陳安，許飛，閆文偉，董登科

(中國飛機強度研究所 三室，西安　710065)

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基于DFR法的Al-Li-S4鋁鋰合金鉚接結構疲勞可靠性分析

陳安，許飛，閆文偉，董登科

(中國飛機強度研究所 三室，西安710065)

摘要：Al-Li-S4是新一代鋁鋰合金，常被用作機身材料，而鉚接結構在飛機各個重要受力結構中也具有廣泛的應用。為了研究Al-Li-S4鋁鋰合金鉚接結構的疲勞性能，通過試驗統(tǒng)計得到兩種鉚接結構的細節(jié)疲勞額定值(DFR)，并借助掃描電鏡觀察其疲勞裂紋的萌生和擴展行為。結果表明：Al-Li-S4鋁鋰合金鉚接搭接結構的DFR值為102.24 MPa，鉚釘填充锪窩孔連接結構的DFR值為169.41 MPa；Al-Li-S4鋁鋰合金疲勞斷口的分析表征其具有良好的抗疲勞損傷性能。研究結果可為新型民用飛機選材、疲勞設計和壽命評估提供參考。

關鍵詞：細節(jié)疲勞額定值；Al-Li-S4鋁鋰合金；鉚接結構；疲勞斷口

0引言

在飛機結構設計中，鉚接接頭常用來連接和組裝各類受力結構，實現各部件之間的載荷傳遞和分配，其疲勞性能對飛機的安全性具有重要影響。國內外諸多學者，借助各種方法對鉚接連接件的疲勞性能開展了廣泛研究。例如，M.R.Urban[1]對機身鉚接結構進行了疲勞試驗和三維有限元分析。Osama Bedair[2]研究了飛機鉚接搭接結構在偏心載荷作用下的受力特征，發(fā)現彎曲應力對結構具有重要影響。李風等[3]通過試驗研究了鉚釘搭接頭在不同環(huán)境下的疲勞強度曲線，并推導了描述鉚釘搭接頭疲勞壽命的數學表達式。趙平等[4]采用確定性裂紋增長方法對航空鋁合金鉚接結構進行了壽命評估，并與試驗結果進行對比分析。吳建國等[5]利用有限元軟件對機身鉚接結構進行細節(jié)應力分析，并根據損傷力學原理，建立了疲勞裂紋形成的壽命預估方法。

隨著航空技術的發(fā)展，對飛機的使用性能和可靠性的要求愈來愈高，對其關鍵結構的疲勞性能的要求也更加突出。新型航空鋁合金的研制成功及其應用技術的提升，更好地滿足了飛機設計、制造和使用要求。鋁鋰合金是一種低密度、高比強度、高比剛度的鋁合金，具有優(yōu)良的低溫性能、耐腐蝕性能和卓越的超塑成形性能，在航空航天領域顯示出廣闊的應用前景[6-8]。Al-Li-S4作為新一代鋁鋰合金，是專為國產新型大型商用客機而生產的機身材料[9]，用其取代傳統(tǒng)鋁合金，可以達到減輕飛機結構重量、提高結構強度的目的。因此，對Al-Li-S4鋁鋰合金的疲勞特性進行研究，有助于推廣和促進鋁鋰合金在我國航空航天領域的應用。

本文對Al-Li-S4鋁鋰合金鉚接搭接和鉚釘填充锪窩孔連接兩種形式試驗件進行疲勞試驗，通過統(tǒng)計分析獲得兩種鉚接結構的DFR值；同時，采用掃描電鏡對疲勞斷口進行觀察，分析疲勞裂紋的萌生位置和裂紋擴展路徑，為飛機新型材料的疲勞設計和工程應用提供參考。

1Al-Li-S4鋁鋰合金鉚接結構試驗

1.1試驗件

試驗件為飛機典型鉚接結構，分為兩種連接形式：蒙皮鉚接搭接結構(試驗件尺寸如圖1所示)和鉚釘填充锪窩孔連接結構(試驗件尺寸如圖2所示)。試驗件所用鉚釘的牌照均為NAS1097AD6，按連接形式分為兩組，每組6件。

圖1　蒙皮鉚接搭接試驗件幾何尺寸

圖2　鉚釘填充锪窩孔試驗件幾何尺寸

試驗件材料為美國鋁業(yè)公司生產的Al-Li-S4鋁鋰合金，其化學成分如表1所示。主要力學性能：屈服強度為421 MPa，拉伸強度為497 MPa，彈性模量為74 GPa。

表1　Al-Li-S4化學成分表

1.2試驗方法

試驗于室溫大氣環(huán)境下在INSTRON-8801-100kN液壓伺服疲勞試驗機上進行，試驗機靜態(tài)載荷誤差為1%，動態(tài)載荷誤差為2%。試驗采用應力控制單向拉伸循環(huán)加載，施加的載荷為軸向等幅譜，載荷波形為正弦波，頻率f=15 Hz，應力比R=0.06。試驗按照《金屬材料軸向加載疲勞試驗方法》(HB5287-1996)進行，試驗件破壞后記錄循環(huán)壽命，試驗整體照片如圖3所示。

圖3　試驗整體照片

1.3試驗結果

為了保證試驗的可靠度，需要選取合適的應力水平，使每組試驗的特征壽命的有效值不少于5個。試驗結果如表2所示。

表2　疲勞壽命試驗結果

2基于DFR法的疲勞可靠性分析

細節(jié)疲勞額定值(Detail Fatigue Rating，簡稱DFR)法是在總結結構細節(jié)疲勞特性的統(tǒng)計特性的基礎上，形成的一種以名義應力為參量的疲勞壽命分析方法。DFR定義為當應力比R=0.06時，在95%置信度和95%可靠度要求下，結構能承受105次循環(huán)壽命載荷的最大應力[10]。

