DOI:10.19476/j.ysxb.1004.0609.2000.02.005

LY12爆炸复合板疲劳性能研究

崔建国 付永辉 李年 孙军 何家文

  西安交通大学金属材料强度国家重点实验室!西安710049  

摘 要：

考察了LY1 2爆炸复合板不同取向的拉伸强度、分层韧性及疲劳裂纹扩展行为。观测了疲劳长裂纹的扩展路径形态 , 并利用断裂力学理论讨论了材料的层状结构与其疲劳性能之间的关系。结果表明 , 层合板中的层间界面性能对其疲劳性能具有重要影响 , 在LY1 2爆炸复合板中 , 垂直板面L S取向和L T取向的疲劳裂纹在扩展过程中都发生了明显的止裂

关键词：

爆炸复合板;疲劳;界面;

中图分类号： TB331

收稿日期：1999-08-30

基金：国家自然科学基金重点资助项目! 597310 2 0;

Fatigue crack propagation of explosive bonded laminate LY12 plate

Abstract：

An explosive bonded LY12 laminate plate was applied to investigate the effect of interface bonding strength on fatigue crack propagation path. The fatigue crack growth behavior was investigated under four point bending conditions. The energy release rates of crack propagation at the interface and in the matrix were examined with double cantilever beam (DCB) specimens. The results indicate that, the interface of laminated composites plays a significant role in fatigue crack growth. The fatigue crack propagation is arrested by the interface delamination in the explosive bonded LY12 laminate.

Keyword：

explosive bonded laminate; fatigue cracks; interfaces;

Received： 1999-08-30

金属/金属多层复合板状材料以其垂直界面取向优越的疲劳抗力在汽车、 航天航空、 国防等领域显示了广阔的应用前景。 这种优越的疲劳性能与其界面结合状况有着紧密联系, 因为层间结合强度是层合板的薄弱环节, 层间强度低导致损伤的基本模式是层与层之间的分离, 即分层, 失效特征不同于一般均质材料, 从而对其服役性能产生重要影响。 因此, 对金属层状复合材料疲劳裂纹的扩展及其分层之间的关系进行研究, 预测界面结合强度对其疲劳裂纹扩展的影响, 对安全有效利用层状复合材料具有重要的理论和工程实际意义。

以往对复合板的研究侧重于理论分析并以静载为主 ^{[1,2,3,4,5,6]} , 且大都是针对强界面结合的双层单界面层合板 ^[7,8] 。 例如文献 [ 1] 利用边界元的方法分析了具有理想与非理想界面的双材料四点弯曲试样的界面断裂韧性, 讨论了裂纹前沿理想界面的复应力强度因子和非理想界面应变能密度随裂纹长度的变化; 文献 [ 2] 考察了材料不均匀层对垂直裂纹的作用, 表明当裂纹垂直侵入界面层时, 裂尖应力强度因子将发生变化。 但在这方面的实验研究, 特别是对多层复合的金属层合板不同取向的疲劳性能的系统研究尚未见报导, 然而只有系统的实验研究, 才可校核已有的理论成果, 并促使其进一步发展, 以便推动金属/金属层状复合材料的应用。

爆炸焊接作为一种焊接技术在制造大面积不同用途的双金属及多金属复合材料中发挥着重要的作用。 爆炸复合材料为节约资源, 综合利用以及显著增强和提高现有金属材料的性能, 展现了一幅广阔的前景 ^[9] 。 本文选用由LY12薄板爆炸复合的多层复合板为研究对象, 考察其不同取向的拉伸强度、 分层韧性及疲劳裂纹的扩展, 并利用断裂力学理论对其进行初步分析。

1实验材料和实验方法

选用层厚为1.5 mm的硬铝LY12薄板, 六层叠合, 利用爆炸焊接复合成层合板。 在复合过程中为了保证各层间能较好的焊合, 防止在界面处出现焊合波纹, LY12薄板的表面包铝层 (厚度约为LY12层厚的5%) 末预清除。 这样既保证了焊合质量又保证了焊合界面基本平直。

文中裂纹扩展方向采用双字母表示法, 前一字母为试样裂纹面法线方向, 后一字母为裂纹面扩展方向。 静拉伸在INSTRON拉伸实验机上进行。 静态分层断裂韧性采用双悬臂梁 (DCB) 试样在SANS万能实验机上进行。 四点弯曲疲劳在MTS880液压伺服实验机上进行, 正弦波加载, 应力比为0.1, 并利用金相显微镜和扫描电镜对拉伸和疲劳试样的断口及疲劳裂纹形貌进行了观测分析。 图1为层状复合材料空间取向示意图, 爆炸波沿L方向传播。

