拉扭复合加载下2A12-T4铝合金高周疲劳失效规律研究

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工程中的承力结构大多数都承受多轴循环载荷的作用，尤其在航空航天领域。飞机的机身蒙皮由于反复加压和减压承受环向和纵向循环应力的作用；机翼蒙皮由于气动力载荷承受弯矩及扭矩的作用；航空发动机的涡轮盘及导航系统中的陀螺结构承受的载荷也为多轴载荷。从疲劳研究之初，多轴疲劳就是研究的一个重要方向，但由于其复杂性，工程题目大多简化成单轴疲劳处理。近年来，随着结构设计要求的不断提高和试验研究手段的不断进步，准确描述多轴疲劳行为成为国内外研究的一个热点，研究者进行了大量的理论和实验研究，取得了一系列的成果。然而，在多轴高周疲劳方面，依旧没有被广泛认可的寿命预测模型和失效准则。本论文基于飞机结构中大量结构承受多轴高周疲劳的实际工程背景，以航空常用铝合金2A12-T4为研究对象，进行不同加载参量下的多轴高周疲劳试验，研究应力幅比、相位差、拉伸平均应力和扭转平均应力对多轴高周疲劳失效的影响，对不同加载参量下试件的失效模式进行了分析，提出以临界面为基础的多轴高周疲劳失效预测模型。论文的研究内容主要创新之处包括以下几个方面：1）进行了不同加载参量下的多轴高周疲劳试验，对不同加载参量下最大主应力、最大剪应力进行理论分析，提出了疲劳加载软性系数，预测多轴高周疲劳的失效模式。通过不同加载参量下的拉扭复合疲劳试验，研究了比例加载、非比例加载及平均应力对多轴高周疲劳失效的影响。根据裂纹萌生及扩展机理，研究了疲劳失效主要影响参量最大主应力、最大剪应力在不同加载参量下的变化规律，得到了多轴高周疲劳失效的主要控制参量。借鉴静力中的软性系数，提出了多轴高周疲劳加载软性系数。应用该系数对不同加载参量下试样的失效形式进行了预测。2）通过对多轴高周疲劳断口进行宏观及微观分析，得到了多轴高周疲劳的失效模式和微观特征随加载参量的变化规律。利用多轴高周疲劳的试验结果，对多轴高周疲劳断口进行了宏观分析，得到了拉扭复合加载下疲劳试样的失效模式为Ⅰ型与Ⅱ型的混合模式，随着加载参量的不同，失效形式并不完全一样，具体的变化趋势与疲劳加载软性系数的预测结果一致。通过对试样断口疲劳源区、扩展区、瞬断区进行微观分析和对比，得到不同加载参量下疲劳断口的微观特征，不同加载参量下的微观特征并不相同。3）建立了以临界面方法为基础的多轴高周疲劳失效模型。通过对不同加载参量下多轴高周疲劳的试验研究、理论分析及疲劳断口的宏微观特征，得到拉扭复合加载下多轴高周疲劳的失效模式及反映加载参量量化影响的疲劳失效控制参量。利用分析的结果，以多轴高周疲劳临界面准则为基础，建立了多轴高周疲劳失效预测模型。该模型采用最大主应力峰值和最大剪应力变程的线性组合来预测多轴高周疲劳寿命，应用本文2A12-T4铝合金试验结果及其它文献的金属材料试验结果对该模型进行了验证。本文开展的不同加载参量多轴高周疲劳试验，在方法和结果上可以为研究不同材料及零部件的多轴疲劳特性提供参考；进行的多轴高周疲劳断口分析以及所提出的疲劳加载软性系数，可以为多轴高周疲劳失效预测提供依据和基础；建立的以临界面为基础的多轴高周疲劳失效预测模型，对工程中某些材料的多轴疲劳寿命预测有一定的适用性。

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