5E62铝合金疲劳裂纹扩展行为的有限元模拟
飞机蒙皮占整机结构重量的50%以上,需要承受复杂的气动载荷作用,是现代飞机损伤容限设计重点关注的构件。聂祚仁课题组自主研发的5E62铝合金,主要应用于飞机蒙皮材料,其强度和耐损伤性能具有较高的匹配程度。
采用实验与数值模拟相结合的方式对材料疲劳破坏过程进行预测,可以大量节约人力、物力和财力,是工程应用中预防疲劳破坏的发生好方法。使用XFEM方法对5E62-O铝合金MT试样疲劳裂纹扩展路径及扩展过程中裂纹尖端应力场分布、应力强度因子KI和疲劳裂纹扩展速率进行了模拟计算。
模拟结果表明裂纹扩展路径与实验一致,均垂直于应力加载方向沿直线扩展;XFEM方法计算的Paris区疲劳裂纹扩展速率与理论值和实验值均有较好的一致性,疲劳裂纹扩展速率随?K值的增加近似线性增长。使用XFEM方法计算半裂纹长度从4.5mm到26.5mm的KI值与理论值比较接近,最大误差为8.9%。
模拟计算获得的稳态扩展区间裂纹长度为5.8~24.5mm,与实验获得的Paris区间裂纹长度误差分别为22.4%和16.3%。通过调用ABAQUS率相关用户材料子程序建立晶体塑性有限元模型,计算单/双织构裂纹尖端应力分布、裂纹尖端张开位移和J积分,探究取向对裂纹扩展的影响。
Cube和S织构裂纹尖端塑性区、S22、CTOD和J积分均小于Goss和Brass织构,应力释放区域则反之;Cube织构Mises等效屈服应力、CTOD和J积分最小,S织构裂纹尖端的Mises最大,但其他两个方向分担了一部分的应力,使得对裂纹扩展起主要作用的S22保持较低的水平,Goss织构的塑性区和J积分最大,Brass织构的CTOD最大。由此说明Cube和S织构具有较强的抵抗裂纹扩展的能力,Goss和Brass织构具有较差的抵抗裂纹扩展的能力。
双织构的裂纹尖端塑性区、Mises、S22和CTOD值相比较单织构而言均有所降低,说明双织构比单织构具有较强的抵抗裂纹扩展的能力;Cube-X双织构的CTOD、J积分和S22在最低水平,S-X双织构的CTOD、J积分和S22处在第二低水平;Cube-S织构的裂纹尖端塑性区、S22和J积分最小,Brass-Goss织构裂纹尖端塑性区、S22应力、CTOD和J积分均为最大。由此说明含Cube织构具有较强的抵抗裂纹扩展的能力,含Brass织构具有较差的抵抗裂纹扩展的能力。
通过数值手段模拟5E62疲劳裂纹的扩展行为,对实验具有一定的指导意义。