2024鋁合金振動(dòng)疲勞特性及斷口分析

胡海濤， 李玉龍， 索 濤， 趙 峰

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安 710072)

隨著航空工業(yè)的快速發(fā)展，在使用工況內(nèi)對(duì)飛行器高速及高穩(wěn)定性、可靠性的要求越來越高。在這一條件下，振動(dòng)疲勞作為影響飛行器動(dòng)強(qiáng)度性能的重要因素，越來越受到設(shè)計(jì)者的重視，如陶春虎等研究了TC6鈦合金組織對(duì)振動(dòng)疲勞的影響［1］，蔡建明等研究了Ti60鈦合金中富釹稀土相對(duì)室溫振動(dòng)疲勞的影響［2］。從實(shí)際情況來看，振動(dòng)疲勞也是發(fā)動(dòng)機(jī)葉片失效的主要影響因素之一，馬楠楠等統(tǒng)計(jì)了近100件飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)失效葉片的結(jié)果表明，與振動(dòng)有關(guān)的疲勞失效占葉片失效的35%［3］。與常規(guī)疲勞問題不同，振動(dòng)疲勞是指結(jié)構(gòu)在承受振動(dòng)、沖擊、噪聲等動(dòng)態(tài)交變載荷時(shí)，激勵(lì)頻率分布與結(jié)構(gòu)固有頻率相近，使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生共振所導(dǎo)致的疲勞破壞現(xiàn)象［4］。目前對(duì)于振動(dòng)疲勞問題的試驗(yàn)和理論研究已成為國內(nèi)外的研究熱點(diǎn)。在試驗(yàn)測(cè)試方面，R.J.Morrissey等研究了加載頻率和應(yīng)力比因素對(duì)鈦合金(Ti-6Al-4V) 振動(dòng)疲勞性能的影響［5］;Jenn-Ming Song等研究了Mg-Li-Zn輕質(zhì)鎂合金的振動(dòng)斷裂破壞特性［6］;Kuo-Tsung Huang等研究了 5083鋁合金的抗振動(dòng)斷裂性能［7］;陳國平等分析了梁結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞過程中，呼吸式疲勞裂紋的擴(kuò)展特性［8］;李靜等系統(tǒng)研究了某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的振動(dòng)疲勞壽命問題［9］。在疲勞壽命預(yù)估方面，施榮明等研究了振動(dòng)疲勞壽命的確定方法［10］;M.Mrsnik等研究了振動(dòng)疲勞頻域范圍內(nèi)的壽命預(yù)估方法［11］;姚衛(wèi)星等提出了缺口件振動(dòng)疲勞壽命分析的名義應(yīng)力法［12］;張淼等應(yīng)用有限元法研究了諧振載荷作用下工程結(jié)構(gòu)的振動(dòng)疲勞壽命預(yù)估［13］?？梢钥吹剑瑢?duì)振動(dòng)疲勞的研究多集中在結(jié)構(gòu)受到固有頻率附近激勵(lì)加載時(shí)的振動(dòng)疲勞破壞行為。而受不同激振頻率加載時(shí)，結(jié)構(gòu)的振動(dòng)疲勞特性及疲勞破壞裂紋擴(kuò)展研究則少有報(bào)道。

實(shí)際環(huán)境中，結(jié)構(gòu)材料在固有頻率激勵(lì)下產(chǎn)生疲勞損傷后，結(jié)構(gòu)剛度會(huì)相應(yīng)下降，使其固有頻率降低從而偏離初始激勵(lì)頻率。為進(jìn)一步了解結(jié)構(gòu)受偏離固有頻率的激勵(lì)加載時(shí)的疲勞破壞特性，本工作通過試驗(yàn)研究了不同激勵(lì)頻率時(shí)2024鋁合金懸臂梁振動(dòng)疲勞壽命，并借助體式顯微鏡和掃描電鏡進(jìn)行疲勞破壞斷口分析。

1 試驗(yàn)材料與方法

試驗(yàn)件所用材料為2024-T62鋁合金，其化學(xué)成分如表1所示，試件尺寸如圖1所示，其一階固有頻率f1為148Hz。振動(dòng)疲勞試件按加載頻率分為3組。每組試驗(yàn)在相同振動(dòng)頻率下同時(shí)測(cè)試6件試樣(見圖2)，剔除異常試驗(yàn)結(jié)果后，最終測(cè)試數(shù)據(jù)為 4件有效試樣結(jié)果的平均值。

