(上海飞机设计研究院，上海 201210)

0 引 言

高强高韧铝合金型材在航空领域应用广泛，常用于制作飞机壁板长桁、地板立柱等主要受力部件。在民用飞机中，按照损伤容限设计的受力构件的抗裂纹扩展能力是影响飞机飞行安全的重要因素[1-2]。目前，研究人员已对航空用铝合金的疲劳裂纹扩展性能进行了一定的研究。黄志伟等[3]采用紧凑拉伸(CT)试样对不同幅值循环载荷条件下7075-T7451铝合金的疲劳性能进行测试，发现随着循环载荷幅值的增大，合金的疲劳寿命缩短，裂纹扩展速率增大。宫玉辉等[4]在不同腐蚀环境下对7475-T7351铝合金厚板进行轴向加载疲劳和疲劳裂纹扩展试验，发现腐蚀环境会明显加快合金裂纹扩展速率，其中高周疲劳性能受影响较大，低周疲劳性能受影响较小。

飞机零件的不同部位在完整飞行剖面中经历的温度环境和载荷有所不同，因此在不同温度、应力比下对其损伤容限性能，尤其是疲劳裂纹扩展性能研究非常重要。然而，目前相关研究主要集中在铝合金板材裂纹稳定扩展行为方面[5-8]，而对高强高韧铝合金型材的研究较少。为此，作者采用中心裂纹试样测试了不同温度和应力比下高强高韧7055-T76511铝合金型材的疲劳裂纹扩展速率及裂纹扩展门槛值，以期为航空零部件选材设计提供一定依据，为飞机的服役安全性和经济性提供保障。

1 试样制备与试验方法

试验材料为7055-T76511铝合金型材，其横截面如图1所示。取样位置在底部厚度(12 mm)的1/2处。

图1 7055-T76511铝合金型材横截面形貌Fig.1 Cross sectional morphology of 7055-T76511 aluminum alloysection material

按照ASTM E647标准加工中心裂纹M(T)试样，试样厚度B为5 mm，宽度W为100 mm，长度L为400 mm，初始裂纹长度为6 mm，如图2所示。预制裂纹长度为1 mm，使用放大倍数在20倍以上的显微镜进行测定，预制裂纹应力比为0.1。采用电液伺服疲劳试验机进行裂纹扩展试验，并测定裂纹扩展门槛值ΔKth。试验机静态载荷精度为±1%，动态载荷精度为±3%。试验频率为310 Hz，应力比R为0.1，0.5，相对湿度为30%60%。试验温度分别为150 ℃(高温)、1828 ℃(室温)、-70 ℃(低温)，采用环境箱控制温度，低温温度偏差为±2 ℃，高温温度偏差为±3 ℃。低温和高温条件下，需先将试样在试验温度下保温30 min后再进行测试。

图2 中心裂纹试样的形状与尺寸Fig.2 Shape and size of the central crack sample

试验过程中，将裂纹扩展速率控制在(12)×10-5mm·周次-1，保持最大载荷Pmax和应力比R恒定。裂纹每扩展Δa长度后，记录当前裂纹长度a及相应的循环周次N(即a-N数据)，直到试样断裂。采用割线法对a-N数据进行处理以确定裂纹扩展速率(da/dN)，通过Paris公式对裂纹扩展速率进行拟合，得到da/dN-应力强度因子范围(ΔK)关系曲线，da/dN=1×10-7mm·周次-1对应的ΔK即为裂纹扩展门槛值ΔKth。Paris公式如下

da/dN=C(ΔK)n

(1)

式中：C，n为Paris拟合参数。

2 试验结果与讨论

2.1 裂纹扩展速率及门槛值

由表1可以看出，随着温度的降低，7055-T76511铝合金型材的裂纹扩展门槛值逐渐增大。温度由150 ℃降至-70 ℃时，0.5应力比下，裂纹扩展门槛值由0.98 MPa·mm1/2提高至1.33 MPa·mm1/2，0.1应力比下，门槛值由1.07 MPa·mm1/2提高至1.43 MPa·mm1/2，可见温度对门槛值的影响较为明显。应力比由0.5降低至0.1，门槛值有所提高，但相差不大。

表1 7055-T76511铝合金型材在不同温度和应力比下的裂纹扩展速率试验结果

2.2 讨论与分析

由图35可以看出，150 ℃、室温、-70 ℃条件下，在裂纹稳定扩展区，当ΔK一定时，0.5应力比下7055-T76511铝合金的裂纹扩展速率均高于0.1应力比下的；在不同应力比下，150 ℃下的da/dN-ΔK曲线近乎平行，而室温和-70 ℃条件下，随应力强度因子范围的增大，不同应力比下的裂纹扩展速率差值增大。

对比不同温度下的疲劳裂纹扩展速率曲线可知，当应力比为0.5，0.1时，随着温度的升高，裂纹扩展越来越快，抗裂纹扩展能力降低，-70 ℃下合金断裂时对应的裂纹扩展速率较小，且其裂纹扩展门槛值始终最大，说明在裂纹稳定扩展区，低温下合金的抗裂纹扩展能力最好。高温条件下抗裂纹扩展能力的下降与材料弹性模量和抗拉强度的降低以及裂纹表面氧化有关。裂纹扩展速率与裂纹尖端的张开位移成正比关系。在相同外加载荷条件下，随着温度从-70 ℃升至150 ℃，7055-T76511铝合金的弹性模量降低，裂纹尖端张开位移变大，同时强度的

图3 不同应力比下7055-T76511铝合金型材在150 ℃时的疲劳裂纹扩展速率曲线Fig.3 Fatigue crack growth rate curves of 7055-T76511 aluminum alloy section material at 150 ℃ under different stress ratios

图4 不同应力比下7055-T76511铝合金型材在室温时的疲劳裂纹扩展速率曲线Fig.4 Fatigue crack growth rate curves of 7055-T76511 aluminum alloy section material at room temperature under different stress ratios

图5 不同应力比下7055-T76511铝合金型材在-70 ℃时的疲劳裂纹扩展速率曲线Fig.5 Fatigue crack growth rate curves of 7055-T76511 aluminum alloy section material at -70 ℃ under different stress ratios

下降使得裂纹尖端的累积损伤加重，裂纹扩展阻力减小，扩展速率增大。

3 结 论

(1) 随着温度的降低和应力比的减小，7055-T76511铝合金型材的裂纹扩展门槛值逐渐增大，其中温度的影响更为显著。

(2) 150 ℃、室温及-70 ℃条件下，在裂纹稳定扩展区，当应力强度因子范围一定时，0.5应力比下合金的裂纹扩展速率均高于0.1应力比下的；随着温度的升高，裂纹扩展加快，-70℃下合金断裂时对应的裂纹扩展速率较小，抗裂纹扩展能力最好。