尚曉晴 曾小勤

(上海交通大學(xué)材料科學(xué)與工程學(xué)院，上海 200240)

0 引言

零部件的加工制造與服役是航空飛機研發(fā)、應(yīng)用中的兩大關(guān)鍵問題，而材料內(nèi)部的損傷演化、斷裂行為對以上過程起著至關(guān)重要的作用。塑性加工的斷裂與服役中疲勞裂紋的形成均可描述為空洞/微裂紋形核、長大、聚合過程，損傷演化行為一方面受到外載荷的影響，另一方面則與材料的微觀組織密切相關(guān)。認(rèn)識損傷的微觀機理、建立合理的斷裂預(yù)測方法是飛機零部件合理加工工藝制定及其安全服役的基礎(chǔ)。

航空飛機的主要承力件為塑性加工的金屬材料，以鋁合金、鈦合金為主。例如，空客A380中鋁合金、鈦合金用量分別占總重量的61%與10%。民用飛機上的鋁合金主要為2000、6000及7000系，用于發(fā)動機短艙零件、飛機管件、機身蒙皮、起落架等部位。鈦合金則包括α+β相的Ti6Al4V合金、β型Ti-10V-2Fe-3Al以及α相Ti-55，主要用于起落架、引擎艙、尾翼，發(fā)動機零部件。軋制、沖壓、擠壓等塑性加工方法是制備航空零部件的手段，其過程涉及復(fù)雜的應(yīng)力狀態(tài)，因此塑性成形的損傷研究主要關(guān)注材料在不同應(yīng)力狀態(tài)下的力學(xué)響應(yīng)。以2024鋁合金為例，麻省理工WIERZBICKI團隊開展了11種不同應(yīng)力狀態(tài)的斷裂實驗，基于實驗結(jié)果進(jìn)行了塑性斷裂建模。

在飛機的服役過程中，疲勞是影響機動性、可靠性及安全性的重要因素。目前，對于鋁合金、鈦合金的疲勞已開展了廣泛研究。從微觀機制上講，鋁合金的疲勞總是與內(nèi)部的第二相、初始空洞有關(guān)，而鈦合金的疲勞則受到晶體取向、滑移行為等因素影響顯著。

本文以典型航空金屬材料為例，對損傷這一加工、服役中的共性問題進(jìn)行綜述，主要關(guān)注損傷的微觀機制、預(yù)測方法及兩者間的關(guān)聯(lián)性。通過總結(jié)共性的損傷影響因素、不同斷裂預(yù)測方法的優(yōu)缺點，提出航空損傷研究的發(fā)展趨勢和方向。

1 塑性成形的損傷機制與預(yù)測模型

塑性加工不僅具有“成形”作用，并且能夠改善組織、減少缺陷，被廣泛應(yīng)用于各類承載零部件的加工制造。塑性損傷與應(yīng)力狀態(tài)相關(guān)，拉伸導(dǎo)致空洞長大與縮頸型斷裂，而剪切則使空洞以轉(zhuǎn)向為主，材料發(fā)生剪切斷裂。對于鋁合金2024、6082等航空材料，其抗剪能力劣于抗拉能力。明確不同應(yīng)力條件的損傷機制，并基于機制理解建立數(shù)學(xué)描述方法是塑性損傷研究中的關(guān)鍵問題。

