拉－拉疲勞載荷對孔壁強度的影響

盧國鑫，王 強，王 欣，陸 峰

(北京航空材料研究院，北京 100095)

0 引言

飛機結構的孔連接處是疲勞危險部位［1］，孔連接處的疲勞壽命直接影響整個結構的疲勞壽命，研究孔零件的疲勞斷裂機理對選取合適工藝提高孔疲勞壽命具有重要意義［2］。通常利用觀察疲勞斷口的方法來研究金屬材料疲勞斷裂機制［3－4］，從材料表面完整性、組織結構、晶體缺陷等方面尋找疲勞失效的原因?？琢慵葟碗s結構試樣的疲勞斷裂主要由結構因素導致，疲勞載荷對復雜結構金屬材料硬度、殘余應力等強度指標產生的影響缺少研究。

在實際工程應用中，一般利用孔擠壓強化的手段來提高孔零件的疲勞壽命，其主要原理就是孔強化改善孔壁材料組織結構并引入殘余壓應力提高了孔壁薄弱區域的強度［5－6］。本研究主要分析疲勞斷裂中心圓孔試樣孔壁的顯微硬度與殘余應力分布，并利用有限元模擬的方法建立中心圓孔試樣經受拉－拉疲勞載荷的簡化模型，對試驗獲得的孔壁強度結果進行分析解釋，通過材料強度的變化進一步詮釋“應力集中”現象，以期得到孔結構對拉－拉疲勞載荷作用下孔零件斷裂失效結果的影響。

1 試驗過程

試驗選取40CrNi2Si2MoVA中心圓孔試樣，其力學性能如表1，試樣規格如圖1所示。

表1 40CrNi2Si2MoVA的力學性能［7］Table 1 Mechanical properties of 40CrNi2Si2MoVA steel

圖1 試驗用孔試樣規格Fig.1 Specification of sample

40CrNi2Si2MoVA中心圓孔試樣進行疲勞試驗，選取最大拉－拉疲勞載荷為σmax=550 MPa，R=0.1，f=10 Hz，正弦波。對疲勞斷裂中心圓孔試樣孔周邊不同部位取樣，具體位置見圖2。

圖2 疲勞斷裂孔試樣取樣位置Fig.2 Sampling position

分別對長度方向孔壁試塊(圖2中1位置)與寬度方向孔壁試塊(圖2中2位置)進行顯微硬度與殘余應力測試。顯微硬度選擇載荷為2.94 N，沿孔徑向深度測試;殘余應力采用X STRESS 3000型殘余應力儀測試，采取電解腐蝕剝層的方法，測試孔壁試塊切向殘余應力沿孔壁徑向分布，應力測試條件為:CrKα靶材，交相關定峰法，衍射晶面(211)，準直管直徑為φ3mm，管電流7 mA，電壓30 kV。

建立中心圓孔試樣的三維有限元模型，利用靜力通用分析對試樣施加正弦波(F=A0+A·sin(ωt+t0)，其中 A0=302.5 MPa，A=247.5 MPa，ω =20 π rad/s，t0=0 s)拉－拉疲勞載荷，通過查看試樣拉－拉疲勞載荷作用下的等效應力分布以及有限循環周次后試樣孔周獲得的殘余應力場分布對試驗結果加以分析說明。

2 試驗結果與討論

2.1 疲勞壽命

試驗用40CrNi2Si2MoVA中心圓孔試樣疲勞壽命N=58501周次。由于原始孔試樣未得到任何的強化處理，孔壁寬度方向發生應力集中現象，存在較明顯的薄弱區域，得到較低的疲勞壽命。

2.2 顯微硬度

經受拉－拉疲勞載荷58501循環周次后，試樣長度方向孔壁試塊與寬度方向孔壁試塊的顯微硬度沿孔壁徑向的分布曲線如圖3所示。長度方向孔壁徑向的顯微硬度由孔壁表面向內呈遞減趨勢，孔壁表面顯微硬度 HV0.3約為 615，基體 HV0.3約為580;寬度方向孔壁徑向顯微硬度呈馬鞍形分布，顯微硬度在孔壁徑向一定深度取得最大值HV0.3約為 625，孔壁表面與基體顯微硬度 HV0.3分別約為610、580。

圖3 孔周不同部位顯微硬度孔壁徑向分布Fig.3 Microhardness distribution of different positions of hole sample after fatigue test