表1 試驗(yàn)所用2024鋁合金的化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%)Table 1 Chemical compositions of 2024 alloy(mass fraction/%)

懸臂梁振動(dòng)疲勞試驗(yàn)的測(cè)試及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)如圖3所示。試驗(yàn)過程中先將懸臂梁試樣及夾具安裝固定在振動(dòng)臺(tái)上，設(shè)定加載頻率及加速度g值，使各組試樣的初始應(yīng)力幅值為145MPa，開始振動(dòng)疲勞測(cè)試。通過應(yīng)變片及動(dòng)態(tài)信號(hào)采集分析系統(tǒng)記錄試樣的應(yīng)力變化歷程，每隔50萬次循環(huán)檢測(cè)一階固有頻率變化，直至試樣一階固有頻率下降超過5%，停止試驗(yàn)［10，14］。加載裝置選用 Y51150電動(dòng)振動(dòng)臺(tái)，加載條件見表2，應(yīng)力比R=－1。測(cè)試完成后利用SMZ-800型體式顯微鏡和Supra55場(chǎng)發(fā)射掃描電鏡進(jìn)行斷口觀察分析。

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 疲勞壽命結(jié)果

根據(jù)文獻(xiàn)［10，14］，以一階固有頻率f1下降5%時(shí)試樣所經(jīng)歷的循環(huán)次數(shù)作為振動(dòng)疲勞壽命，各組試樣的平均疲勞壽命結(jié)果見表2。由表2可知:在初始應(yīng)力幅值相同條件下，當(dāng)激振頻率低于和高于f1時(shí)，試樣疲勞壽命較小;當(dāng)激振頻率等于f1時(shí)，試樣的疲勞壽命最長(zhǎng)，約為另外兩組的1.2～1.75倍。為進(jìn)一步探究出現(xiàn)這種結(jié)果的原因，下面將結(jié)合試樣的應(yīng)力幅值和一階固有頻率變化歷程進(jìn)行系統(tǒng)分析。

圖3 振動(dòng)疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)測(cè)試原理及設(shè)備圖Fig.3 Schematic of the vibration fatigue test system

每組試樣的應(yīng)力幅值及一階固有頻率隨加載循環(huán)次數(shù)的變化情況如圖4和圖5所示。在圖4中，A組試樣的應(yīng)力幅值在前200萬次循環(huán)內(nèi)變化不大，對(duì)應(yīng)的一階固有頻率下降約1.5%。隨后，由于試樣一階固有頻率下降并逐漸接近激振頻率，導(dǎo)致應(yīng)力幅值迅速升高，應(yīng)力幅值增大造成材料拉伸表面發(fā)生裂紋萌生，裂紋擴(kuò)展過程中結(jié)構(gòu)件固有頻率迅速下降，至250萬次循環(huán)時(shí)，所有試樣的一階固有頻率下降均超過5%的臨界值。B組試樣在前50萬次循環(huán)內(nèi)，懸臂梁試樣首先處于共振狀態(tài)并隨著結(jié)構(gòu)內(nèi)部裂紋萌生導(dǎo)致剛度下降，其一階固有頻率隨之出現(xiàn)明顯下降，從而使試樣偏離共振狀態(tài)，由于本組試驗(yàn)施加的加速度g值最小，試樣的應(yīng)力幅值大幅度下降到40MPa左右;隨后的加載循環(huán)中試樣的應(yīng)力幅值緩慢下降，直至350萬次循環(huán)后一階固有頻率下降超過5%。C組試樣應(yīng)力幅值在前80萬次循環(huán)內(nèi)緩慢下降，隨后下降速率加快，直到150萬次循環(huán)降至20MPa左右，試樣固有頻率趨于穩(wěn)定，最終到250萬次循環(huán)時(shí)一階固有頻率下降超過5%。

表2 試驗(yàn)條件及疲勞壽命Table 2 Fatigue test conditions and fatigue life for each groups

