2024铝合金振动疲劳特性及断口分析_胡海涛
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收稿日期： 2012-12-13； 修订日期： 2013-01-19 基金项 目： 国 家 自 然 科 学 基 金 （ 10932008 ） ； 111 引 智 计 划 （ B07050） 作者简介： 胡海涛（ 1985—） ，男，博士研究生，主要从事结构 振动疲劳研究，（ E-mail） huhaitao@ mail． nwpu． edu． cn 通讯作者： 李玉龙 （ 1961—） ，男，博士，教授，主要从事冲击 动力学的研究，（ E-mail） liyulong@ nwpu． edu． cn。
文献标识码： A
文章编号： 1005-5053（ 2013） 04-0078-06
随着航空工业的快速发展，在使用工况内对飞 行器高速及高稳定性、可靠性的要求越来越高。在 这一条件下，振动疲劳作为影响飞行器动强度性能 的重要因素，越来越受到设计者的重视，如陶春虎等 研究了 TC6 钛合金组织对振动疲劳的影响［1］，蔡建 明等研究了 Ti60 钛合金中富钕稀土相对室温振动 疲劳的影响［2］。从实际情况来看，振动疲劳也是发 动机叶片失效的主要影响因素之一，马楠楠等统计 了近 100 件飞机发动机失效叶片的结果表明，与振 动有关的疲劳失效占叶片失效的 35%［3］。与常规 疲劳问题不 同，振 动 疲 劳 是 指 结 构 在 承 受 振 动、冲 击、噪声等动态交变载荷时，激励频率分布与结构固 有频率相近，使结构产生共振所导致的疲劳破坏现 象［4］。目前对 于 振 动 疲 劳 问 题 的 试 验 和 理 论 研 究 已成为国内外的研究热点。在试验测试方面，Ｒ． J． Morrissey 等研究了加载频率和应力比因素对钛合金 （ Ti-6Al-4V ） 振 动 疲 劳 性 能 的 影 响［5］； Jenn-Ming Song 等研究了 Mg-Li-Zn 轻质镁合金的振动断裂破 坏特性［6］； Kuo-Tsung Huang 等研究了 5083 铝合金
由图 5 可以看到，各组试样一阶固有频率的下 降表现出典型的非线性特征。所以，试验数据可以
第4 期
2024 疲劳损伤的发展过程，但准 确的疲劳损伤定量分析，目前还没有适合的试验手 段。 2． 2 疲劳断口形貌分析
在试验过程中尚未完全断裂 （ 但已经失效，试 验终止） 的试样采用线切割方法沿宽度方向进行切 割，切割过程以不破坏断口为原则。而后对所有断 口进行超声波清洗，在体式显微镜下观察断口形貌， 其形貌照片如图 6 所示。虽然疲劳裂纹扩展历程不 同，但 A，B，C 三组试样低倍断口形貌显示，其主要 由三个区域构成： 疲劳裂纹源区、裂纹扩展区和瞬 断区（ 分别见图 6a 和 c 中的 I，II，III 所示，裂纹扩展 区与瞬断区边界靠近图 6 中白色虚线位置） 。
实际环境中，结构材料在固有频率激励下产生 疲劳损伤后，结构刚度会相应下降，使其固有频率降 低从而偏离初始激励频率。为进一步了解结构受偏 离固有频率的激励加载时的疲劳破坏特性，本工作 通过试验研究了不同激励频率时 2024 铝合金悬臂 梁振动疲劳寿命，并借助体式显微镜和扫描电镜进 行疲劳破坏断口分析。
表 1 试验所用 2024 铝合金的化学成分（ 质量分数 / % ） Table 1 Chemical compositions of 2024 alloy （ mass fraction / % ）
Si
Fe
Cu
Mn
Mg
Cr
Zn
Ti
0． 5
0． 59
3． 5 － 4． 9
0． 3 － 0． 9
1． 2 － 1． 8
第 33 卷 第 4 期 2013 年 8 月
航空材料学报
JOUＲNAL OF AEＲONAUTICAL MATEＲIALS
Vol. 33，No. 4 August 2013
2024 铝合金振动疲劳特性及断口分析
胡海涛， 李玉龙， 索 涛， 赵 峰