2实验结果

2.1静拉伸强度σ和分层断裂韧性K

图1 层合板的空间取向示意图

Fig.1 Orientation of laminate

图2 (a) 为沿L方向拉伸时的宏观金相照片, 可见各层间基本为独自断裂, 不像均质材料试样那样形成一连续平直的裂纹。 垂直板面方向即S向的拉伸断裂强度利用长度为板厚的小"工"字型试样进行测试, 各试样均在层间断裂, 断口的两表面皆为纯铝所覆盖, 且发生了较大的塑性变形, 如图2 (b) 所示, 说明爆炸焊合所得的两包铝层间的结合是较好的, 但由于纯铝和硬铝的强度相差较大, 而形成了层间界面结合强度 (S向拉伸强度) 与各层基体材料强度 (近似L向拉伸强度) 的显著差异。 对比两取向的拉伸强度, 其比值约为0.27～0.29。

层合板沿S-L取向的分层裂纹扩展能量释放率G₁和沿L-T方向的裂纹扩展能量释放率G₂根据标准ASTMD3543采用双悬臂梁 (DCB) 试样进行测定, 结果G₁/G₂约为0.16, 即裂纹沿界面扩展的阻力要比沿L-T方向扩展的阻力小得多, 界面层为该层合板的薄弱环节。

图2 拉伸试样裂纹路径和断口形貌

Fig.2 Crack path (a) and fracture interface morphology (b)

2.2疲劳性能

图3为层合板垂直板面L-S取向疲劳裂纹扩展的a-N图, 其上出现了阶段性的平台。 对照图4该取向疲劳裂纹扩展形态的金相照片可见这是由于主裂纹扩展到界面后受到界面的阻挡, 发生了沿界面的转折。 裂纹在第一个界面处发生单向转折, 对应a-N图上第一个平台, 扩展一段距离后, 在主应力的驱动下穿过界面进入下一层LY12中继续扩展, 在a-N图上表现为a随N的急速上升, 类似于整体材料中疲劳裂纹的失稳扩展阶段。 到达第二个界面后, 裂纹沿主裂纹面的扩展再次停滞, 出现沿界面的双向转折并发生了较长的横向扩展, 在a-N图上表现为第二个长距离的平台, 这样致使层合板约80%以上的疲劳寿命都消耗于界面处, 层合板在该取向显示了优越的抗疲劳性能。

图3L-S取向裂纹扩展的a-N图

Fig.3 Variation in fatigue crack length awith fatigue cycles N

图4L-S取向疲劳裂纹扩展路径

Fig.4 Fatigue crack growth path for L-S orientation specimen

图5为L-T取向疲劳长裂纹扩展的da/dN-ΔK关系曲线。 可见曲线分为明显的几个阶段, 在最初阶段即ΔK<13 MPa·m^1/2时, da/dN随ΔK快速上升; ΔK在13～20 MPa·m^1/2范围内时, 曲线上出现了一段近似平台区域, 随ΔK升高da/dN基本在某一确定值附近波动, 不再上升; ΔK> 20 MPa·m^1/2后, 随ΔK增大, da/dN基本呈线性

上升。 并且在曲线的最初两个阶段, 尤其是近平台区域, 多处出现了由裂纹扩展速率da/dN随名义应力强度ΔK的上升不增大反而减小的止裂或自抑制现象导致的小波折。 对层合板疲劳裂纹扩展da/dNΔK关系曲线上da/dN随ΔK呈线性上升阶段应用Paris公式:

da/dN=C (ΔK) ^m

进行拟合, 得下式:

da/dN=6×10^-9 (ΔK) ^3.208

研究表明, 对于均质金属材料m值一般为2～7, 上式中m值为3.208在此范围内。 图6为层合板疲劳断口扫描电镜照片, 可见有明显的分层现象出现。

3理论分析

层状复合材料结构的破坏模式与均质材料结构有着明显的不同, 且不同取向的疲劳裂纹扩展机理也有所不同。

为了分析简单, 假定一规则复合层板 (如图7) , 并符合两个条件: 界面是纯几何界面 (非梯度界面) 及各层之间的材料参数完全相同。

3.1L-S取向

该取向主裂纹面和裂纹扩展方向都垂直于层合板界面, 当裂纹扩展到界面处, 将面临着扩展方向的选择问题, 可沿着原方向穿透下一层层板, 或是沿着两层之间的界面分层扩展。 裂纹扩展方向的确定, 对于层状复合材料整体性能具有重要影响。

图5L-T取向裂纹扩展的da/dN-ΔK关系曲线

Fig.5 Variation in fatigue crack growth rates da/dN with nominal stress intensity range ΔK