比較圖4中，三組試樣的應(yīng)力幅值變化歷程可知，初始處于共振狀態(tài)的B組試樣經(jīng)歷的高應(yīng)力幅值加載循環(huán)數(shù)最少，激勵(lì)加速度也最小，因此產(chǎn)生的疲勞損傷速率較慢，隨后固有頻率下降而偏離共振狀態(tài)后導(dǎo)致應(yīng)力幅值大幅度下降。整個(gè)加載過程中，B組試樣疲勞累積損傷速率最慢，從而疲勞壽命最長(zhǎng)。A組和C組試樣由于初始處于非共振狀態(tài)，激勵(lì)加速度較大，加載過程中高應(yīng)力幅值加載時(shí)間較長(zhǎng)。因此在高應(yīng)力條件下，疲勞累積損傷速率較快，尤其是A組試樣在加載200萬次循環(huán)后又經(jīng)歷一段共振過程，應(yīng)力幅值劇烈升高而導(dǎo)致試樣快速破壞。在三組試驗(yàn)中，A組和C組試樣應(yīng)力幅值歷程區(qū)別很大，但疲勞壽命卻相近，主要原因是加載初期施加了近似的加速度g值(見表2)，并且在加載初期，兩組試樣都經(jīng)歷了一段高應(yīng)力加載過程，而高應(yīng)力加載階段對(duì)應(yīng)疲勞裂紋源萌生過程，結(jié)合微觀組織結(jié)果表明，初始的高應(yīng)力幅值加載過程在很大程度上影響著試驗(yàn)件最終的疲勞壽命。

由圖5可以看到，各組試樣一階固有頻率的下降表現(xiàn)出典型的非線性特征。所以，試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以定性地描述共振激勵(lì)下疲勞損傷的發(fā)展過程，但準(zhǔn)確的疲勞損傷定量分析，目前還沒有適合的試驗(yàn)手段。

2.2 疲勞斷口形貌分析

在試驗(yàn)過程中尚未完全斷裂(但已經(jīng)失效，試驗(yàn)終止)的試樣采用線切割方法沿寬度方向進(jìn)行切割，切割過程以不破壞斷口為原則。而后對(duì)所有斷口進(jìn)行超聲波清洗，在體式顯微鏡下觀察斷口形貌，其形貌照片如圖6所示。雖然疲勞裂紋擴(kuò)展歷程不同，但A，B，C三組試樣低倍斷口形貌顯示，其主要由三個(gè)區(qū)域構(gòu)成:疲勞裂紋源區(qū)、裂紋擴(kuò)展區(qū)和瞬斷區(qū)(分別見圖6a和c中的I，II，III所示，裂紋擴(kuò)展區(qū)與瞬斷區(qū)邊界靠近圖6中白色虛線位置)。

裂紋源區(qū)起始于試樣表面，其出現(xiàn)位置除了和試樣表面加工狀態(tài)、微觀缺陷及表面粗大第二相有關(guān)［15］外，懸臂梁試樣在彎曲載荷作用下，其上下表面所受的循環(huán)拉應(yīng)力的應(yīng)力狀態(tài)也對(duì)裂紋源的出現(xiàn)位置有很大影響。從圖6c可以看到，在有些試樣表面存在多個(gè)疲勞裂紋源，這表明在相同的加載條件下，疲勞破壞可能是由多條裂紋同時(shí)擴(kuò)展形成的。在圖6c中，還可以看到較為明顯的貝殼狀裂紋起源區(qū)［16］，這表明在循環(huán)加載條件下，裂紋初始擴(kuò)展速率在不同方向是近似相同的。圖6b表明初始處于共振狀態(tài)的B組試樣在50萬次循環(huán)后應(yīng)力水平較低，其疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)所占的破壞面積較大，而瞬斷區(qū)面積最小。這也意味著隨著載荷的降低，疲勞壽命會(huì)趨于增長(zhǎng)，而在圖6a中，A組試樣在加載后期，有很長(zhǎng)的一段共振過程，在共振條件下材料內(nèi)部應(yīng)力水平大幅升高，導(dǎo)致疲勞裂紋快速失穩(wěn)擴(kuò)展直至最終斷裂，因而在圖6a中，其瞬斷區(qū)面積相對(duì)較大。