1.1 塑性損傷機制

在微觀機理上，將塑性斷裂闡述為微空洞的形核、長大與聚合過程?？斩葱魏送l(fā)生在材料內(nèi)的第二相顆粒處，此后，空洞在外載荷的作用下發(fā)生長大、聚合，形成裂紋?；趯λ苄該p傷與應(yīng)力狀態(tài)關(guān)聯(lián)性的研究，普遍以應(yīng)力三軸度(η)與羅德參數(shù)(L)作為塑性損傷中的關(guān)鍵參量，兩者分別代表了正應(yīng)力、偏應(yīng)力的影響，不同應(yīng)力狀態(tài)下的空洞長大、聚合行為存在差異。UEDA等利用同步輻射分層照相技術(shù)對鋁合金AA2129中的空洞演化進(jìn)行了原位表征，發(fā)現(xiàn)在高應(yīng)力三軸度條件下，空洞發(fā)生明顯長大，并產(chǎn)生縮頸型聚合；而在低應(yīng)力三軸度條件，空洞長大不明顯，而是發(fā)生轉(zhuǎn)向與剪切型聚合，形成傾斜斷口。TANCOGNE DEJEAN等研究了鋁合金2024在剪切加載條件下的空洞演化，發(fā)現(xiàn)空洞體積比的增長主要與空洞形核有關(guān)，而已存在基體內(nèi)的空洞體積基本保持恒定；研究中觀察到了多個空洞的轉(zhuǎn)向行為；對于含夾雜處裂紋的觀察結(jié)果表明，其取向與最大主應(yīng)力方向相近?？斩纯s頸與空洞帶形成是塑性斷裂的兩種主要方式，分別對應(yīng)于拉伸、剪切為主的應(yīng)力狀態(tài)，如圖1所示。

(a) 縮頸 (b) 剪切斷裂圖1 塑性斷裂的主要方式

應(yīng)力狀態(tài)是金屬材料塑性斷裂的外載荷條件，而微觀組織則是損傷形成、擴展的內(nèi)部條件。鋁合金的損傷、斷裂行為與材料內(nèi)第二相、夾雜物的存在密切相關(guān)。TAYLOR和SHERRY在關(guān)于鋁合金2024損傷的研究中指出，形狀不規(guī)則的AlCu位置存在應(yīng)力集中，并且由于其斷裂韌性低，在2%～3%這一很小的應(yīng)變水平下即發(fā)生破裂，造成空洞形核。PAPASIDERO等認(rèn)為鋁合金2024內(nèi)空洞的主要形核點是分布在晶界的粗大金屬間化合物(富Al、Cu、Fe、MnSi顆粒)；研究利用原位掃描電子顯微鏡觀察到了第二相的破碎與脫落，并提出兩種形核方式的空洞形狀存在差異。除第二相導(dǎo)致的空洞形核外，TODA等則認(rèn)為材料內(nèi)部含氫微空洞也是塑性斷裂中不可忽視的因素。HANG Su等則利用X射線斷層攝影方法確定了Al-Zn-Mg-Cu中第二相與含氫微孔對其斷裂行為的綜合影響；結(jié)果表明，含氫微孔導(dǎo)致準(zhǔn)解理斷裂，而夾雜物破碎、剝落造成韌窩型斷裂?？偟膩碚f，夾雜、第二相、初始微空洞均可視作材料中的缺陷點，缺陷區(qū)是外載荷作用下裂紋形成的關(guān)鍵位置。

鈦合金具有密排六方晶體結(jié)構(gòu)，相對于面心立方的鋁合金，鈦合金損傷行為受到晶粒取向、相構(gòu)成等微觀組織因素的影響更顯著。鈦及鈦合金在塑性變形中開動不同的滑移系，包括基面、柱面、錐面滑移，各滑移系的啟動取決于晶粒取向以及滑移系啟動的臨界分切應(yīng)力(CRSS)。TAN Changsheng等討論了TC21鈦合金中滑移、變形與損傷的相互關(guān)聯(lián)，結(jié)果表明，板條α與等軸α相的主要變形機制均為柱面滑移，然而，初生α板條由于協(xié)調(diào)塑性變形的能力差，裂紋在其內(nèi)部的剪切變形帶萌生。SHAO Hui等發(fā)現(xiàn)TC21鈦合金中主要的裂紋形核點為α相片層的邊界，而裂紋的擴展取決于相取向與拉伸方向的夾角。YAN Zhibing等指出在具有魏氏組織TA19鈦合金中，當(dāng)相鄰α晶粒的取向難以使晶間變形協(xié)調(diào)時，裂紋在晶界處形核。取向因素同樣影響鈦合金內(nèi)的空洞長大。WANG Jing等則指出亞穩(wěn)β鈦合金的微裂紋沿著晶內(nèi)開動的滑移系擴展，裂紋在晶界位置發(fā)生轉(zhuǎn)向以協(xié)調(diào)相鄰晶粒的滑移行為。