图6L-T取向层合板疲劳断口扫描电镜照片

Fig.6 SEM photo of fatigue fracture forL-T orientation specimen

假设试样存在长度为a的初始裂纹, 根据断裂力学分析, L-S取向裂纹尖端附近的应力场为:

$\begin{array}{l}\sigma {}_{\theta }=\frac{1}{2\sqrt{2\text{π}r}}\cos ?\frac{\theta }{2}[{\rm K}{}_{\mathrm{Ⅰ}}(1+\\ \text{?}\text{?}\cos ?\theta )-3{\rm K}{}_{\mathrm{Ⅱ}}\sin ?\theta ]\\ \tau {}_{r\theta }=\frac{1}{2\sqrt{2\text{π}r}}\cos ?\frac{\theta }{2}[{\rm K}{}_{\mathrm{Ⅰ}}\sin ?\theta +\\ \text{?}\text{?}{\rm K}{}_{\mathrm{Ⅱ}}(3\cos ?\theta -1)]\end{array}\}\text{?}\text{?}\text{?}(1)$

式中 K_Ⅰ, K_Ⅱ分别为远场Ⅰ型和Ⅱ型应力场强度因子, 由于是对称加载, 可假定K_Ⅱ=0。 $\stackrel{?}{{\rm K}}{}_{\mathrm{Ⅰ}}?\stackrel{?}{{\rm K}}{}_{\mathrm{Ⅱ}}$ 表示裂尖局部的Ⅰ型和Ⅱ型应力场强度因子。 由于在实验过程中, 试样将发生一定的挠度, 裂纹尖端实际的局部Ⅱ型应力场强度因子 $\stackrel{?}{{\rm K}}{}_{\mathrm{Ⅱ}}$ 并不等于零。 这样若界面结合较弱就可能导致扩展到界面的裂纹沿界面扩展, 即此时裂纹的扩展方向根据不同

图7L-S取向疲劳裂纹的裂尖场

Fig.7 Mechanics analysis model of L-S orientation in laminated composites

的界面结合强度将面临两种选择: θ=0°或θ=90°。 由式 (1) 可得:

$\sigma {}_{\theta }=\frac{{\rm K}{}_{\mathrm{Ⅰ}}}{2\sqrt{2\text{π}r}}?\tau {}_{r\theta }=0\text{?}\text{?}\text{?}\text{?}(\theta =0°)$ (2a)

$\begin{array}{l}\sigma {}_{\theta }=\tau {}_{r\theta }=\frac{\sqrt{2}}{4}\frac{{\rm K}{}_{\mathrm{Ⅰ}}}{\sqrt{2\text{π}r}}\\ =0.3535\frac{{\rm K}{}_{\mathrm{Ⅰ}}}{\sqrt{2\text{π}r}}\text{?}\text{?}\text{?}\text{?}(\theta =90°)\text{?}\text{?}\text{?}(2\text{b})\end{array}$

根据文献 [ 10] 有,

$\stackrel{?}{{\rm K}}{}_{\mathrm{Ⅰ}}={\rm K}{}_{\mathrm{Ⅰ}},\text{?}\stackrel{?}{{\rm K}}{}_{\mathrm{Ⅱ}}=0\text{?}\text{?}\text{?}\text{?}(\theta =0°)$ (3a)

$\stackrel{?}{{\rm K}}{}_{\mathrm{Ⅰ}}=\stackrel{?}{{\rm K}}{}_{\mathrm{Ⅱ}}=\frac{\sqrt{2}}{4}{\rm K}{}_{\mathrm{Ⅰ}}\text{?}\text{?}\text{?}\text{?}(\theta =90°)$ (3b)

根据线弹性断裂力学裂尖应力场强度因子K与裂纹扩展能量释放率G之间有如下关系:

$G=\frac{{\rm K}{}_{\mathrm{Ⅰ}}^2}{E{}^{*}}\text{?}\text{?}\text{?}\text{?}\text{?}\text{?}\text{?}\text{?}\text{?}(\theta =0°)$ (4a)

$G=\frac{\stackrel{?}{{\rm K}}{}_{\mathrm{Ⅰ}}^2+\stackrel{?}{{\rm K}}{}_{\mathrm{Ⅱ}}^2}{E{}^{*}}=\frac{{\rm K}{}_{\mathrm{Ⅰ}}^2}{4E{}^{*}}\text{?}\text{?}(\theta =90°)$ (4b)