圖7為疲勞斷口形貌的SEM照片。圖7a為疲勞源區(qū)附近的照片，其局部放大形貌如圖7b所示，可以看出裂紋起源為試樣表面缺陷，且由多個(gè)小刻面組成，并有明顯的溝槽和放射狀條紋［17］，小刻面運(yùn)動(dòng)方向平行于裂紋擴(kuò)展方向。顯微形貌表明，初始階段的斷口表面呈現(xiàn)出脆性疲勞條紋特征［18］。這是因?yàn)楫?dāng)疲勞裂紋在晶間擴(kuò)展時(shí)，位錯(cuò)運(yùn)動(dòng)在晶界處受阻并產(chǎn)生位錯(cuò)間強(qiáng)相互作用并導(dǎo)致位錯(cuò)塞積，位錯(cuò)塞積造成應(yīng)力集中并最 終引起裂紋擴(kuò)展，進(jìn)而萌生新的微裂紋，微裂紋選擇能量消耗最少的方向繼續(xù)擴(kuò)展［19，20］。整個(gè)擴(kuò)展過程中，裂紋會(huì)在不同晶面上進(jìn)行二次擴(kuò)展，從而形成眾多小刻面組織。

圖6 試樣的斷口形貌圖 (a)A組試樣;(b)B組試樣;(c)C組試樣Fig.6 Fractographs of fatigue fracture specimens(a)specimen of group A;(b)specimen of group B;(c)specimen of group C

圖7c為裂紋擴(kuò)展區(qū)的高倍形貌，可以看出裂紋擴(kuò)展區(qū)以疲勞條帶為主。圖中白色箭頭所指區(qū)域可以看到疲勞條帶中存在微米級(jí)的強(qiáng)化相。在疲勞條帶形成過程中，這些強(qiáng)化相會(huì)對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展產(chǎn)生一定的阻礙作用，裂紋通常會(huì)繞過這些強(qiáng)化相繼續(xù)擴(kuò)展，此過程中部分顆粒被“拉拔”出基體。因此合金中的強(qiáng)化相有利于提高其疲勞性能。由圖7e可見處于同一平面上的疲勞條帶是平行連續(xù)的;與垂直于裂紋擴(kuò)展方向相鄰的小面上的條帶保持連續(xù);而與裂紋擴(kuò)展前方相鄰小面上的條帶則不連續(xù)且不平行。這說明裂紋在一定范圍內(nèi)是由多晶面同時(shí)擴(kuò)展后相交形成的;在遇到前方晶界時(shí)，裂紋擴(kuò)展前沿受阻，疲勞條帶取向?qū)l(fā)生微小改變。伴隨著裂紋擴(kuò)展速率的加快，斷口上出現(xiàn)大量的二次裂紋［19］，如圖7f所示。二次裂紋既有沿晶斷裂也有穿晶斷裂，大部分平行于疲勞條帶。本試驗(yàn)以沿晶斷裂為主的二次裂紋在斷口上呈斷續(xù)分布，間斷面或孔洞會(huì)阻止其進(jìn)一步擴(kuò)展。

當(dāng)疲勞裂紋擴(kuò)展到臨界尺寸后，裂紋發(fā)生失穩(wěn)擴(kuò)展，就形成了瞬斷區(qū)，在這時(shí)段內(nèi)，裂紋擴(kuò)展速率最快，試樣完全失效。圖7d是瞬斷區(qū)的放大圖，瞬斷區(qū)主要由許多不同尺寸的韌窩及空洞組成，為典型的韌性斷裂。有些韌窩中含有破碎的第二相(見箭頭所指處)，這表明第二相相對(duì)較脆，當(dāng)承受由基體傳來的載荷時(shí)，首先發(fā)生斷裂而不是與基體脫離，基體在外力作用下圍繞第二相形成韌窩，材料整體韌性很好。

圖7 掃描電鏡下的試樣疲勞斷口形貌 (a，b)疲勞源區(qū);(c)裂紋擴(kuò)展區(qū);(d)瞬斷區(qū);(e)裂紋在多個(gè)晶面上的擴(kuò)展;(f)二次裂紋Fig.7 SEM micrograph for fracture surface of specimens (a，b)fatigue crack initiation sites;(c)crack propagation region;(d)fast fracture zone;(e)crack propagate along several crystal planes;(f)secondary crack