1.2 損傷斷裂預(yù)測模型

目前，針對金屬材料塑性斷裂預(yù)測已開展了較為充分的研究并建立了大量斷裂模型，通過將模型耦合至有限元，即可實現(xiàn)成形過程中的斷裂預(yù)測。常溫條件金屬材料的損傷斷裂模型一般將損傷因子表示為應(yīng)力狀態(tài)的函數(shù)：

高危妊娠孕婦和新生兒的發(fā)病率和正常妊娠比較都比較高。高危妊娠一般為年齡18歲以下以及35歲以上的產(chǎn)婦，或者存在早產(chǎn)、自然流產(chǎn)、難產(chǎn)產(chǎn)婦等。如果伴有心臟病、高血壓、糖尿病以及腎病的產(chǎn)婦，其骨盆異常，為巨大胎兒等，都可以認(rèn)為高危妊娠產(chǎn)婦。當(dāng)前，對孕婦的子宮螺旋動脈血參數(shù)進(jìn)行測定，多使用彩色多普勒超聲檢查，在臨床醫(yī)學(xué)上也成為重點的研究內(nèi)容[4]。

(1)

單向拉伸、平面應(yīng)變拉伸與雙向拉伸均取得較好的預(yù)測結(jié)果。

塑性斷裂建模的預(yù)測方法也在鈦合金中有所應(yīng)用，如Ti-6Al-4V、TA2、Ti-15-3等。GIGLIO等通過11組不同應(yīng)力條件的實驗確定了Ti-6Al-4V的斷裂應(yīng)變，擬合了Bao-Wierzbicki模型參數(shù)，并以多段式的方式在<斷裂應(yīng)變，應(yīng)力三軸度>空間內(nèi)建立了Ti-6Al-4V的斷裂面。ZHANG Kai等則考慮了羅德參數(shù)對Ti-6Al-4V斷裂的影響，在連續(xù)損傷力學(xué)框架內(nèi)構(gòu)建了耦合型斷裂模型，模型表示了損傷萌生、擴展的路徑敏感性；研究利用平板試樣拉伸、三點彎曲對斷裂模型進(jìn)行驗證，實驗與預(yù)測的載荷-位移曲線、裂紋萌生位置均有較好的對應(yīng)。XU Wenchen等關(guān)注了Ti-15-3合金在旋壓這一實際生產(chǎn)過程中的斷裂預(yù)測問題，將不同的斷裂模型耦合至有限元仿真，通過對比實驗開裂結(jié)果確定模型的適用性；結(jié)果表明，僅McClintock模型能夠預(yù)測中等減薄速率下開裂被抑制的情況。表1中列舉了幾種斷裂模型在航空材料中的典型應(yīng)用。

表1 斷裂模型在航空材料中的典型應(yīng)用[18,33-36]

實際上，對于密排六方結(jié)構(gòu)的鈦合金，其斷裂行為對微觀組織十分敏感，往往會出現(xiàn)各向異性。TANG Bingtao等考慮了Ti-6Al-4V板的各向異性，在經(jīng)典Mohr-Coulomb模型的基礎(chǔ)上對合金的室溫韌性斷裂進(jìn)行建模，斷裂模型中包含12個待定參數(shù)。當(dāng)材料存在織構(gòu)、各向異性時，宏觀尺度的斷裂預(yù)測往往非常復(fù)雜，需要擬合更多的材料參數(shù)以表征各向異性的影響，例如LOU Yanshan和YOON所提出的各向異性斷裂模型包含13個材料參數(shù)。當(dāng)織構(gòu)材料在不同方向加載時，晶粒的變形能力及滑移系的開動存在差異，是各向異性產(chǎn)生的內(nèi)在原因。倘若能夠在塑性變形計算的過程中考慮滑移系剪切應(yīng)力應(yīng)變的本構(gòu)關(guān)系，即可本征地反映材料的各向異性，晶體塑性有限元方法(CPFEM)就是針對這一問題開發(fā)的。晶體塑性理論將塑性變形解釋為各滑移系上的位錯運動，基于此建立的CPFEM能夠計算細(xì)觀變形、應(yīng)力，反映晶粒大小、位向、變形機制等參數(shù)的影響。

