简介概要

7475-T7351铝合金抗疲劳性能研究

来源期刊：稀有金属2009年第5期

论文作者：黄敏刘铭吴秀亮伊琳娜张坤

关键词：7475铝合金; 疲劳行为; 耐损伤; 疲劳裂纹扩展;

摘要：采用旋转弯曲疲劳试验、轴向加载疲劳试验、疲劳裂纹扩展速率试验等疲劳性能测试方法,研究了7475-T7351铝合金厚板的疲劳性能.并通过透射电镜(TEM)和扫描电镜(SEM)分析了该合金的显微组织和疲劳断口形貌.结果表明:7475-T7351铝合金具有良好的耐疲劳损伤性能,光滑试样(Kt=1)在室温旋转弯曲和高温轴向加载条件下的疲劳极限分别为180.0和345.0 MPa,缺口试样(Kt=2.2)在室温旋转弯曲加载条件下的疲劳极限为91.9 MPa;合金厚板材料在高温下缺口敏感性有所降低;国产材料裂纹扩展速率随应力比增加而增大,裂纹扩展门槛值减小;国产7475铝合金与进口材料在裂纹稳定扩展阶段裂纹扩展行为基本相当;在近门槛值附近不同应力比下的裂纹扩展门槛值略有差别.

稀有金属 2009,33(05),626-630

7475-T7351铝合金抗疲劳性能研究

张坤黄敏伊琳娜吴秀亮

北京航空材料研究院铝镁合金研究室

摘要：

采用旋转弯曲疲劳试验、轴向加载疲劳试验、疲劳裂纹扩展速率试验等疲劳性能测试方法, 研究了7475-T7351铝合金厚板的疲劳性能, 并通过透射电镜 (TEM) 和扫描电镜 (SEM) 分析了该合金的显微组织和疲劳断口形貌。结果表明:7475-T7351铝合金具有良好的耐疲劳损伤性能, 光滑试样 (Kt=1) 在室温旋转弯曲和高温轴向加载条件下的疲劳极限分别为180.0和345.0MPa, 缺口试样 (Kt=2.2) 在室温旋转弯曲加载条件下的疲劳极限为91.9MPa;合金厚板材料在高温下缺口敏感性有所降低;国产材料裂纹扩展速率随应力比增加而增大, 裂纹扩展门槛值减小;国产7475铝合金与进口材料在裂纹稳定扩展阶段裂纹扩展行为基本相当;在近门槛值附近不同应力比下的裂纹扩展门槛值略有差别。

关键词：

7475铝合金;疲劳行为;耐损伤;疲劳裂纹扩展;

中图分类号： TG115.58

收稿日期：2008-12-20

Fatigue Damage Resistance Characteristics of 7475-T7351 Aluminum Alloy

Abstract：

The fatigue damage resistance characteristics of 7475-T7351 aluminum alloy were studied by rotating bar bending fatigue test, axial load test and fatigue crack growth rate test. TEM and SEM were applied to analyze the microstructure and fracture appearance. The results showed that 7475-T7351 aluminum alloy had the excellent fatigue damage tolerance. The fatigue strengths of the alloy for smooth specimens (Kt=1) were 180.0 and 345.0 MPa in room temperature rotating bar bending fatigue test and high temperature axial load test respectively, and the fatigue strength of notched specimens (Kt=2.2) was 91.9 MPa on room temperature rotating bar bending fatigue test. The fatigue notch sensibility greatly reduced at high temperature. The fatigue crack growth rate increased as the stress ratio enhancing, and the crack growth threshold (ΔKth) decreased. The fatigue crack propagation of synthesized and imported 7475 aluminum alloy were almost the same as expected at the fatigue crack growth (ΔKth) .