3 結(jié)論

(1)初始應(yīng)力幅值相同的2024-T62鋁合金懸臂梁，初始處于共振狀態(tài)(激振頻率等于其一階固有頻率)時(shí)振動(dòng)疲勞壽命最長(zhǎng)，約為另外兩組1.2～1.75倍;各組試樣應(yīng)力幅值及一階固有頻率變化歷程不同，試樣一階固有頻率下降過程表現(xiàn)出明顯的非線性，可定性地描述疲勞損傷大小及累積過程。

(2)疲勞斷口分析表明，加載后期經(jīng)歷共振過程的A組試樣其疲勞斷口的瞬斷區(qū)所占面積最大。掃描電鏡分析表明，懸臂梁試樣的振動(dòng)疲勞裂紋源萌生于材料表面的加工缺陷或粗大夾雜處，裂紋擴(kuò)展源區(qū)附近呈現(xiàn)出放射狀條紋、貝殼線和許多小刻面;疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)可觀察到大量疲勞條帶，同時(shí)還有二次裂紋;疲勞瞬斷區(qū)則由大量韌窩構(gòu)成，有的韌窩中可觀察到斷裂的第二相顆粒。

(3)疲勞條帶形貌觀測(cè)發(fā)現(xiàn)合金中存在著微米級(jí)的強(qiáng)化相顆粒。其對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展產(chǎn)生阻礙，裂紋繞過這些顆粒才能繼續(xù)擴(kuò)展，這種強(qiáng)化相顆粒對(duì)其疲勞性能是有益的。

［1］陶春虎，張少卿.不同組織類型TC6鈦合金的振動(dòng)疲勞特征［J］.航空材料，1989，9(2):32 －38.(TAO C H，ZHANG S Q.Vibration fatigue characteristics of titanium alloy TC6 with various microstructures［J］.Aeronautical Materials，1989，9(2);32 －38.)

［2］蔡建明，李臻熙，曹春曉，等.Ti60鈦合金中富釹稀土相顆粒對(duì)葉片室溫振動(dòng)疲勞性能的影響［J］.材料工程，2007(8):57－60.(CAI J M，LI Z X，CAO C X，et al.Effect of Nd-rich particles on room temperature vibration fatigue of Ti60 titanium alloy［J］.Journal of Materials Engineering，2007(8):57 －60.)

［3］馬楠楠，陶春虎，何玉懷，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片多軸疲勞試驗(yàn)研究進(jìn)展［J］.航空材料學(xué)報(bào)，2012，32(6):44 －49.(MA N N，TAO C H，HE Y H，et al.Research progress of multiaxial fatigue test methods on blades of aviation engine［J］.Journal of Aeronautical Materials，2012，32(6):44 －49.)

［4］姚起杭，姚軍.工程結(jié)構(gòu)的振動(dòng)疲勞問題［J］.應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào)，2006，23(1):12 －15.(YAO Q H，YAO J.Vibration fatigue in engineering structures［J］.Chinese Journal of Applied Mechanics，2006，23(1);12 －15.)

［5］MORRISSEY R J，MCDOWELL D L，NICHOLAS T，et al.Frequency and stress ratio effects in high cycle fatigue of Ti-6Al-4V［J］.International Journal of Fatigue，1999，21(7):679－685.

［6］SONG J M，WEN T X，WANG J Y，et al.Vibration fracture properties of a lightweight Mg-Li-Zn alloy［J］.Scripta Materialia，2007，56(6):529 －532.

［7］HUANG K T，LUI T S，CHEN L H.Effect of microstructural feature on the tensile properties and vibration fracture resistance of friction stirred 5083 alloy［J］.Journal of Al-loys and Compounds，2011，509(27):7466 －7472.

［8］劉文光，陳國平.含裂紋懸臂梁的振動(dòng)與疲勞耦合分析［J］.振動(dòng)與沖擊，2011，30(5):140 －144.(LIU W G，CHEN G P.Coupling analysis for vibration and fatigue of a cracked cantilever beam［J］.Journal of Vibration and Shock，2011，30(5):140 －144.)