（ 西北工业大学 航空学院，西安 710072）
摘要： 研究激振频率对铝合金悬臂梁结构振动疲劳特性的影响。在不同激振频率下测试 2024 铝合金悬臂梁相同
图 3 振动疲劳试验系统测试原理及设备图 Fig． 3 Schematic of the vibration fatigue test system
每组试样的应力幅值及一阶固有频率随加载循 环次数的变化情况如图 4 和图 5 所示。在图 4 中，A 组试样的应力幅值在前 200 万次循环内变化不大， 对应的一阶固有频率下降约 1． 5% 。随后，由于试 样一阶固有频率下降并逐渐接近激振频率，导致应
Group Group A Group B Group C
The initial first natural frequency / Hz Excitation frequency / Hz
148
146
148
148
148
150
Excitation acceleration / g Vibration fatigue life / cycles
次循环后一阶固有频率下降超过 5% 。C 组试样 应力幅值在前 80 万次循环内缓慢下降，随后下降 速率加快，直到 150 万次循环降至 20MPa 左右，试 样固有频 率 趋 于 稳 定，最 终 到 250 万 次 循 环 时 一 阶固有频率下降超过 5% 。
表 2 试验条件及疲劳寿命 Table 2 Fatigue test conditions and fatigue life for each groups
裂纹源区起始于试样表面，其出现位置除了和 试样表面加工状态、微观缺陷及表面粗大第二相有 关［15］外，悬臂梁 试 样 在 弯 曲 载 荷 作 用 下，其 上 下 表 面所受的循环拉应力的应力状态也对裂纹源的出现 位置有很大影响。从图 6c 可以看到，在有些试样表 面存在多个疲劳裂纹源，这表明在相同的加载条件 下，疲劳破 坏 可 能 是 由 多 条 裂 纹 同 时 扩 展 形 成 的。 在图 6c 中，还可以看到较为明显的贝壳状裂纹起源 区［16］，这表明在 循 环 加 载 条 件 下，裂 纹 初 始 扩 展 速 率在不同方向是近似相同的。图 6b 表明初始处于 共振状态的 B 组试样在 50 万次循环后应力水平较 低，其疲劳裂纹扩展区所占的破坏面积较大，而瞬断 区面积最小。这也意味着随着载荷的降低，疲劳寿 命会趋于增长，而在图 6a 中，A 组试样在加载后期， 有很长的一段共振过程，在共振条件下材料内部应 力水平大幅升高，导致疲劳裂纹快速失稳扩展直至 最终断裂，因而在图 6a 中，其瞬断区面积相对较大。
初始应力幅值下的振动疲劳寿命。利用体式显微镜及扫描电镜对疲劳断口进行微观分析。结果表明： 初始应力相
同时，处于共振状态的悬臂梁振动疲劳寿命最长，瞬断区面积最小。微观分析表明，疲劳裂纹源萌生于材料表面的
最大应力区，在裂纹源区有明显的放射状条纹、贝壳线和大量刻面； 在疲劳裂纹扩展区，除疲劳条带外，还观察到大
量的二次疲劳裂纹； 疲劳瞬断区则由大量韧窝构成，表现出典型的韧性断裂特征。微观分析可知合金内强化相颗
粒对疲劳裂纹扩展有明显的阻碍作用。
关键词： 2024 铝合金； 振动疲劳； 固有频率； 疲劳断口
doi： 10. 3969 / j. issn. 1005-5053. 2013. 4. 014
中图分类号： V223； V215． 5
2 试验结果与分析
悬臂梁振动疲劳试验的测试及数据采集系统如 图 3 所示。试验过程中先将悬臂梁试样及夹具安装
2． 1 疲劳寿命结果 根据文献［10，14］，以一阶固有频率 f1 下降 5% 时试
样所经历的循环次数作为振动疲劳寿命，各组试样的 平均疲劳寿命结果见表 2。由表 2 可知： 在初始应力 幅值相同条件下，当激振频率低于和高于 f1 时，试样 疲劳寿命较小； 当激振频率等于 f1 时，试样的疲劳寿 命最长，约为另外两组的 1． 2 ～ 1． 75 倍。为进一步探 究出现这种结果的原因，下面将结合试样的应力幅值 和一阶固有频率变化历程进行系统分析。
