航空用Al-Cu-Mg铝合金疲劳行为研究-论文.pdf

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1、第34卷第1期航空材料学报Vo1．34，No．12014年2月JOURNALOFAERONAUTICALMATERIALSFebruary2014航空用AI-Cu—Mg铝合金疲劳行为研究刘铭，张坤，戴圣龙，黄敏，伊琳娜(北京航空材料研究院，北京100095)摘要：采用轴向加载疲劳试验方法，研究了航空用2124．T851铝合金板材不同取样方向、试样形式以及实验应力比下的疲劳性能；并通过金相显微镜(OM)、扫描电镜(SEM)和透射电镜(TEM)分析了该合金的显微组织和疲劳断口形貌。结果表明：2124-T851

2、铝合金板材具有良好的耐疲劳损伤性能，疲劳极限随应力比的增加而增大；缺口的存在大大降低了材料的疲劳极限，光滑试样(K。=1)的疲劳极限大约是缺口试样(K。=3)的2倍；板材横向疲劳极限高于纵向疲劳极限，且应力比越小差异越大。断口形貌具有典型的疲劳断口特征，由疲劳源区、疲劳裂纹稳定扩展区和快速断裂区三部分组成，裂纹萌生一般位于表面夹杂或缺口等缺陷引起的应力集中处。关键词：铝合金；疲劳性能；疲劳裂纹扩展；断口形貌doi：10．3969／j．issn．1005-5053．2014．1．013中图分类号：TG146

3、．21文献标识码：A文章编号：1005-5053(2014)01-0076-062124铝合金是在2024合金基础上降低Fe、Si铝合金的高周疲劳与疲劳裂纹扩展性能进行了研杂质含量并采用特殊工艺发展起来的，属于第三代究，严芳芳等¨对2124铝合金全范围裂纹扩展速高纯铝合金，具有优良的高温性能和较好的断裂韧率表达式进行了探讨，但均未考虑合金受力方向、存性和抗疲劳性能，主要用来生产T351和T851状态在缺陷以及不同疲劳载荷形式对疲劳性能的影响。的厚板，是西方国家目前在役飞机的主体结构本工作针对2124铝合金

4、厚板，研究了该合金不同取材料之一，广泛用于机身加强隔框、机翼蒙皮壁板、样方向、试样形式以及实试验应力比等对材料疲劳机翼桁条等主承力结构件。。随着新一代飞机耐损伤性能的影响，并对疲劳断口进行分析，从而获得久性／损伤容限设计思想的发展，对机体主要结构的较全面的疲劳性能。减重效率、耐损伤性能以及低成本的要求13益提高，2124铝合金作为主体结构材料，其疲劳耐损伤性能1实验材料及方法成为关注的重点。国内外对2124铝合金各种力学性能、微观组织以及热处理工艺等进行了广泛研1．1实验材料究，但在疲劳损伤性能方面报道较

5、少，RLapo-实验材料为东北轻合金(有限)责任公司提供的vokⅢ研究了等通道转角挤压(Equalchannelangu．855mm厚2124一T851板材，热处理工艺为498~C固溶1arextrusion，简称ECAE)制成的2124铝合金的组水淬，2％冷变形之后190~C时效，化学成分见表1，不织及疲劳性能，LiXue等对轧制生产的2124．T851同方向(纵向L，横向LT，高向sT)拉伸性能见表2。表12124铝合金的化学成分(质量分数／％)Table1Thecompositionof2124Al

6、uminumalloy(massfraction／％)1．2试样收稿Et期：2013—09-03；修订13期：2013·11—20疲劳试样采用了两种试样形式：光滑疲劳试样作者简介：刘铭(1982一)，女，博士，工程师，主要从事航空(K=1)，缺口疲劳试样(应力集中系数K=3)，试铝合金的研究工作(E—mail)mingliu5753@163．com。样形式如图1和图2所示。第1期航空用Al—Cu-Mg铝合金疲劳行为研究77限or见表3，疲劳极限对比见图4。可以看出，2124．T851铝合金板材具有良好的耐

7、疲劳损伤性能；在相同取样方向和应力集中系数下，板材疲劳极限随应力比的增加而增大，对于L向，R=0．06和0．5时的疲劳极限分别大约是R=一1时的1．7倍和2．8倍，对于LT向，R=0．06和0．5时的疲劳极图1光滑疲劳试样(K=1)示意图限分别大约是R=一1时的1．7倍和2．3—2．5倍；Fig．ISchematicdiagramofsmooth在相同取样方向和应力比下，板材光滑试样(K．=fatiguespecimens(K：1)1)的疲劳极限大约是缺口试样(K．=3)疲劳极限的2倍，表明缺口的存在大大

8、降低了材料的疲劳极限；在相同应力集中系数和应力比下，板材横向疲劳极限高于纵向疲劳极限且应力比越小，差异越大，R=一I和0．06时横向的疲劳极限约是纵向的1．2倍，R=0．5时横向和纵向的疲劳极限相当，表明在较高图2缺口疲劳试样(K=3)示意图应力比下，取样方向对疲劳性能的影响较小。Fig．2Schematicdiagramofnotched表32124铝合金板材疲劳极限fatiguespecimens(K=3)Table3Fa