式中 E^*为有效弹性模量。 由式 (4) 可知, 若界面的裂纹扩展能量释放率G小于各层整体材料相应能量释放率的25%, 则裂纹沿界面扩展。

3.2L-T取向

该取向主要的韧化机理为分层韧化, 即垂直于主裂纹面的界面发生分层将主裂纹及其前方分割成一系列垂直于主裂纹的薄带, 使裂尖由一个平面应变状态转变成一系列的平面应力状态, 宏观上就会表现为疲劳抗力的增加。 因此必需考虑裂尖的三轴应力, 建立如图8的三维坐标系, 其x, y, z轴分别沿板材的T, L, S方向, 根据断裂力学理论可得裂尖的三轴应力场如下:

$\sigma {}_{rr}=\frac{{\rm K}{}_{\mathrm{Ⅰ}}}{(2\text{π}r){}^{1/2}}\times \cos$ $(\frac{\theta }{2})[1+\sin {}^2$ $(\frac{\theta }{2})]$ (5a)

$\sigma {}_{\theta \theta }=\frac{{\rm K}{}_{\mathrm{Ⅰ}}}{(2\text{π}r){}^{1/2}}\times \cos {}^3$ $(\frac{\theta }{2})$ (5b)

$\sigma {}_{r\theta }=\frac{{\rm K}{}_{\mathrm{Ⅰ}}}{(2\text{π}r){}^{1/2}}\times \sin$ $(\frac{\theta }{2})\cos {}^2$ $(\frac{\theta }{2})$ (5c)

σ_zz=υ (σ_rr+σ_θθ) (5d)

此处υ为泊松比, 并仍假定K_Ⅱ=0, 实验过程中由试样挠度所引起的裂尖局部的Ⅱ型应力强度因子远小于Ⅰ型应力强度因子, 在该取向不会引起裂纹扩展方向的转折, 为简化分析在此不予考虑, 则裂纹将仅沿θ=0°方向扩展, 有:

$\sigma {}_{rr}=\sigma {}_{\theta \theta }=\frac{{\rm K}{}_{\mathrm{Ⅰ}}}{(2\text{π}r){}^{1/2}}$ (6a)

σ_zz=2υσ_rr=2υσ_θθ (6b)

取υ为0.33, 在平面应变条件下有

σ_zz=0.66σ_rr=0.66σ_θθ (7)

应力σ_zz垂直作用在层合板的界面上成为分层应力。 由式 (7) 可知, 若层合板界面结合强度小于或等于各层整体材料强度的66%, 则在裂纹扩展过程中界面将优先发生分层。

图8L-T取向疲劳裂纹的裂尖场

Fig.8 Mechanical analysis model of L-T orientation in laminated composites

4分析讨论

本文所研究的LY12爆炸复合层状材料, 虽然界面处有一薄层纯铝, 不完全满足上述理论分析模型的条件, 但仍可借此进行初步的分析。

对于L-S取向, 由实验结果可知该层合板的界面裂纹扩展能量释放率G约为各层整体材料相应裂纹扩展能量释放率 (近似认为是L-T取向的裂纹扩展能量释放率) 的0.16, 低于理论分析的分层标准0.25, 裂纹在到达界面后应是沿层面扩展。 实验结果表明裂纹在到达界面后确实发生了转折而沿界面扩展, 从而大大降低了裂尖沿主裂纹面扩展方向的有效应力强度因子范围, 使裂纹沿主裂纹面方向的扩展受阻, 在a-N图上出现了明显的平台区域。 能量大量消耗在界面上, 相应提高了层合板该取向的断裂韧性。

而L-T取向根据以上的实验结果和理论分析, 疲劳裂纹在扩展过程中界面应优先完全分开, 将主裂纹及其前方分割成一系列垂直于主裂纹的薄带, 使裂尖由一个平面应变状态转变成一系列的平面应力状态, 宏观上表现为疲劳抗力的均匀增加, 使da/dN-ΔK曲线变平缓, 但实际的曲线上却出现了好多小的止裂波折。 对其疲劳断口的电镜观察发现, 其界面也并不是完全分开, 而是呈断续状, 分析表明, 这主要是由该层合板的界面特性所决定的, 它并不是理论分析模型中所假设的理想界面, 而是由纯铝构成了一个界面层。 由于硬铝和纯铝强塑性的不同, 作为界面层的这层纯铝在疲劳裂纹扩展过程中就可能发生轻微的或局部的塑性变形, 而使裂尖的三轴应力约束得以释放, 从而降低界面分层的剧烈程度, 使其成为断续状, 但这些断断续续的分层引起的裂尖应力状态的改变对裂纹扩展阻力的影响, 在疲劳裂纹扩展的da/dN-ΔK关系曲线上得以清晰的反应。

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