1 试验材料与方法
试验件所用材料为 2024-T62 铝合金，其化学成 分如表 1 所示，试件尺寸如图 1 所示，其一阶固有频 率 f1 为 148Hz。振动疲劳试件按加载频率分为 3 组。每组试验在相同振动频率下同时测试 6 件试样
第4 期
2024 铝合金振动疲劳特性及断口分析
（ 见图 2） ，剔除异常试验结果后，最终测试数据为 4 件有效试样结果的平均值。
11． 0
2 × 106 － 2． 5 × 106
3． 5
3 × 106 － 3． 5 × 106
14． 5
2 × 106 － 2． 5 × 106
比较图 4 中，三组试样的应力幅值变化历程可 知，初始处于共振状态的 B 组试样经历的高应力幅 值加载循环数最少，激励加速度也最小，因此产生的 疲劳损伤速率较慢，随后固有频率下降而偏离共振 状态后导致应力幅值大幅度下降。整个加载过程 中，B 组试样疲劳累积损伤速率最慢，从而疲劳寿命 最长。A 组和 C 组试样由于初始处于非共振状态， 激励加速度较大，加载过程中高应力幅值加载时间 较长。因此在高应力条件下，疲劳累积损伤速率较 快，尤其是 A 组试样在加载 200 万次循环后又经历
力幅值迅速升高，应力幅值增大造成材料拉伸表面 发生裂纹萌 生，裂 纹 扩 展 过 程 中 结 构 件 固 有 频 率 迅速下降，至 250 万次循环时，所有试样的一阶固 有频率下降均超过 5% 的临界值。B 组试样在前 50 万次循环内，悬臂梁试样首先处于共振状态并
80
航空材料学报
第 33 卷
随着结构内 部 裂 纹 萌 生 导 致 刚 度 下 降，其 一 阶 固 有频率随之 出 现 明 显 下 降，从 而 使 试 样 偏 离 共 振 状态，由于本组试验施加的加速度 g 值最小，试样 的应力幅值大幅度下降到 40MPa 左右； 随 后 的 加 载循环中 试 样 的 应 力 幅 值 缓 慢 下 降，直 至 350 万
1— specimen； 2—strain gauge； 3— fixture； 4—acceleration sensor； 5—shaker； 6— power amplifier； 7—vibration controller； 8— dynamic signals acquisition system
0． 1
0． 25
0． 15
79
Al Bal．
固定在振动台上，设定加载频率及加速度 g 值，使各 组试样的初始应力幅值为 145MPa，开始振动疲劳测 试。通过应变片及动态信号采集分析系统记录试样 的应力变化历程，每隔 50 万次循环检测一阶固有频 率变化，直至试样一阶固有频率下降超过 5% ，停止 试验［10，14］。加载装置选用 Y51150 电动振动台，加 载条件见表 2，应 力 比 Ｒ = － 1。测 试 完 成 后 利 用 SMZ-800 型体式显微镜和 Supra55 场发射扫描电镜 进行断口观察分析。
的抗振动断裂性能［7］； 陈国平等分析了梁结构振动 疲劳过程中，呼吸式疲劳裂纹的扩展特性［8］； 李静 等系统研究了某型航空发动机叶片的振动疲劳寿命 问题［9］。在疲劳寿命预估方面，施荣明等研究了振 动疲劳寿命的确定方法［10］； M． Mrsnik 等研究了振 动疲劳频域范围内的寿命预估方法［11］； 姚卫星等提 出了缺口件振动疲劳寿命分析的名义应力法［12］； 张 淼等应用有限元法研究了谐振载荷作用下工程结构 的振动疲劳寿命预估［13］。可以看到，对振动疲劳的 研究多集中在结构受到固有频率附近激励加载时的 振动疲劳破坏行为。而受不同激振频率加载时，结 构的振动疲劳特性及疲劳破坏裂纹扩展研究则少有 报道。
一段共振过程，应力幅值剧烈升高而导致试样快速 破坏。在三组试验中，A 组和 C 组试样应力幅值历 程区别很大，但疲劳寿命却相近，主要原因是加载初 期施加了近似的加速度 g 值（ 见表 2） ，并且在加载 初期，两组试样都经历了一段高应力加载过程，而高 应力加载阶段对应疲劳裂纹源萌生过程，结合微观 组织结果表明，初始的高应力幅值加载过程在很大 程度上影响着试验件最终的疲劳寿命。