大量試驗結果和實際統(tǒng)計資料均表明：由于加工精度、原始缺陷以及使用環(huán)境等因素的影響，名義上一致的結構件在試驗或使用過程中其疲勞壽命是一個呈雙參數威布爾(Weibull)分布的隨機變量[11]，其壽命的概率分布函數為

(1)

式中：β為特征壽命；α為形狀參數，決定威布爾分布的分布密度曲線的形狀；N為循環(huán)次數。

根據最大似然法，對于n個完全壽命子樣，其特征壽命的點估計值為

(2)

在經過一定的坐標變換后，威布爾分布的分布函數由曲線轉化為直線，該直線的斜率即為形狀參數α。對于鋁合金材料，美國波音公司在統(tǒng)計了大量試驗數據后，得出α=4。

2.2可靠性壽命N95/95

具有95%置信度和95%可靠度的試驗壽命N95/95為

(3)

式中：SC為置信度系數；SR為可靠度系數；ST為試件系數。

置信水平為95%的置信度系數(SC)如表3所示。

表3　置信度系數(SC)

可靠度系數(SR)的計算公式為

(4)

式中：RS為可靠度。

具有95%可靠度的可靠度系數，根據公式(4)計算得SR=2.1。

試件系數ST用來修正試件與實際結構在構形上的差異，結合大量試驗及實際使用情況的統(tǒng)計結果，對于全尺寸試驗件，ST=1。本文試驗為元件試驗，取ST=1.3。

2.3試驗表征的DFR

試驗的DFR值采用單點法(標準S-N曲線法)計算，計算公式為

(5)

式中：σmax為試驗選取的最大應力；對于鋁合金，S-N曲線斜率參量S=2，σm0=310 MPa。

試驗分析結果如表4所示。

表4　試驗數據分析結果

從表4可以看出：Al-Li-S4蒙皮鉚接搭接結構的DFR值為102.24 MPa，鉚釘填充锪窩孔連接結構的DFR值為169.41 MPa。

3疲勞斷口分析

為了進一步研究Al-Li-S4鋁鋰合金的疲勞性能，采用Quanta600掃描電鏡觀察不同階段的疲勞斷口形貌，如圖4所示。

(a) 整體形貌

(b) 疲勞源區(qū)

(c) 裂紋擴展區(qū)

(d) 瞬斷區(qū)

從圖4可以看出：疲勞斷口主要由疲勞源區(qū)、裂紋擴展區(qū)和瞬斷區(qū)組成，其中裂紋擴展區(qū)所占比重最大；疲勞源區(qū)形成位置與試樣表面加工狀態(tài)、微觀缺陷以及表面粗大第二相粒子密切相關，在疲勞源區(qū)可以看到許多結晶學小平面和河流狀花紋，斷口具有明顯的晶體學特征；裂紋擴展區(qū)主要呈現疲勞條帶特征，疲勞條帶基本相互平行、細密有致且具有規(guī)則的間距，同時，在疲勞裂紋擴展過程中出現破碎的粗大第二相顆粒，掉落后在疲勞條帶上形成大量的孔洞；瞬斷區(qū)主要由大小不同的韌窩和空洞組成，呈現韌性斷裂的特點，具有靜拉伸時的斷口特征。

4結論

(1) Al-Li-S4鋁鋰合金具有十分優(yōu)良的抗疲勞損傷特性，該合金鉚接搭接結構的DFR值為102.24 MPa，鉚釘填充锪窩孔連接結構的DFR值為169.41 MPa。

(2) Al-Li-S4鋁鋰合金疲勞斷口呈現出三個典型區(qū)域：疲勞源區(qū)、裂紋擴展區(qū)和瞬斷區(qū)。其裂紋擴展區(qū)疲勞條帶細密有致，良好的規(guī)律性是Al-Li-S4鋁鋰合金具有優(yōu)良的抗疲勞損傷特性的主要原因。

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陳安(1986-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：結構疲勞、斷裂及可靠性分析。

許飛(1984-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：結構疲勞、斷裂及可靠性分析。

閆文偉(1981-)，男，高級工程師。主要研究方向：結構耐久性/損傷容限設計。

董登科(1963-)，男，博士，研究員。主要研究方向：結構疲勞與斷裂、耐久性與損傷容限設計、可靠性工程。

(編輯：馬文靜)

Fatigue Reliability Analysis of Al-Li-S4 Riveted Joints Based on Detail Fatigue Rating

Chen An, Xu Fei, Yan Wenwei, Dong Dengke

(The Third Department, Aircraft Strength Research Institute of China, Xi’an 710065, China)

Abstract:Al-Li-S4 is a new generation of aluminum-lithium alloys，which is often used as an aircraft body material. Riveted joints is extensively used in each important load-carrying structure of aircraft. In order to investigate the fatigue performance of Al-Li-S4 aluminum-lithium alloys two riveted joints are studied. The detailed fatigue rating(DFR) values are measured and calculated based on the fatigue tests. The fatigue crack initiation and propagation behavior are observed by scanning electron microscopy. The results indicate that DFR value of Al-Li-S4 alloy with riveted lap joins is 102.24 MPa, and the DFR value of rivet-filled countersink hole structure is 169.41 MPa. Fatigue fractography shows that Al-Li-S4 alloy has superior fatigue properties. The study can be used to select suitable materials from the fatigue strength design and fatigue life evaluation of the civil aircraft.

Key words:detailed fatigue rating; Al-Li-S4 aluminum-lithium alloys; riveted joints; fatigue fractography

作者簡介：

中圖分類號：V215.6

文獻標識碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.01.014

文章編號:1674-8190(2016)01-101-05

通信作者：陳安,andychen1986@163.com

收稿日期：2015-12-23；修回日期：2016-01-12