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随着航空航天、高速交通和汽车领域轻量化、节能化和环保化的发展趋势,AA7075-T6(在T6处理状态下的美制7075铝合金材料)作为超高强度铝合金,因其具有高的比强度、刚度和较好的抗应力腐蚀能力,成为航空航天和高速交通领域关键结构的优选材料。这些关键结构往往处于交变载荷下,疲劳断裂是其脆断的主要失效形式,对其疲劳特性的研究显得极为重要。目前,国内外对AA7075-T6的疲劳性能的研究主要集中在单一型加载模式,做Ⅰ型裂纹的疲劳扩展研究,其优点是疲劳裂纹在扩展过程中有现成的国标和成熟的解析式,故易于分析并得到疲劳裂纹的扩展规律。而在实际工程中结构往往受到复合型加载的作用,复合加载下的疲劳裂纹,可称为复合型裂纹。对复合裂纹的疲劳特性目前鲜有研究,主要困难在于试验的难度,并且没有复合型裂纹扩展的K因子解析解,需要用数值计算得到,复合型裂纹的特性研究更具有工程价值。本文通过改进的Arcan夹具对预制有单边裂纹AA7075-T6有限宽蝶形板件进行Ⅰ-Ⅱ复合型加载的高周疲劳试验,结合有限元模拟仿真,探究材料Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展规律、扩展机理、影响因素等,以更好的挖掘其潜能、开拓其发展前景,本文研究内容具有重要的工程应用价值。(1)通过单向拉伸试验,得到AA7075-T6的基本力学性能,验证材料的可靠性,为疲劳试验选取应力水平提供有效依据。(2)实现加载角度β=0°、15°、30°、45°、60°、75°时 AA7075-T6 的 Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳试验,采用七点递增多项式法对试验原始数据进行处理,得到并分析各个载荷条件下的Δa-N曲线、da/dN-N曲线、da/dN-Δa曲线及其变化规律。(3)对AA7075-T6的Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展路径进行探究,通过对理论预测、试验测量、模拟计算三种方法来得到的开裂角θ比较分析,发现三种方法得到的开裂角大小及变化趋势基本相同,但实测开裂角、模拟仿真所得开裂角都比最大周向应力预测的开裂角略小,并总结了产生这种结果的5种可能性原因。(4)基于纯Ⅰ型(β=0°)裂纹,对可能性模型通过不同的有限元方法进行模拟,经过计算值与解析解的误差分析,得到一种较为精确可靠实现Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹的模拟方案。(5)通过Abaqus软件,对得到的六种开裂角度的Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹进行模拟,得到ΔK-Δa、ΔKⅡ-Δa、ΔK*-Δa、Me-Δa曲线,研究不同Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹的Ⅰ型、Ⅱ型、等效应力强度因子、应力强度因子复合比在裂纹扩展过程中变化规律。(6)通过Ⅱ型因素在裂纹扩展的影响和裂纹尖端的应力强度因子、应力场、位移场随疲劳裂纹扩展的规律对Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展机理进行研究,综合分析发现Ⅱ型因素在改变疲劳裂纹扩展路径方面起到了关键性作用,疲劳裂纹的开裂方向则由Ⅰ型和Ⅱ型因素共同决定。Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹尖端等效应力强度因子ΔK*决定了裂纹的启裂和裂纹扩展速率。(7)基于da/dN-Δa曲线和ΔK*-Δa曲线,得到具有不同开裂角度AA7075-T6Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹da/dN-ΔK*曲线和lg(da/dN)-lg(ΔK*)曲线,从而得到材料Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展规律,通过最小二乘法拟合,得到疲劳裂纹稳定扩展线性区的Paris公式描述。对AA7075-T6的拉伸断口和Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳断口进行宏观断口分析,得到AA7075-T6的宏观断口特征。