［9］李靜，孫強(qiáng)，李春旺，等.某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)葉片振動(dòng)疲勞壽命研究［J］.應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào)，2011，28(2):189－193.(LI J，SUN Q，LI C W，et al.Study on the vibration fatigue life for aero-engine compressor blade［J］.Chinese Journal of Applied Mechanics，2011，28(2):189 －193.)

［10］楊萬均，施榮明.振動(dòng)疲勞試驗(yàn)壽命確定方法研究［J］.機(jī)械設(shè)計(jì)與研究，2012，28(2):71 －72.(YANG W J，SHI R M.Research on the confirmation method of vibration fatigue experiment life［J］.Machine Design and Research，2012，28(2):71 －72.)

［11］MRSNIK M，SLAVIC J，BOLTEZAR M.Frequency-domain methods for a vibration-fatigue-life estimation-Application to real data［J］.International Journal of Fatigue，2013，47(2):8 －17.

［12］李德勇，姚衛(wèi)星.缺口件振動(dòng)疲勞壽命分析的名義應(yīng)力法［J］.航空學(xué)報(bào)，2011，32(11):2036 －2041.(LI D Y，YAO W X.Nominal stress approach for life prediction of notched specimens under vibration loading［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2011，32(11):2036 －2041.)

［13］張淼，鄒希，孟慶春，等.諧振載荷作用下工程結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞壽命預(yù)估的損傷力學(xué)-有限元法［J］.計(jì)算力學(xué)學(xué)報(bào)，2010，27(5):948 －952.(ZHANG M，ZOU X，MENG Q C，et al.Damage mechanics-finite element method for vibration fatigue life prediction of engineering structures under resonant loading［J］.Chinese Journal of Computational Mechanics，2010，27(5):948 －952.)

［14］肖壽庭，杜修德.LY12CZ鋁合金懸臂梁動(dòng)態(tài)疲勞S-N曲線的試驗(yàn)測(cè)定［J］.機(jī)械強(qiáng)度，1995，17(1):22－24.(XIAO S T，DU X D.Measurement of a dynamic fatigue S-N curve for LY12CZ Al alloy cantilever specimens［J］.Journal of Mechanical Strength，1995，17(1):22 －24.)

［15］杜鳳山，閆亮，戴圣龍，等.高強(qiáng)鋁合金疲勞特性研究［J］.航空材料學(xué)報(bào)，2009，29(1):96－100.(DU F S，YAN L，DAI S L，et al.Study on fatigue performance of high strength aluminum alloy［J］.Journal of Aeronautical Materials，2009，29(1):96 －100.)

［16］陶春虎，何玉懷，劉新靈.失效分析新技術(shù)［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2011:269－280.

［17］蹇海根，姜鋒，文康，等.不同應(yīng)力下7B04鋁合金的疲勞斷口［J］.中南大學(xué)學(xué)報(bào)，2010，41(1):132 －137.(JIAN H G，JIANG F，WEN K，et al.Fatigue fracture of 7B04 aluminum alloy under different stresses［J］.Journal of Central South University(Science and Technology)，2010，41(1):132 －137.)

［18］查理R布魯克斯，阿肖克考霍萊.工程材料的失效分析［M］.謝斐娟，孫家驥，譯.北京:機(jī)械工業(yè)出版社，2003:230－244.

［19］韓劍，戴起勛，趙玉濤，等.7075-T651鋁合金疲勞特性研究［J］.航空材料學(xué)報(bào)，2010，30(4):92－96.(HAN J，DAI Q X，ZHAO Y T，et al.Study on fatigue performance of 7075-T651 aluminum alloys［J］.Journal of Aeronautical Materials，2010，30(4):92 －96.)

［20］李海，鄭子樵，魏修宇，等.時(shí)效析出對(duì)2E12鋁合金疲勞斷裂行為的影響［J］.中國有色金屬學(xué)報(bào)，2008，18(4):589－594.(LI H，ZHENG Z Q，WEI X Y，et al.Effect of ageing precipitation characteristics on fatigue fracture behavior of 2E12 aluminum alloy［J］.The Chinese Journal of Nonferrous Metals，2008，18(4):589 －594.)