基于CPFEM的損傷預(yù)測已應(yīng)用于鋁合金。CLAYTON和MCDOWELL通過分解變形梯度提出了針對金屬多晶體損傷的多尺度預(yù)測方法，計算框架中的損傷變形梯度包含了空洞、裂紋的影響。ROUSSELIER和LUO Meng將經(jīng)典的斷裂模型耦合至CPFEM，在高應(yīng)力三軸度條件采用空洞損傷模型，而在低應(yīng)力三軸度則引入滑移系上的Mohr-Coulomb唯象模型，耦合損傷模型的計算方法成功捕捉了6260鋁合金損傷在厚度方向的擴展及剪切裂紋形成。對于鋁合金2198，ROUSSELIER等綜合考慮了應(yīng)變時效與損傷機制，將相應(yīng)算法引入CPFEM，模擬反映了動態(tài)應(yīng)變時效所引起的局部變形集中以及拉伸條件下傾斜裂紋的形成機制。

對于微觀組織復(fù)雜的鈦合金，晶體塑性有限元方法已被廣泛應(yīng)用于研究其塑性變形中的滑移行為、變形不均勻性等。然而，對于晶體塑性框架內(nèi)鈦合金損傷預(yù)測的研究目前還處于起步階段。例如，ASIM等運用CPFEM方法研究了Ti-10V-2Fe-3Al合金中的塑性損傷行為，發(fā)現(xiàn)當(dāng)晶粒取向使其具有高屈服強度時，應(yīng)力集中顯著，空洞長大更明顯；此外，合金中相界的傾斜度會顯著影響空洞長大。ASIM等進(jìn)一步在CPFEM框架內(nèi)耦合了雙相鈦合金(Ti-10V-2Fe-3Al)的空洞形核、長大、聚合模型，模型反映了變形速率、應(yīng)力三軸度、羅德參數(shù)、相界傾斜度對空洞長大的影響，對于代表體元的應(yīng)力-應(yīng)變響應(yīng)、空洞體積比具有較好的預(yù)測結(jié)果；此外，模型可用于板料的成形極限預(yù)測，預(yù)測結(jié)果與實驗結(jié)果吻合較好。LIU Jia等則在CPFEM框架內(nèi)考慮了純Ti屈服、硬化的晶粒尺寸效應(yīng)(Hall-Petch關(guān)系)及損傷行為，將Lemaitre-Chaboche模型耦合至模擬，所建立的模擬方法能夠描述大變形條件的塑性變形與損傷行為，預(yù)測與實驗數(shù)據(jù)對應(yīng)較好。

2 典型航空金屬材料的服役缺陷

航空疲勞問題貫穿于飛機研制和運營的全壽命周期中，是影響飛機可靠性、安全性的關(guān)鍵問題。認(rèn)識疲勞機制、預(yù)測疲勞壽命是提高服役性能、合理設(shè)計服役年限的基礎(chǔ)，本節(jié)將主要介紹上述兩方面內(nèi)容。此外，隨著增材技術(shù)發(fā)展，利用增材技術(shù)制造航空零部件也成為重要發(fā)展方向，空洞缺陷是這一技術(shù)中不可忽視的問題。

