何衛(wèi)平 丁永志 慕仙蓮 劉元海 王浩偉 韋利軍

摘要：針對(duì)飛機(jī)鋁合金結(jié)構(gòu)出現(xiàn)的多位損傷（MSD）問題，本文開展了含多位損傷鋁合金平板試樣的剩余強(qiáng)度試驗(yàn)研究。采用工程常用的8種不同剩余強(qiáng)度準(zhǔn)則對(duì)MSD試樣的剩余強(qiáng)度進(jìn)行預(yù)測(cè)，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，以評(píng)價(jià)各項(xiàng)預(yù)測(cè)準(zhǔn)則的準(zhǔn)確性。研究顯示，對(duì)于本試驗(yàn)選用的材料和試樣形式，Swift準(zhǔn)則和平均應(yīng)力準(zhǔn)則相比其他準(zhǔn)則取得了較好的預(yù)測(cè)效果，這兩種準(zhǔn)則可適用于含多種裂紋形式飛機(jī)鋁合金結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度的分析，為飛機(jī)結(jié)構(gòu)及安全性評(píng)估提供指導(dǎo)。

關(guān)鍵詞：多位損傷；剩余強(qiáng)度；鋁合金；斷裂準(zhǔn)則

中圖分類號(hào)：V215.6文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.04.009

基金項(xiàng)目：航空科學(xué)基金（2018ZF05015）

鋁合金具有密度小、比強(qiáng)度高、耐蝕性好、易加工等優(yōu)點(diǎn)，廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域，是飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主要用材[1-4]。隨著飛機(jī)服役年限增加，鋁合金結(jié)構(gòu)在高應(yīng)力集中區(qū)會(huì)產(chǎn)生小裂紋，這些裂紋逐漸積累并擴(kuò)張形成疲勞損傷，在結(jié)構(gòu)處呈現(xiàn)出多位損傷（multiple side damage， MSD）形式，對(duì)于老齡飛機(jī)更為嚴(yán)重，給飛機(jī)帶來巨大安全隱患。MSD經(jīng)常出現(xiàn)在機(jī)翼壁板的緊固件位置處，當(dāng)試樣出現(xiàn)MSD后，其剩余強(qiáng)度會(huì)比通過材料靜力性能計(jì)算出的剩余強(qiáng)度有大幅度下降。由于這些裂紋損傷的相互影響及耦合作用，裂紋會(huì)擴(kuò)展，相鄰的裂紋連接在一起形成更大的裂紋，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度迅速降低，承載能力急劇下降，引起飛機(jī)災(zāi)難性破壞[5-6]。因此，有效預(yù)測(cè)鋁合金結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度十分重要，對(duì)MSD的研究成為非常關(guān)鍵的問題。國(guó)外對(duì)MSD試樣剩余強(qiáng)度分析大多起初是基于有限元分析方法，該方法雖對(duì)MSD裂紋的應(yīng)力強(qiáng)度因子及剩余強(qiáng)度的計(jì)算有效，但有限元的方法建模費(fèi)人費(fèi)時(shí)[7]。為此，國(guó)內(nèi)外研究者提出了多種多位損傷結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度分析的工程近似計(jì)算方法和準(zhǔn)則，如凈截面失效準(zhǔn)則、斷裂力學(xué)準(zhǔn)則、塑性區(qū)貫通（Swift）及其修正準(zhǔn)則、裂紋尖端張開角（crack tip opening angle， CTOA）/裂紋尖端張開位移（crack tip opening displacement， CTOD）準(zhǔn)則、平均應(yīng)力準(zhǔn)則和平均位移準(zhǔn)則等[8-14]，并開展了相關(guān)試驗(yàn)，這些準(zhǔn)則能對(duì)多位損傷結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度進(jìn)行較好分析，在一定程度上可評(píng)價(jià)試樣壽命。但由于剩余強(qiáng)度分析準(zhǔn)則種類多，分析結(jié)果受試驗(yàn)件材料及結(jié)構(gòu)影響大，采用這些準(zhǔn)則預(yù)測(cè)的結(jié)果往往與試驗(yàn)結(jié)果存在偏差，很難評(píng)價(jià)多位損傷結(jié)構(gòu)的真實(shí)壽命，尤其老齡化飛機(jī)。本文針對(duì)飛機(jī)特定結(jié)構(gòu)，設(shè)計(jì)了兩種試驗(yàn)件，開展含多位損傷鋁合金平板試樣的剩余強(qiáng)度研究，將試驗(yàn)與理論相結(jié)合，把各準(zhǔn)則預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相對(duì)比，篩選出適用于飛機(jī)鋁合金結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度的分析準(zhǔn)則，可較真實(shí)地評(píng)價(jià)鋁合金壽命，對(duì)飛機(jī)安全性評(píng)估至關(guān)重要。