圖4分別為孔試樣孔壁長度方向與寬度方向在拉－拉載荷(正弦波疲勞載荷加載至 t=0.0125 s時)作用下的受載狀況，孔壁不同部位受到不同程度等效應力的作用。由圖可見，長度方向孔壁受等效應力作用明顯低于孔壁寬度方向，但兩部位等效應力水平沿孔壁徑向均為遞減趨勢。疲勞是拉－拉載荷循環施加的過程，等效應力的作用使孔周均獲得不同程度的循環彈塑性變形，孔結構的應力集中效應使試樣局部應力超過材料屈服強度產生塑性變形，等效應力的若干次累積最終引起材料力學性能的變化，應力集中部位對低于材料屈服強度的疲勞載荷產生不同響應，逐漸發生一定程度塑性變形直至斷裂失效?？妆陂L度方向的累積等效應力作用使孔試樣產生類似“應變硬化”的作用，受載程度最大的孔壁表面獲得高于基體的顯微硬度;孔壁寬度方向同樣發生“應變硬化”，但孔壁表面疲勞過程中受到等效應力作用最強，以至于其在受到疲勞載荷一定強化作用后發生循環軟化，顯微硬度出現一定的下降趨勢。材料在經過強化處理后的循環特性對其抗疲勞性能有重要影響，一般冷硬材料在疲勞過程中表現為循環軟化［8］。40CrNi2Si2MoVA制孔試樣受載過程中寬度方向孔壁部位的軟化作用使其抗疲勞裂紋萌生與斷裂作用下降，促使該區域成為疲勞斷裂的高頻區。

圖4 拉－拉載荷作用下孔壁不同部位的等效應力分布Fig.4 Equivalent stress distribution of different positions of hole sample under tensile fatigue loading

2.3 殘余應力場

試樣長度方向孔壁試塊與寬度方向孔壁試塊的切向殘余應力沿孔壁徑向的分布曲線如圖5所示，可見孔試樣長度方向與寬度方向孔壁沿徑向均獲得不同強度的殘余壓應力場。長度方向孔壁表面獲得最大殘余壓應力值，其內部殘余壓應力場強度較小;寬度方向孔壁沿徑向獲得較深的大強度殘余壓應力場。

圖6為拉－拉載荷施加103周次后(t=100 s)卸載，孔周殘余應力分布的有限元模擬結果。圖示孔試樣在經過有限循環周次后，孔周不同深度均獲得殘余壓應力，這與上述試驗測試結果相吻合。由于有限元模擬結果并不能顯示經受實際發生疲勞斷裂所需循環周次的殘余應力分布情況，疲勞斷裂試樣殘余應力與有限循環周次作用后孔試樣孔壁殘余應力的模擬結果出現分布趨勢上的差別。

圖5 孔周不同部位切向殘余應力孔壁徑向分布Fig.5 Residual stress distribution of different positions of hole sample after fatigue test

圖6 有限循環周次后孔試樣孔周切向殘余應力分布Fig.6 Residual stress distribution of hole sample after limited circle

圖7為孔試樣在疲勞載荷作用下孔壁經受切向應力的分布。圖示孔試樣受載過程中寬度方向孔壁受到較高強度的切向應力作用，而長度方向孔壁則受到較小強度的擠壓作用。試驗測試結果與有限元模擬結果都表明:孔試樣在受拉－拉疲勞載荷后孔周均獲得殘余壓應力，殘余壓應力的產生對抵抗后續加載應力有積極影響［9］。有限循環周次后孔壁形成一定強度殘余壓應力，對抵抗后續疲勞載荷有積極作用。長度方向孔壁經有限循環周次作用后形成的殘余壓應力水平低，其受到后續拉－拉疲勞載荷的影響弱，而寬度方向孔壁形成了較高的殘余壓應力水平，但其受到后續拉－拉疲勞載荷的影響也強。比較而言，孔壁寬度方向依舊成為孔試樣疲勞過程中的薄弱區域。

圖6有限元模擬結果顯示試樣寬度方向孔壁表面在有限循環周次后可獲得較內部更高水平的殘余壓應力，但圖5所示試樣發生疲勞斷裂后寬度方向孔壁表面殘余壓應力水平卻低于內部一定深度的壓應力水平。這里認為當循環載荷累積施加，有限循環周次作用引起的孔壁表面較高殘余應力出現一定程度的松弛，殘余壓應力的松弛同樣導致試樣寬度方向孔壁部位成為服役過程中的最薄弱部位。

圖7 孔試樣在疲勞載荷作用下孔壁經受切向應力的分布Fig.7 Residual stress distribution of hole sample under fatigue loading

3 結論

1)孔試樣在疲勞加載過程中，寬度方向孔壁受等效塑性應變作用程度強，應變硬化后發生循環軟化現象，成為孔試樣服役過程中的薄弱部位。

2)孔試樣在疲勞加載過程中，寬度方向孔壁形成較高強度的殘余壓應力場，后隨循環周次增多，表面殘余應力發生松弛，寬度方向孔壁表面承受較高加載應力影響成為疲勞裂紋萌生區。

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