宋彦琦等：A7085铝合金I~Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展及其数值模拟 ·1511· ly remains at 0,while type I stress intensity factor K increases gradually.The stress intensity factor amplitude is almost equal to K,and crack propagation is mainly controlled by K.The result is helpful to understand the mechanism of the I-II fatigue crack propagation. KEY WORDS A7085 aluminum alloy:I-II mixed mode cracks;finite element analysis;stress intensity factor;crack propagation path A7085铝合金与其他型号铝合金相比具有高强 否能预测塑性材料的疲劳裂纹开裂角有待考 度、高韧性和高抗疲劳性能等一系列优良性能，这一 证-】.因此本文主要采用疲劳试验与数值模拟 系列优点满足飞机性能需求，被广泛应用于飞机零 相结合的方法对不同加载角度的I-Ⅱ复合型裂纹 部件上，航空结构中壳体的裂纹往往是张开型和滑 进行了研究，求解出不同裂纹长度下的应力强度因 开型并存的复合型裂纹，即-Ⅱ复合型裂纹[). 子并预测了不同加载角度的裂纹开裂角，对I-Ⅱ 虽然构件在工作过程中外载荷产生的应力强度因子 复合型疲劳裂纹的研究提供一定帮助. 远小于铝合金的断裂韧度，但是随着时间的推移裂 1疲劳实验 纹也会缓慢增长，最终导致试件发生疲劳断裂，调查 发现疲劳断裂往往是飞机失事的罪魁祸首[4-6] 1.1试样及试验装置 I-Ⅱ复合型疲劳裂纹研究的主要问题集中在 A7085铝合金由某航空材料研究院提供，其弹 裂纹扩展速率及裂纹扩展方向的研究上.对于复合 性模量为70GPa,泊松比为0.3，材料屈服强度为 型疲劳裂纹扩展速率的问题，首先需计算裂纹尖端 425MPa.加工试样具体尺寸如图1所示，试件厚度 应力强度因子).I-Ⅱ复合型裂纹尖端的应力强 为7mm,a为加载角（载荷偏离裂纹垂线的角度）， 度因子，除特定模型下有具体公式可以计算，大多数 裂纹长35mm,为铝合金宽度的一半，其中30mm是 情况都无法通过公式直接计算，而采用有限元分析 引发缺口，通过线切割制得，剩下的5mm在I型疲 计算[8-o].对于预测I-Ⅱ复合型裂纹开裂角的问 劳载荷下预制得到.夹具采用Q420钢加工而成，加 题，多数学者主要是针对静态复合型裂纹进行了研 载装置如图2所示，通过改变夹具上不同的孔与疲 究，多采用最大环向拉应力理论，但该理论是基于线 劳试验机相连可以很容易的实现从I型、I-Ⅱ复 弹性断裂力学提出的用来预测脆性断裂问题的，是 合型到Ⅱ型裂纹的加载. Fa 15 mm 20 mm 20 mm 15 mm b 70 mm 图1铝合金试件示意图.(a)试件具体尺寸：(b)试件加工样式 Fig.I Diagram of aluminum alloy specimen:(a)specimen size;(b)specimen processing style 1.2试验方案 时，加载方式为纯I型加载，设定实验方案如表1 考虑到试样刚度对加载精度的影响，本实验在 所示. MTS-810低频疲劳试验机上进行，疲劳实验在室温 试样两侧分别放置改装的显微镜，显微镜可以 下进行，应力比设定为0.3，加载频率为25Hz,加载 在X及Y方向上移动，同时读取试件两面裂纹的扩 角度a分别取0°、30°、45°及60°，当加载角度为0° 展长度并记录载荷循环周次，然后取两边读数的平宋彦琦等: A7085 铝合金玉鄄鄄域复合型疲劳裂纹扩展及其数值模拟 ly remains at 0, while type 玉 stress intensity factor K玉 increases gradually. The stress intensity factor amplitude is almost equal to K玉 , and crack propagation is mainly controlled by K玉 . The result is helpful to understand the mechanism of the 玉鄄鄄域 fatigue crack propagation. KEY WORDS A7085 aluminum alloy; 玉鄄鄄域 mixed mode cracks; finite element analysis; stress intensity factor; crack propagation path A7085 铝合金与其他型号铝合金相比具有高强 度、高韧性和高抗疲劳性能等一系列优良性能,这一 系列优点满足飞机性能需求,被广泛应用于飞机零 部件上,航空结构中壳体的裂纹往往是张开型和滑 开型并存的复合型裂纹,即玉鄄鄄 域复合型裂纹[1鄄鄄3] . 虽然构件在工作过程中外载荷产生的应力强度因子 远小于铝合金的断裂韧度,但是随着时间的推移裂 纹也会缓慢增长,最终导致试件发生疲劳断裂,调查 发现疲劳断裂往往是飞机失事的罪魁祸首[4鄄鄄6] . 玉鄄鄄域复合型疲劳裂纹研究的主要问题集中在 裂纹扩展速率及裂纹扩展方向的研究上. 对于复合 型疲劳裂纹扩展速率的问题,首先需计算裂纹尖端 应力强度因子[7] . 玉鄄鄄 域复合型裂纹尖端的应力强 度因子,除特定模型下有具体公式可以计算,大多数 情况都无法通过公式直接计算,而采用有限元分析 计算[8鄄鄄10] . 对于预测玉鄄鄄 域复合型裂纹开裂角的问 题,多数学者主要是针对静态复合型裂纹进行了研 究,多采用最大环向拉应力理论,但该理论是基于线 弹性断裂力学提出的用来预测脆性断裂问题的,是 否 能 预 测 塑 性 材 料 的 疲 劳 裂 纹 开 裂 角 有 待 考 证[11鄄鄄12] . 因此本文主要采用疲劳试验与数值模拟 相结合的方法对不同加载角度的玉鄄鄄域复合型裂纹 进行了研究,求解出不同裂纹长度下的应力强度因 子并预测了不同加载角度的裂纹开裂角,对玉鄄鄄 域 复合型疲劳裂纹的研究提供一定帮助. 1 疲劳实验 1郾 1 试样及试验装置 A7085 铝合金由某航空材料研究院提供,其弹 性模量为 70 GPa,泊松比为 0郾 3,材料屈服强度为 425 MPa. 加工试样具体尺寸如图 1 所示,试件厚度 为 7 mm,琢 为加载角(载荷偏离裂纹垂线的角度), 裂纹长 35 mm,为铝合金宽度的一半,其中 30 mm 是 引发缺口,通过线切割制得,剩下的 5 mm 在玉型疲 劳载荷下预制得到. 夹具采用 Q420 钢加工而成,加 载装置如图 2 所示,通过改变夹具上不同的孔与疲 劳试验机相连可以很容易的实现从玉型、玉鄄鄄 域复 合型到域型裂纹的加载. 图 1 铝合金试件示意图. (a)试件具体尺寸; (b) 试件加工样式 Fig. 1 Diagram of aluminum alloy specimen: (a) specimen size; (b) specimen processing style 1郾 2 试验方案 考虑到试样刚度对加载精度的影响,本实验在 MTS鄄鄄810 低频疲劳试验机上进行,疲劳实验在室温 下进行,应力比设定为 0郾 3,加载频率为 25 Hz,加载 角度 琢 分别取 0毅、30毅、45毅及 60毅,当加载角度为 0毅 时,加载方式为纯玉型加载,设定实验方案如表 1 所示. 试样两侧分别放置改装的显微镜,显微镜可以 在 X 及 Y 方向上移动,同时读取试件两面裂纹的扩 展长度并记录载荷循环周次,然后取两边读数的平 ·1511·