SiC2009Al铝基复合材料冲击缺陷疲劳特性研究

SiC/2009Al铝基复合材料冲击缺陷疲劳特性研究

作者：刘晓丰

来源：《科技视界》2019年第14期

【摘 要】为研究SiC/2009Al铝基复合材料在存在冲击缺陷下的疲劳特性，开展了SiC/2009Al材料无缺陷试样及含预制冲击缺陷试样的疲劳试验，通过对试验结果数据拟合分别得到了SiC/2009Al含冲击缺陷及无缺陷试样的疲劳性能曲线。研究结果表明，冲击缺陷对材料疲劳性能影响显著，且会使得材料疲劳寿命在5×104～107区间内明显降低。 【关键词】SiC/2009Al;冲击缺陷;疲劳特性

中图分类号： V275.1;V215.5 文献标识码： A 文章编号： 2095-2457（2019）14-0011-002 DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2019.14.005

Fatigue Properties of SiC/2009Al Aluminum Matrix Composites with Impact Defects LIU Xiao-feng

（Chinese Helicopter Research and Development Institute1，Jingdezhen Jiangxi 333001，China）

【Abstract】In order to study the fatigue properties of SiC/2009Al matrix composites with impact defects，fatigue tests of SiC/2009Al flawless specimens and specimens with prefabricated impact defects were carried out.The fatigue curves of SiC/2009Al specimens with impact defects and without defect specimens were obtained by fitting the test data.The results show that the impact defects have a significant effect on the fatigue properties of materials，and the fatigue life of materials will be significantly reduced in the range of 5×104～107 cycles. 【Key words】SiC/2009Al; Impact defects; Fatigue properties 0 引言

SiC/2009Al鋁基复合材料具有高比刚度、高比强度、耐磨损性好和及较好的疲劳性能，被广泛应用于航空航天等领域[1]。其中，颗粒增强铝基复合材料可设计性强、成本低、应用面广、易制备等突出优点成为金属基复合材料中的研究重点[2-3]。在直升机领域，由于其重量轻，疲劳性能好且耐擦蚀等优异性能，被应用于旋翼系统关键承载结构件上。然而在工程实际中，冲击缺陷往往会存在于材料运输，零部件加工及结构生产装配和结构服役中，如制造、装

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配和运输过程中由工具或设备等碰撞引起的冲击缺陷。这种缺陷在结构的制造和服役过程中均不可避免，因此，研究铝基复合材料冲击缺陷疲劳性能，对于结构设计和安全分析具有重要的意义。

本文针对 SiC/2009Al 复合材料的冲击缺陷疲劳性能，开展了无缺陷试样和冲击缺陷试样（深度0.2mm、0.4mm及0.60mm）的疲劳试验，研究了冲击缺陷对 SiC/2009Al复合材料疲劳性能的影响，并建立了无缺陷、含冲击缺陷的疲劳S-N曲线，为SiC/2009Al复合材料在工程上的应用及疲劳寿命预测提供了试验数据依据。 1 试验设计

本研究分别设计了无缺陷及带冲击缺陷的板状疲劳试样，试样形状及尺寸见图1和图2，其中无缺陷试样与冲击缺陷试样几何尺寸一致，仅在试样中心表面加工冲击缺陷，缺陷采用落锤冲击试验机配合直径为6mm的金属圆球来预制缺陷，控制冲击能量使冲击缺陷深度满足尺寸要求。采用深度千分尺测量冲击凹坑深度。 2 试验结果及数据分析

分别采用升降法与成组法测试SiC/2009Al材料无缺陷试样、含冲击缺陷深度0.40mm试样的107条件疲劳极限与高周段疲劳寿命，测试了含缺陷深度0.20mm、0.60mm的107条件疲劳极限。试验结果数据见表1，其中应力幅Sa均是试验件工作段的名义应力。对试验结果进行处理，采用成组法及升降法相关数据处理方法得到相应中值疲劳极限及疲劳强度子样标准差，采用三参数法及最小二乘法拟合S-N曲线[4]。

使用最小二乘法拟合疲劳性能曲线，疲劳性能数学建模曲线以Stromeyer表达式形式进行表达：

将式（1）两边取对数，得

式中：α和A为材料在一定应力集中系数和应力比（或平均应力）下疲劳性能数学建模曲线的形状常数;S为名义应力;S0为材料一定应力集中系数和应力比（或平均应力）下的疲劳极限。

按最小二乘法可得疲劳性能数学建模曲线的形状参数及其与试验数据的相关系数，对无缺陷试样数据、含冲击缺陷0.4mm深度的试样试验数据进行拟合，得到S-N曲线见图3所示，其拟合方程见表2：

根据试验结果分析可知，冲击缺陷对SiC/2009Al材料疲劳性能影响显著，与无缺陷试样相比，冲击0.20mm缺陷试样疲劳极限降低了约21%，冲击0.40mm缺陷试样疲劳极限降低了约20%，冲击0.60mm缺陷试样疲劳极限降低了约40%。图3为SiC/2009Al无缺陷试样及冲击0.40mm缺陷试样疲劳S-N曲线对比图。

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一般航空结构件的疲劳极限对数母体标准差经验数据为0.06。从表3可看出本研究中SiC/2009Al试验的标准差根据上述计算方法得到的拟类比值在0.01到0.03之间。说明试验数据的标准差基本满足数据对比的需求。 3 结论

根据SiC/2009Al材料缺陷容限试验及疲劳S-N曲线规律研究，可以做出以下结论： （1）冲击缺陷对材料疲劳性能影响显著，对于SiC/2009Al材料冲击缺陷，均会使得材料疲劳寿命显著降低，且会使得材料疲劳寿命在5×104～107区间内明显降低;

（2）根据研究结果，可以初步建起SiC/2009Al材料的缺陷容限许用值，具体见缺陷容限试验疲劳性能数据表和疲劳S-N曲线。 【参考文献】

[1]刘彦强，樊建中，桑吉梅，et al.粉末冶金法制备金属基复合材料的研究及应用[J].材料导报，2010，24（23）：18-23.

[2]樊建中，姚忠凯，郭宏，et al.碳化硅增强铝基复合材料界面研究进展[J].稀有金属，1997（2）：134-138.

[3]董月玲，黄继华，闫久春，et al.碳化硅增强铝基复合材料连接技术研究进展[J].材料导报，2003，17（11）：63-65.

[4]毕瑞锋，张发玲.加权最小二乘法线性回归模型参数的理论推导与计算实例[J].计量与测试技术，2016，43（2）.