2.1 疲勞斷裂機制

疲勞裂紋的萌生、擴展總是與材料內(nèi)的不連續(xù)狀態(tài)、非均質(zhì)組織相關(guān)。譚曉明等總結(jié)了航空鋁合金的疲勞損傷機制，指出對于內(nèi)部有微孔的鑄造鋁合金，疲勞裂紋萌生于微孔，對于變形態(tài)鋁合金，疲勞裂紋在尺寸較大的第二相處形核。SHEN Yang等利用原位實驗觀察了AA6061鋁合金裂紋的萌生與擴展，結(jié)果表明，材料的主要析出相包含粗大的MgSi相與富鐵的金屬間化合物，在加載過程中，MgSi首先發(fā)生破裂。此外，由于兩種析出相都分布在晶界位置，使合金的破壞呈現(xiàn)沿晶特征。XUE Yibin等在關(guān)于7075系鋁合金疲勞機制的研究中指出，試樣表面破碎的富鐵金屬間化合物是疲勞裂紋的主要萌生位置，此外，粗大的金屬氧化物也會影響裂紋的萌生。研究特別指出，當(dāng)疲勞裂紋形核位置存在雜質(zhì)顆粒時，疲勞壽命下降約30%。LI Peifeng等研究了空洞對疲勞開裂的影響，結(jié)果表明，疲勞裂紋尖端的空洞會顯著提升裂紋的擴展速率。MERATI和EASTAUGH認(rèn)為連續(xù)空洞的存在對7075鋁合金疲勞壽命的影響很大。疲勞裂紋的萌生同樣與晶粒及其變形能力相關(guān)，WISNER和KONTSOS在關(guān)于2024合金疲勞的研究中指出，具有軟取向晶粒晶界處的顆粒是裂紋的主要形核點。表2列舉了不同鋁合金體系中疲勞裂紋萌生、擴展的關(guān)鍵位置。

由于航空飛機的工作環(huán)境復(fù)雜，各零部件的腐蝕疲勞行為受到了越來越多關(guān)注。局部腐蝕造成的應(yīng)力集中會加速裂紋萌生，使材料出現(xiàn)準(zhǔn)解理的斷裂特征，這一現(xiàn)象在多種鋁合金2024、6061和7075體系中均有報道。腐蝕坑為疲勞裂紋提供形核位點，KIM等認(rèn)為7075疲勞裂紋的形核、長大均與局部腐蝕相關(guān)，類橢球形的腐蝕團聚位置最容易萌生裂紋。宋海鵬和劉長春利用三維數(shù)字相關(guān)技術(shù)研究了預(yù)腐蝕2024鋁合金的疲勞開裂行為，發(fā)現(xiàn)試樣邊緣的局部腐蝕會穿透試樣，促進(jìn)疲勞裂紋萌生，進(jìn)而引起材料氫脆。

表2 鋁合金疲勞斷裂關(guān)鍵位置

鈦合金疲勞損傷的機制研究關(guān)注晶體取向與相的作用，疲勞裂紋的形核位置主要為相界、晶界等。PILCHAK等認(rèn)為Ti-6Al-4V中β相的取向通過影響材料的滑移行為而改變疲勞形核行為，發(fā)生滑移傳遞(slip transfer)的界面易于萌生裂紋。HELSTROFFER等在對雙峰Ti-5Al-5Mo-5V-3Cr低周疲勞的研究中強調(diào)了晶體取向的影響，研究指出，裂紋主要在發(fā)生柱面滑移的初生晶粒中擴展，相的晶體取向以及、相彈塑性各向異性對疲勞過程有著不可忽視的影響。BIROSCA等關(guān)于雙相鈦合金疲勞機制的研究表明，雙相組織中的相變區(qū)能夠阻礙裂紋擴展，因此其疲勞裂紋擴展速率低于層片組織；層片組織中，裂紋的擴展方向隨片層取向的改變而發(fā)生變化，并傾向于在發(fā)生基面滑移的晶粒中擴展；而在雙相組織中，擴展路徑主要為發(fā)生柱面滑移的相。HUANG Chaowen等對Ti-5Al-5Mo-5V-3Cr-1Zr合金的高周疲勞行為開展了系統(tǒng)研究，發(fā)現(xiàn)雙相組織中疲勞裂紋的主要形核點為初生相與相變相界面以及初生顆粒內(nèi)部；而對于層片組織，裂紋主要在界面處形核，裂紋沿相界面擴展或穿過層片，在相內(nèi)形成長裂紋。WU Guoqing等在關(guān)于Ti-6Al-4V疲勞與組織的關(guān)聯(lián)性研究中指出，不同組織的高周疲勞強度遵循以下規(guī)律：雙峰組織>層片組織>等軸組織。表3中列舉了不同鈦合金體系中疲勞裂紋萌生、擴展的關(guān)鍵位置。

