propagation areas in fatigue crack growth specimens

圖9a為母材瞬斷區(qū)形貌，可以發(fā)現(xiàn)斷口由大小不均的韌窩組成，其間還存在被劈裂的第二相粒子。圖9b為修復試樣的瞬斷區(qū)形貌，可以看到韌窩比較細小密集，分布均勻。由于裂紋的持續(xù)擴展，使剩余截面上應力不斷增大，裂紋擴展速率相應加快，高倍下看到韌窩較淺且細小，這是由粗大晶粒被攪拌摩擦打碎后形成的細晶造成的，而韌窩小則說明材料塑性變形能力較差。圖9c為修復后熱處理試樣瞬斷區(qū)形貌，經(jīng)過熱處理后韌窩相較修復試樣變大，韌窩更深且存在明顯的撕裂棱，韌窩圍繞著晶內粗大的殘留粒子，部分韌窩內還可以看到顆粒狀質點，部分顆粒已經(jīng)裂開，說明合金的斷裂屬于韌性斷裂，但依然沒有達到母材韌窩的斷裂極限。通過觀察可以看到熱處理的試樣韌窩大小不等，但分布均勻。

(a)母材瞬斷區(qū)形貌

(b)修復件瞬斷區(qū)形貌 (c)熱處理件瞬斷區(qū)形貌圖9 裂紋擴展試樣瞬斷區(qū)Fig.9 Final fracture zones of fatigue crack growth specimens

3 結論

(1)經(jīng)過攪拌摩擦修復后，修復件疲勞壽命達到632 713 cycle，熱處理后試樣疲勞壽命進一步延長至853 356 cycle，較熱處理前延長了34.79%，修復件與修復后熱處理件疲勞壽命分別達到母材的36.98%和49.89%。

(2)經(jīng)過熱處理后的試樣裂紋擴展速率較修復件低，瞬斷區(qū)變小。擴展速率從大到小依次為：修復試樣，修復后熱處理試樣，母材。在ΔK=10 MPa·m1/2時，修復試樣擴展速率接近母材，隨后逐漸升高。

(3)母材裂紋源多萌生于表面或亞表面處的夾雜，而修復件和修復后熱處理件裂紋源多萌生于修復層與母材界面，且裂紋源不止一處。穩(wěn)定擴展階段，修復試樣的修復區(qū)形成類似河流狀表面形貌，與裂紋擴展方向一致；熱處理件則有大面積疲勞條帶，多而致密。瞬斷區(qū)中，修復試樣形成小而淺的等軸韌窩，分布均勻，熱處理試樣韌窩較修復試樣稍大，且韌窩大小不等。

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(編輯 袁興玲)

Fatigue Properties and Crack Propagation Behaviour of Friction Stir Crack Repaired 2A12 Aluminum Alloy

WANG Lei1,2SHAN Yongfeng2REN Jungang3HUI Li1,2ZHOU Song2

1.Department of Electromechanical Engineering, Shenyang Aerospace University, Shenyang,110136 2.Key Laboratory of Fundamental Science for National Defense of Aeronautical Digital Manufacturing Process, Shenyang Aerospace University, Shenyang,110136 3.Department of Mechanical Engineering and Automation, Northeastern University, Shenyang,110004

The friction stir repaired experiments were conducted on pre-cracked 2A12 aluminum alloy plates, and the samples were heat-treated after repairing. The tests of fatigue life and crack propagation were carried out respectively on the repaired specimens and the heat-treated specimens to study the changes of the fatigue performance. The results show that the fatigue life of repaired specimens after heat-treatment increases by 34.79%. Fatigue lives of repaired and heat-treated specimens account for 36.98% and 49.89% of the base metals. The crack growth rates of repaired specimens are higher than that of base metals, and the heat treatment may reduce the crack growth rates of repaired specimens. Fatigue fractures show that crack sources of the base metals mostly initiate at the surfaces or sub-surfaces, but the crack sources of repaired and heat-treated specimens mainly initiate at the boundaries between the repaired zones and base metals, and more than one crack sources are found. There are no cleavage river patterns in repaired zones of repaired specimens, however, the dense and compact fatigue striations may be found, which are similar to the base metals. The repaired specimens are composed of massive little equiaxed dimples in finial fracture zones, while for the repaired specimens after heat-treatments, the dimples are different in sizes but distribute uniformly.

friction stir crack repairing；fatigue(FSCR)；crack propagation；heat-treatment；fracture surface

2016-08-30

國家自然科學基金資助項目(51405309)；遼寧省自然科學基金資助項目(2015020183)

TG453

10.3969/j.issn.1004-132X.2017.13.018

王 磊，男，1981年生。沈陽航空航天大學機電工程學院副教授。主要研究方向為航空材料與結構強度。發(fā)表論文50余篇。E-mail：wanglei545@gmail.com。單勇峰，男，1986年生。沈陽航空航天大學機電工程學院碩士研究生。任俊剛，男，1982年生。東北大學機械工程與自動化學院博士研究生。回 麗，女，1965年生。沈陽航空航天大學機電工程學院教授。周 松，男，1987年生。沈陽航空航天大學航空制造工藝數(shù)字化國防重點學科實驗室工程師。