1試驗(yàn)

1.1試驗(yàn)件及類型

兩種類型的試驗(yàn)件形式，分別為5孔預(yù)制主裂紋試樣（F試樣）和5孔預(yù)制均勻裂紋試樣（Y試樣），試驗(yàn)件尺寸及結(jié)構(gòu)形式如圖1所示。兩種試驗(yàn)件寬W=180mm，高H=490mm，孔徑d=6mm。F試樣在中心孔兩邊線切割2mm長(zhǎng)裂紋，其余孔邊線切割1mm長(zhǎng)裂紋；Y試樣在所有孔邊線切割1mm的等長(zhǎng)裂紋。

1.2性能測(cè)試

剩余強(qiáng)度測(cè)試設(shè)備采用MTS 810 2.5T液壓伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)。試驗(yàn)初始時(shí)進(jìn)行一定循環(huán)的等幅疲勞試驗(yàn)，使各孔邊線切割裂尖處形成MSD裂紋，最后以0.05kN/s的速率不斷增加載荷對(duì)試樣進(jìn)行拉伸直至試樣斷裂，記錄試樣失效時(shí)的最大載荷。

2結(jié)果與討論

2.1剩余強(qiáng)度試驗(yàn)結(jié)果

兩種試樣的最終裂紋長(zhǎng)度和相應(yīng)的剩余強(qiáng)度試驗(yàn)結(jié)果見表1和表2。

2.2預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果比較

目前，已經(jīng)發(fā)展了多種針對(duì)MSD平板失效預(yù)測(cè)的斷裂準(zhǔn)則，本文選用8種工程常用的MSD平板試樣剩余強(qiáng)度預(yù)測(cè)準(zhǔn)則，這些準(zhǔn)則包括斷裂力學(xué)準(zhǔn)則、凈截面失效準(zhǔn)則、塑性區(qū)貫通（Swift）及其修正準(zhǔn)則、裂紋尖端張開角（CTOA）/裂紋尖端張開位移（CTOD）準(zhǔn)則，平均應(yīng)力準(zhǔn)則、平均位移準(zhǔn)則。

大多數(shù)鋁合金的斷裂強(qiáng)度與其典型凈截面的屈服強(qiáng)度有關(guān)，而凈截面失效分析方法正是根據(jù)該基本工程建立的。凈截面屈服準(zhǔn)則[11-12]的失效與結(jié)構(gòu)面上承受載荷的材料量有關(guān)，因此，它是材料屈服強(qiáng)度、缺陷數(shù)量的函數(shù)。失效載荷Pnet是使得凈截面應(yīng)力等于或超過材料屈服強(qiáng)度的載荷，可通過式（2）計(jì)算。

基于CTOA/CTOD準(zhǔn)則[9-11]的估算方法認(rèn)為，當(dāng)裂紋尖端材料達(dá)到最大允許塑性變形時(shí)，裂紋就會(huì)向前擴(kuò)展，而裂紋尖端的應(yīng)變可以用裂紋尖端張開角（CTOA）或裂紋尖端張開位移（CTOD）來描述。當(dāng)裂紋尖端張開角或張開位移達(dá)到某一特定數(shù)值時(shí)，裂紋就向前擴(kuò)展。根據(jù)測(cè)量的CTOA或CTOD值，結(jié)合應(yīng)力強(qiáng)度因子計(jì)算可以獲得結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度值。

Jeong和Brewer認(rèn)為Swift準(zhǔn)則沒有考慮裂紋尖端引起的應(yīng)力場(chǎng)的干涉，也沒有考慮材料具有一定承受塑性變形的能力（不僅是屈服）。Jeong和Brewer提出的試樣失效判據(jù)為：外載荷作用下，主裂紋與其臨近MSD裂紋間的韌帶承受的應(yīng)力等于材料的拉伸極限強(qiáng)度，并提出了平均位移準(zhǔn)則[14-15]和平均應(yīng)力準(zhǔn)則[12-13]。試樣失效前，裂紋尖端韌帶的應(yīng)力均勻地等于材料的拉伸極限載荷，在遠(yuǎn)端應(yīng)力s與裂紋面載荷共同作用下MSD尖端之間的裂紋面平均位移為0。