表3 鈦合金疲勞斷裂關(guān)鍵位置

2.2 疲勞壽命評價方法

最早的飛機設(shè)計關(guān)注結(jié)構(gòu)承載能力，即靜強度。第二次世界大戰(zhàn)后，飛機的使用壽命增加，疲勞問題凸顯，由此提出了安全壽命、損傷容限等概念與理論。有關(guān)金屬材料的疲勞壽命預(yù)測目前已發(fā)展了大量基于應(yīng)力、應(yīng)變、應(yīng)變能的經(jīng)典模型，疲勞建模的進(jìn)一步研究關(guān)注復(fù)雜應(yīng)力下材料的疲勞性能以及微觀組織的影響。ZHAO Tianwen和JIANG Yanyao在關(guān)于應(yīng)力狀態(tài)對7075-T651鋁合金疲勞影響的研究中指出，原始SWT模型無法準(zhǔn)確預(yù)測最大主應(yīng)力較低的情況；因此，修正了SWT模型使其能夠同時考慮正應(yīng)力、剪應(yīng)力的影響，修正模型在低周-高周的疲勞條件均能夠較好地預(yù)測壽命值。GATES和FATEMI考慮了多軸應(yīng)力狀態(tài)的剪切失效機制，以基于臨界平面(裂紋萌生具有的危險平面)的Fatemi-Socie疲勞模型(FS)為基礎(chǔ)，使用最大剪應(yīng)力平面上的剪切應(yīng)力范圍替代屈服強度，對最大正應(yīng)力進(jìn)行無量綱化，修正了FS系數(shù)，修正系數(shù)的模型對于7075-T651及2024-T3鋁合金均有較好的預(yù)測結(jié)果。ZHAO Bingfeng等針對飛機用鋁合金建立了多軸疲勞壽命預(yù)測方法：首先，實驗表征了非比例加載條件的循環(huán)硬化行為，基于次臨界平面的定義提出了新的損傷因子，用以表示硬化過程；為驗證模型的有效性，針對2A12鋁合金設(shè)計了四種驗證實驗，發(fā)現(xiàn)所提出的模型相較于三種傳統(tǒng)模型對疲勞壽命的預(yù)測更為準(zhǔn)確、穩(wěn)定。

宏觀尺度的疲勞分析方法具有本征的“唯象性”，難以表示第二相顆粒、晶粒取向等因素的影響，而以上晶體因素是重要而不可忽視的。由此，在細(xì)觀尺度發(fā)展了各類基于物理機制的疲勞模型，如基于位錯的疲勞模型，考慮吉布斯自由能的微裂紋形核模型等。微觀組織是疲勞研究中的關(guān)鍵問題，基于物理機制的多階段式模型即考慮了微觀組織的影響，將總的疲勞壽命表示為形核、擴展、裂紋形成壽命的總和。XUE Yibin等認(rèn)為夾雜物破碎對鋁合金7075-T651疲勞的影響不可忽視，因此，在多階段模型中引入富Fe夾雜處的疲勞裂紋形核，擴展了模型的應(yīng)用范圍，使其適用于單軸、多軸應(yīng)力狀態(tài)的低周、高周疲勞壽命預(yù)測。SHYAM和LARA CURZIO認(rèn)為預(yù)測2024鋁合金的疲勞需要描述過程中“疲勞條帶的形成”，因此，在基于位錯的小疲勞裂紋長大框架內(nèi)對疲勞條帶機制進(jìn)行建模，實現(xiàn)了壽命預(yù)測。LI Ling等則通過引入背應(yīng)力模型在晶體塑性有限元框架內(nèi)建立了鋁合金7075的疲勞壽命預(yù)測方法，這一方法能夠體現(xiàn)織構(gòu)的影響，預(yù)測精度為69.1%～87.3%。