文献标识码： A
文章编号： 1005-5053（ 2013） 04-0078-06
随着航空工业的快速发展，在使用工况内对飞 行器高速及高稳定性、可靠性的要求越来越高。在 这一条件下，振动疲劳作为影响飞行器动强度性能 的重要因素，越来越受到设计者的重视，如陶春虎等 研究了 TC6 钛合金组织对振动疲劳的影响［1］，蔡建 明等研究了 Ti60 钛合金中富钕稀土相对室温振动 疲劳的影响［2］。从实际情况来看，振动疲劳也是发 动机叶片失效的主要影响因素之一，马楠楠等统计 了近 100 件飞机发动机失效叶片的结果表明，与振 动有关的疲劳失效占叶片失效的 35%［3］。与常规 疲劳问题不 同，振 动 疲 劳 是 指 结 构 在 承 受 振 动、冲 击、噪声等动态交变载荷时，激励频率分布与结构固 有频率相近，使结构产生共振所导致的疲劳破坏现 象［4］。目前对 于 振 动 疲 劳 问 题 的 试 验 和 理 论 研 究 已成为国内外的研究热点。在试验测试方面，Ｒ． J． Morrissey 等研究了加载频率和应力比因素对钛合金 （ Ti-6Al-4V ） 振 动 疲 劳 性 能 的 影 响［5］； Jenn-Ming Song 等研究了 Mg-Li-Zn 轻质镁合金的振动断裂破 坏特性［6］； Kuo-Tsung Huang 等研究了 5083 铝合金
由图 5 可以看到，各组试样一阶固有频率的下 降表现出典型的非线性特征。所以，试验数据可以
第4 期
2024 疲劳损伤的发展过程，但准 确的疲劳损伤定量分析，目前还没有适合的试验手 段。 2． 2 疲劳断口形貌分析
在试验过程中尚未完全断裂 （ 但已经失效，试 验终止） 的试样采用线切割方法沿宽度方向进行切 割，切割过程以不破坏断口为原则。而后对所有断 口进行超声波清洗，在体式显微镜下观察断口形貌， 其形貌照片如图 6 所示。虽然疲劳裂纹扩展历程不 同，但 A，B，C 三组试样低倍断口形貌显示，其主要 由三个区域构成： 疲劳裂纹源区、裂纹扩展区和瞬 断区（ 分别见图 6a 和 c 中的 I，II，III 所示，裂纹扩展 区与瞬断区边界靠近图 6 中白色虚线位置） 。
实际环境中，结构材料在固有频率激励下产生 疲劳损伤后，结构刚度会相应下降，使其固有频率降 低从而偏离初始激励频率。为进一步了解结构受偏 离固有频率的激励加载时的疲劳破坏特性，本工作 通过试验研究了不同激励频率时 2024 铝合金悬臂 梁振动疲劳寿命，并借助体式显微镜和扫描电镜进 行疲劳破坏断口分析。
表 1 试验所用 2024 铝合金的化学成分（ 质量分数 / % ） Table 1 Chemical compositions of 2024 alloy （ mass fraction / % ）
Si
Fe
Cu
Mn
Mg
Cr
Zn
Ti
0． 5
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第 33 卷 第 4 期 2013 年 8 月
航空材料学报
JOUＲNAL OF AEＲONAUTICAL MATEＲIALS
Vol. 33，No. 4 August 2013
2024 铝合金振动疲劳特性及断口分析
胡海涛， 李玉龙， 索 涛， 赵 峰
（ 西北工业大学 航空学院，西安 710072）
摘要： 研究激振频率对铝合金悬臂梁结构振动疲劳特性的影响。在不同激振频率下测试 2024 铝合金悬臂梁相同
图 3 振动疲劳试验系统测试原理及设备图 Fig． 3 Schematic of the vibration fatigue test system
每组试样的应力幅值及一阶固有频率随加载循 环次数的变化情况如图 4 和图 5 所示。在图 4 中，A 组试样的应力幅值在前 200 万次循环内变化不大， 对应的一阶固有频率下降约 1． 5% 。随后，由于试 样一阶固有频率下降并逐渐接近激振频率，导致应