Keyword：

7475 aluminum alloy;fatigue behavior;damage resistance;fatigue crack propagation;

Received： 2008-12-20

7475铝合金是国外20世纪70年代为满足高强度、高韧性要求而研制的高纯铝合金, 具有良好的综合性能, 是西方国家目前在役飞机的主体结构材料 ^[1,2,3] , 如F-16的机翼下蒙皮、机身隔板等。国内现役及在研军、民机等在一些主体结构部位也选用了进口7475铝合金预拉伸厚板 ^[4,5,6,7] , 如歼十飞机的机翼下壁板以及歼轰7系列飞机主体结构部位。国外对7475疲劳耐久性及损伤容限性研究较早也比较成熟, 已形成指导飞机设计的重要参数 ^{[8,9,10,11,12]} 。我国在“七五”期间, 开展了7475板材的材料研制和应用研究, 并开展了7475典型件制造及考核试验, 但对疲劳损伤性能研究的比较少, 未能在型号的设计和研制中采用。目前, 国内只有航空材料研究院对7475铝合金在应力比R=0.5, 0和-1恒幅载荷下的长裂纹和小裂纹的扩展行为进行了初步的研究。本文选择7475-T7351铝合金厚板, 开展不同温度、不同环境以及不同载荷下的疲劳性能试验研究, 考察了7475铝合金耐疲劳损伤性能, 为国产7475-T7351铝合金厚板的工程应用提供技术基础。

1 实验

1.1 实验材料

试验材料为厚δ17mm的7475-T7351厚板, 化学成分见表1。

1.2 实验方法

旋转弯曲疲劳性能试验按HB 5152-96《室温金属旋转弯曲疲劳试验方法》进行, 取样方向为LT向, R=-1, 测定光滑试样 (K_t=1) 和缺口试样 (K_t=2.2) 的疲劳寿命曲线及指定寿命为10⁷下的疲劳极限。

轴向疲劳性能试验按HB 5287-96《金属材料轴向加载疲劳试验方法》进行, 取样方向为LT向, 测定光滑试样 (K_t=1) 和缺口试样 (K_t=3) 的疲劳寿命曲线及指定寿命10⁷下的疲劳极限。

疲劳裂纹扩展速率试验按GB/T6398-2000《金属材料疲劳裂纹扩展速率试验方法》进行, 取样方向为LT向; 试验频率为10 Hz, 采用C (T) 试样, R=0.06, 测定室温环境下的疲劳裂纹扩展速率。

在Philips CM12上进行透射电镜 (TEM) 分析, 工作电压120 kV, 试样经打磨和双喷电解减薄后进行了板材的显微组织分析。

在JSM-5600LV扫描电镜 (SEM) 分析了疲劳试样的微观断口形貌。

2 结果与讨论

2.1 显微组织分析

7475-T7351板材透射电子显微组织如图1所示。可以看出, 该合金晶粒为扁平状结构, 沿轧制方向延展已发生部分再结晶; 晶内有大量细小弥散析出相及少数粗大弥散相, 晶界存在析出相及无沉淀析出带。 7475合金电子衍射谱见图2。通过高分辨像 (图3) 的测量分析得知析出相的晶面间距大约都是0.43 nm, 与η′相 (MgZn₂) 的面之间的面间距相接近, 因此确定晶内细小析出相是η′相。对粗大的弥散相的微区成分分析 (图4) , 可知Al和Cr的原子比接近45∶1, 考虑到Al的基体成分进入到微区成分分析的范围并且能谱存在一定误差, 因此判定粗大的弥散相为Al₇Cr。

综上所述, 该合金晶粒为扁平状结构, 沿轧制方向延展已发生部分再结晶; α (Al) 基体内除了存在位错亚结构外, 还有块状Al₇Cr相和粒状η′ (MgZn₂) 析出相, 晶界上有平衡相η (MgZn₂) 以及晶界无沉淀析出带 (PFZ) 。

表1 材料的化学成分 (%, 质量分数)

Table 1 Composition of the 7475 aluminum alloy (%, mass fraction)

Elements	Zn	Mg	Cu	Mn	Cr	Ti	Fe	Si	Al
Content	5.8900	2.4800	1.5900	0.0017	0.2200	0.0170	0.0560	<0.0300	Bal.