在鈦合金的壽命預(yù)測中，HU Dianyin等關(guān)注了夾雜對疲勞壽命的影響，認(rèn)為雙相鈦合金中硬質(zhì)α相附近的應(yīng)力集中及其引起失效不可忽視，因此，在應(yīng)力-壽命預(yù)測模型中考慮了滑移引起的彈性應(yīng)力場，并基于α相的失效對模型進(jìn)行修正；研究對模型在有、無夾雜情況下的適用性進(jìn)行了驗證，均取得了較為理想的預(yù)測結(jié)果。ANAHID等開發(fā)了預(yù)測雙相鈦合金在循環(huán)加載條件下裂紋萌生的晶體塑性算法，研究所采用的非局部模型能夠表示“軟”晶粒晶界的位錯聚集及相鄰硬晶粒中的應(yīng)力集中與裂紋形核。FOMIN等針對Ti-6Al-4V高周疲勞壽命預(yù)測進(jìn)行建模，在基于斷裂機制的框架內(nèi)表示了裂紋形核、長大、短裂紋長大過程，將疲勞壽命表示為應(yīng)力集中因子、裂紋長度的函數(shù)，實現(xiàn)了疲勞壽命范圍預(yù)測，預(yù)測與實驗結(jié)果的一致性好。REN Yongming等將多階段式模型應(yīng)用于Ti-6Al-4V低周疲勞壽命預(yù)測，預(yù)測與實驗結(jié)果僅存在較小的預(yù)測誤差。WANG Ke等關(guān)注了Ti-6Al-4V中短裂紋對疲勞的影響，因為短疲勞裂紋比長裂紋長大速率更快；通過考慮裂紋尖端彈塑性行為，修正了短裂紋擴展模型，用于預(yù)測Ti-6Al-4V在不同應(yīng)力比、應(yīng)力等級下的疲勞，預(yù)測與實驗數(shù)據(jù)具有較好的吻合度。

與塑性斷裂的研究方法類似，疲勞壽命的預(yù)測方法主要包含宏觀、細(xì)觀兩方面，理論上來說，兩種方法應(yīng)具有互補性，但在實際應(yīng)用中，仍以數(shù)據(jù)庫與簡單的應(yīng)力、應(yīng)變判定為主，利用多尺度計算實現(xiàn)系統(tǒng)性預(yù)測的方法仍有待進(jìn)一步開發(fā)。

2.3 增材制造鈦合金空洞缺陷對疲勞性能的影響

增材制造技術(shù)由于其成形過程快、制備復(fù)雜結(jié)構(gòu)零部件能力強以及材料利用率高等優(yōu)點成為近年來的研究熱點。鈦合金增材制造零部件具有強度高、耐腐蝕以及零件表面粗糙度低等優(yōu)點，然而，增材制造金屬部件內(nèi)部始終存在大量的空洞與氧化物等缺陷，成為了限制了鈦合金增材件在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用的瓶頸。研究報道，選擇性激光熔化的Ti-6Al-4V含0.08%～0.23%的空洞，電子束融化產(chǎn)品為0.03%～0.19%，而激光沉積方法的初始空隙率為0.013%～0.36%。EDWARDS等的研究結(jié)果表明選區(qū)激光熔化制備的Ti-6Al-4V疲勞性能明顯低于變形態(tài)材料，增材件內(nèi)部的孔隙率是降低材料疲勞性能的重要因素之一。BISWAL等在關(guān)于Ti-6Al-4V空洞對疲勞性能的研究中強調(diào)了空洞形狀的影響，研究提出，球形空洞、半球空洞、扁平形空洞的應(yīng)力集中因子存在差異。AKGUN等指出：Ti-6Al-4V合金疲勞裂紋傾向于在更大尺寸的氣孔周圍形核，裂紋在加載進(jìn)行到50%疲勞壽命時才開始形核而非傳統(tǒng)觀點認(rèn)為的加載后第一時間形核。由于增材件內(nèi)部缺陷尺寸、形狀及分布的多樣性及隨機性，導(dǎo)致增材件疲勞性能存在一定的波動性和難以預(yù)測的特征。