Group Group A Group B Group C
The initial first natural frequency / Hz Excitation frequency / Hz
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Excitation acceleration / g Vibration fatigue life / cycles
次循环后一阶固有频率下降超过 5% 。C 组试样 应力幅值在前 80 万次循环内缓慢下降，随后下降 速率加快，直到 150 万次循环降至 20MPa 左右，试 样固有频 率 趋 于 稳 定，最 终 到 250 万 次 循 环 时 一 阶固有频率下降超过 5% 。
表 2 试验条件及疲劳寿命 Table 2 Fatigue test conditions and fatigue life for each groups
裂纹源区起始于试样表面，其出现位置除了和 试样表面加工状态、微观缺陷及表面粗大第二相有 关［15］外，悬臂梁 试 样 在 弯 曲 载 荷 作 用 下，其 上 下 表 面所受的循环拉应力的应力状态也对裂纹源的出现 位置有很大影响。从图 6c 可以看到，在有些试样表 面存在多个疲劳裂纹源，这表明在相同的加载条件 下，疲劳破 坏 可 能 是 由 多 条 裂 纹 同 时 扩 展 形 成 的。 在图 6c 中，还可以看到较为明显的贝壳状裂纹起源 区［16］，这表明在 循 环 加 载 条 件 下，裂 纹 初 始 扩 展 速 率在不同方向是近似相同的。图 6b 表明初始处于 共振状态的 B 组试样在 50 万次循环后应力水平较 低，其疲劳裂纹扩展区所占的破坏面积较大，而瞬断 区面积最小。这也意味着随着载荷的降低，疲劳寿 命会趋于增长，而在图 6a 中，A 组试样在加载后期， 有很长的一段共振过程，在共振条件下材料内部应 力水平大幅升高，导致疲劳裂纹快速失稳扩展直至 最终断裂，因而在图 6a 中，其瞬断区面积相对较大。
初始应力幅值下的振动疲劳寿命。利用体式显微镜及扫描电镜对疲劳断口进行微观分析。结果表明： 初始应力相
同时，处于共振状态的悬臂梁振动疲劳寿命最长，瞬断区面积最小。微观分析表明，疲劳裂纹源萌生于材料表面的
最大应力区，在裂纹源区有明显的放射状条纹、贝壳线和大量刻面； 在疲劳裂纹扩展区，除疲劳条带外，还观察到大
量的二次疲劳裂纹； 疲劳瞬断区则由大量韧窝构成，表现出典型的韧性断裂特征。微观分析可知合金内强化相颗
粒对疲劳裂纹扩展有明显的阻碍作用。
关键词： 2024 铝合金； 振动疲劳； 固有频率； 疲劳断口
doi： 10. 3969 / j. issn. 1005-5053. 2013. 4. 014
中图分类号： V223； V215． 5
2 试验结果与分析
悬臂梁振动疲劳试验的测试及数据采集系统如 图 3 所示。试验过程中先将悬臂梁试样及夹具安装
2． 1 疲劳寿命结果 根据文献［10，14］，以一阶固有频率 f1 下降 5% 时试
样所经历的循环次数作为振动疲劳寿命，各组试样的 平均疲劳寿命结果见表 2。由表 2 可知： 在初始应力 幅值相同条件下，当激振频率低于和高于 f1 时，试样 疲劳寿命较小； 当激振频率等于 f1 时，试样的疲劳寿 命最长，约为另外两组的 1． 2 ～ 1． 75 倍。为进一步探 究出现这种结果的原因，下面将结合试样的应力幅值 和一阶固有频率变化历程进行系统分析。
1 试验材料与方法
试验件所用材料为 2024-T62 铝合金，其化学成 分如表 1 所示，试件尺寸如图 1 所示，其一阶固有频 率 f1 为 148Hz。振动疲劳试件按加载频率分为 3 组。每组试验在相同振动频率下同时测试 6 件试样
第4 期
2024 铝合金振动疲劳特性及断口分析