試樣的剩余強(qiáng)度試驗(yàn)結(jié)果和不同準(zhǔn)則的預(yù)測(cè)結(jié)果見表3、圖2和圖3。其中，Pnet為凈截面準(zhǔn)則預(yù)測(cè)結(jié)果；PKAPP為斷裂力學(xué)準(zhǔn)則預(yù)測(cè)結(jié)果；Pswift為Swift塑性區(qū)貫通準(zhǔn)則預(yù)測(cè)結(jié)果；PMod1和PMod2為改進(jìn)的塑性區(qū)貫通準(zhǔn)則預(yù)測(cè)結(jié)果；Pavgd為平均位移準(zhǔn)則預(yù)測(cè)結(jié)果；Pavgst為平均應(yīng)力準(zhǔn)則預(yù)測(cè)結(jié)果；PCTOD為CTOA/CTOD準(zhǔn)則預(yù)測(cè)結(jié)果。

試樣的剩余強(qiáng)度試驗(yàn)結(jié)果和不同準(zhǔn)則預(yù)測(cè)結(jié)果的相對(duì)誤差如圖4和圖5所示。

從對(duì)比結(jié)果可以看出，對(duì)于本試驗(yàn)采用的2024-T62鋁合金2.0厚板材和試樣形式，凈截面失效準(zhǔn)則和斷裂力學(xué)準(zhǔn)則評(píng)估方法簡(jiǎn)單，但評(píng)估結(jié)果偏危險(xiǎn)，預(yù)測(cè)誤差較大。CTOA/CTOD準(zhǔn)則的計(jì)算誤差較大，并且是材料厚度的函數(shù)，工程應(yīng)用受到了限制。塑性區(qū)貫通（Swift）及其修正準(zhǔn)則是目前工程應(yīng)用最為廣泛的準(zhǔn)則，對(duì)于本材料，Swift準(zhǔn)則的誤差最小，但針對(duì)其他材料所建立的修正模型應(yīng)用到本材料時(shí)的相對(duì)誤差卻較大。平均應(yīng)力準(zhǔn)則和平均位移準(zhǔn)則發(fā)展較晚，尤其是平均應(yīng)力準(zhǔn)則應(yīng)用到本材料時(shí)的累計(jì)誤差較小，但還有待通過更多的試驗(yàn)來驗(yàn)證。平均位移準(zhǔn)則誤差相對(duì)較大，而且計(jì)算復(fù)雜。

3結(jié)束語

通過8種工程常用的剩余強(qiáng)度準(zhǔn)則對(duì)2024-T62鋁合金兩種典型5孔多裂紋試樣進(jìn)行了剩余強(qiáng)度分析，從驗(yàn)證結(jié)果可以看到，對(duì)于本試驗(yàn)選用的材料和試樣形式，Swift準(zhǔn)則和平均應(yīng)力準(zhǔn)則都取得了較好的預(yù)測(cè)效果。尤其是Swift準(zhǔn)則應(yīng)用廣泛，在多種材料和構(gòu)型都得到了較好的應(yīng)用和驗(yàn)證，是多位置損傷剩余強(qiáng)度較為理想的評(píng)估準(zhǔn)則，平均應(yīng)力準(zhǔn)則有待通過試驗(yàn)進(jìn)一步驗(yàn)證。對(duì)于本試驗(yàn)選用的材料和試樣形式，凈截面失效準(zhǔn)則、斷裂力學(xué)準(zhǔn)則、CTOA/ CTOD準(zhǔn)則、平均位移準(zhǔn)則的誤差相對(duì)較大。

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Analysis on Residual Strength on Aluminum Alloy Plate with Multiple Site Damage

He Weiping，Ding Yongzhi，Mu Xianlian，Liu Yuanhai，Wang Haowei，Wei Lijun

Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Structural Corrosion Prevention and Control，China Special Vehical Research Institute，Jingmen 448035，China

Abstract： Aiming at the multiple side damage （MSD） problem of aircraft aluminum alloy structure， the residual strength test study of aluminum alloy flat specimens containing multiple damages are carried out. Eight different residual strength criteria commonly used in engineering are used to predict the residual strength of MSD specimens and compare them with the test results to evaluate the accuracy of the prediction criteria. The results show that for the materials and sample forms selected in this experiment， the Swift criterion and the average stress criterion have achieved better prediction results than other criteria. These two criteria are applicable to the analysis of the residual strength of aircraft aluminum alloy structures with multiple crack forms， and provide guidance for aircraft safety assessment.

Key Words： multiple site damage； residual strength； aluminum alloy； failure criterion