3 損傷研究中的共性問題與展望

金屬材料的損傷累積總是發(fā)生在應(yīng)力、應(yīng)變集中或變形極不均勻的區(qū)域，如雙相鋼中的鐵素體馬氏體相界面，鎂合金的晶界、Ti-6Al-4V中的次生α相等。GHADBEIGI等發(fā)現(xiàn)雙相鋼DP1000在塑性變形中，鐵素體內(nèi)的局部應(yīng)變可達(dá)1.2，大應(yīng)變誘發(fā)裂紋產(chǎn)生；此外，鐵素體與馬氏體的界面由于顯著的變形不均勻同樣會出現(xiàn)微裂紋。OROZCO等利用高分辨數(shù)字圖像相關(guān)技術(shù)標(biāo)定了鎂合金AZ31中的應(yīng)變分布，結(jié)果表明，在宏觀拉伸應(yīng)變?yōu)?.027的條件下，晶界處的最大局部應(yīng)變能夠達(dá)到平均應(yīng)變的32倍。EDWARDS等發(fā)現(xiàn)在層片γ-TiAl合金中晶界應(yīng)變集中在0.02的遠(yuǎn)場應(yīng)變條件即出現(xiàn)，在0.08的遠(yuǎn)場應(yīng)變下，晶界處的局部應(yīng)變達(dá)到0.6，引發(fā)裂紋產(chǎn)生。LUNT等認(rèn)為Ti-6Al-4V中次生α相內(nèi)強烈的變形非均勻性是其疲勞壽命降低的重要原因。當(dāng)材料內(nèi)存在第二相時，相區(qū)域的應(yīng)力、應(yīng)變集中會導(dǎo)致裂紋形核，如鎳基高溫合金中非金屬夾雜、鋁合金中AlCuFe、AlCuMg等第二相顆粒等。

總的來說，金屬材料損傷的萌生、擴展總是與應(yīng)力、應(yīng)變集中和內(nèi)部缺陷、界面有關(guān)，兩者可分別視作損傷演化的內(nèi)因與外因，是金屬材料中的共性問題。然而，目前的研究主要關(guān)注不同體系合金的“個性”行為，如何通過對不同體系材料的研究總結(jié)共性規(guī)律是加深對材料認(rèn)識的重要一步。

對于損傷的預(yù)測模型研究，如何兼顧機理與實用性是重要的發(fā)展方向。以塑性斷裂為例，在研究中盡管已開發(fā)了大量的斷裂預(yù)測模型，但在實際應(yīng)用中仍以應(yīng)變作為粗略的估算方法。有些模型的待擬合材料參數(shù)達(dá)10個以上，其本身的實用意義并不大。此外，如何基于對損傷共性規(guī)律的認(rèn)識建立具有通用性的評價方法也是研究應(yīng)當(dāng)關(guān)注的問題。對于材料的疲勞服役性能，雖然提出了各類先進(jìn)算法，但實際的評價以數(shù)據(jù)庫為標(biāo)準(zhǔn)。特別對于材料開發(fā)，當(dāng)成分、組織改變時，需要開展重復(fù)性測試實驗以確定性能，而疲勞實驗的周期長、花費大，開發(fā)具有通用性的計算方法是節(jié)約飛機研發(fā)成本和時間的重要環(huán)節(jié)。