2.2 疲劳性能

2.2.1 旋转弯曲疲劳性能

7475-T7351铝合金厚板光滑试样和缺口试样的旋转弯曲疲劳寿命曲线见图5。当应力比R=-1时, 光滑试样 (K_t=1) 的疲劳极限为180.0 MPa, 缺口试样 (K_t=2.2) 的疲劳极限为91.9 MPa, 由于缺口的存在显著降低了7475厚板的疲劳极限, K_t=2.2时的疲劳极限约为K_t=1时的一半。

2.2.2 轴向疲劳性能

7475-T7351铝合金厚板光滑试样和缺口试样在室温及高温下的轴向疲劳性能对比见图6。光滑试样高温下 (125 ℃) 的疲劳极限为279 MPa比室温疲劳极限345 MPa下降了约20%; 缺口试样高温疲劳极限 (121 MPa) 与室温疲劳极限 (106 MPa) 相差不大; 高温与室温下的疲劳极限相比缺口试样比光滑试样下降的幅度小, 说明材料在高温下缺口敏感性有所降低。

2.2.3 疲劳裂纹扩展速率

7475-T7351厚板室温空气下不同应力比的da/dN-ΔK曲线及Paris公式拟合线见图7, 国产料与进口料的裂纹扩展速率对比见图8, 合金厚板裂纹扩展速率Paris拟合数据及门槛值见表2。可以看出, 应力比越大, 裂纹扩展速率越大, 裂纹扩展门槛值越小; 在裂纹稳定扩展阶段国产材料与进口材料的裂纹扩展数据吻合非常好, 说明二者在Parris区的裂纹扩展行为基本相当。在近门槛值附近, R=0.5应力比下进口料与国产料的裂纹扩展曲线吻合较好, 而R=0.06, -1应力比下进口料与国产料有一些差别, R=0.06进口料的门槛值较高, 而R=-1国产料的门槛值较高。

2.3 疲劳断口分析

7475合金的轴向疲劳 (LT向; 实验条件: K_t=1, R=-1; 试验应力212 MPa) 断口扫描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见图9。疲劳裂纹起始于表面一点, 大致推测疲劳源是表面化合物质点产生的应力集中处, 疲劳源区呈放射状断口形貌。疲劳裂纹稳定扩展区具有明显的疲劳条带特征, 而裂纹快速断裂区即瞬断区为韧窝断裂特征。

图7 7475-T7351铝合金厚板不同应力比下的 da/dN-ΔK曲线

Fig.7 Fatigue crack growth rate comparison curves of 7475-T7351 alloy on different stress ratio

图8 国产料与进口料疲劳裂纹扩展速率及门槛值 (ΔKth) 对比

Fig.8 Fatigue crack growth rate and ΔK_th comparison curves of 7475 alloy between home and import grown materials

表2 7475-T7351铝合金厚板裂纹扩展速率Paris拟合数据及门槛值

Table 2 Fatigue crack growth rate Paris comparison and ΔK_thof 7475-T7351 alloy on different stress ratio

Paris	R	C	n	da/dN/ (mm/cycle)	ΔK_th/ (MPa·m^1/2)
da/dN=C (ΔK) ⁿ	0.50	5.589×10^-7	2.60	4.0×10^-5～2.35×10^-3	1.06
	0.06	1.765×10^-7	2.83	4.0×10^-5～3.0×10^-3	1.50
	-1.00	4.424×10^-8	2.69	3.0×10^-5～1.4×10^-3	3.71

图9 疲劳断口上不同部位断口特征

Fig.9 Fracture appearance of fatigue crack growth of 7475 alloy (a) Fatigue crack initiation zone; (b) Fatigue crack initiation; (c) Fatigue crack propagation zone; (d) Final fracture zone

3 结论

1. 7475铝合金具有良好的耐损伤疲劳性能, 当应力比R=-1时, 光滑试样 (K_t=1) 的疲劳极限为180.0 MPa, 缺口试样 (K_t=2.2) 的疲劳极限为91.9 MPa, 缺口的存在降低了疲劳极限。

2. 合金厚板光滑试样高温下125 ℃的疲劳极限为279 MPa比室温疲劳极限345 MPa下降了约20%; 缺口试样高温疲劳极限121 MPa与室温疲劳极限106 MPa相差不大; 高温与室温下的疲劳极限相比缺口试样比光滑试样下降的幅度小, 材料在高温下缺口敏感性有所降低。

3. 随应力比增加, 厚板裂纹扩展速率增大, 裂纹扩展门槛值减小; 在裂纹稳定扩展阶段国产材料与进口材料的裂纹扩展数据吻合非常好, 二者在Parris区的裂纹扩展行为基本相当; 在近门槛值附近, R=0.5应力比下进口料与国产料的裂纹扩展曲线仍吻合较好, R=0.06进口料的门槛值较高, 而R=-1国产料的门槛值较高。