（ 见图 2） ，剔除异常试验结果后，最终测试数据为 4 件有效试样结果的平均值。
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2 × 106 － 2． 5 × 106
3． 5
3 × 106 － 3． 5 × 106
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比较图 4 中，三组试样的应力幅值变化历程可 知，初始处于共振状态的 B 组试样经历的高应力幅 值加载循环数最少，激励加速度也最小，因此产生的 疲劳损伤速率较慢，随后固有频率下降而偏离共振 状态后导致应力幅值大幅度下降。整个加载过程 中，B 组试样疲劳累积损伤速率最慢，从而疲劳寿命 最长。A 组和 C 组试样由于初始处于非共振状态， 激励加速度较大，加载过程中高应力幅值加载时间 较长。因此在高应力条件下，疲劳累积损伤速率较 快，尤其是 A 组试样在加载 200 万次循环后又经历
力幅值迅速升高，应力幅值增大造成材料拉伸表面 发生裂纹萌 生，裂 纹 扩 展 过 程 中 结 构 件 固 有 频 率 迅速下降，至 250 万次循环时，所有试样的一阶固 有频率下降均超过 5% 的临界值。B 组试样在前 50 万次循环内，悬臂梁试样首先处于共振状态并
80
航空材料学报
第 33 卷
随着结构内 部 裂 纹 萌 生 导 致 刚 度 下 降，其 一 阶 固 有频率随之 出 现 明 显 下 降，从 而 使 试 样 偏 离 共 振 状态，由于本组试验施加的加速度 g 值最小，试样 的应力幅值大幅度下降到 40MPa 左右； 随 后 的 加 载循环中 试 样 的 应 力 幅 值 缓 慢 下 降，直 至 350 万
1— specimen； 2—strain gauge； 3— fixture； 4—acceleration sensor； 5—shaker； 6— power amplifier； 7—vibration controller； 8— dynamic signals acquisition system
0． 1
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固定在振动台上，设定加载频率及加速度 g 值，使各 组试样的初始应力幅值为 145MPa，开始振动疲劳测 试。通过应变片及动态信号采集分析系统记录试样 的应力变化历程，每隔 50 万次循环检测一阶固有频 率变化，直至试样一阶固有频率下降超过 5% ，停止 试验［10，14］。加载装置选用 Y51150 电动振动台，加 载条件见表 2，应 力 比 Ｒ = － 1。测 试 完 成 后 利 用 SMZ-800 型体式显微镜和 Supra55 场发射扫描电镜 进行断口观察分析。
的抗振动断裂性能［7］； 陈国平等分析了梁结构振动 疲劳过程中，呼吸式疲劳裂纹的扩展特性［8］； 李静 等系统研究了某型航空发动机叶片的振动疲劳寿命 问题［9］。在疲劳寿命预估方面，施荣明等研究了振 动疲劳寿命的确定方法［10］； M． Mrsnik 等研究了振 动疲劳频域范围内的寿命预估方法［11］； 姚卫星等提 出了缺口件振动疲劳寿命分析的名义应力法［12］； 张 淼等应用有限元法研究了谐振载荷作用下工程结构 的振动疲劳寿命预估［13］。可以看到，对振动疲劳的 研究多集中在结构受到固有频率附近激励加载时的 振动疲劳破坏行为。而受不同激振频率加载时，结 构的振动疲劳特性及疲劳破坏裂纹扩展研究则少有 报道。
一段共振过程，应力幅值剧烈升高而导致试样快速 破坏。在三组试验中，A 组和 C 组试样应力幅值历 程区别很大，但疲劳寿命却相近，主要原因是加载初 期施加了近似的加速度 g 值（ 见表 2） ，并且在加载 初期，两组试样都经历了一段高应力加载过程，而高 应力加载阶段对应疲劳裂纹源萌生过程，结合微观 组织结果表明，初始的高应力幅值加载过程在很大 程度上影响着试验件最终的疲劳寿命。