ИССЛЕДОВАНИЕ ВЫНОСЛИВОСТИ СПЛАВА АМГ6 ПРИ ЦИКЛИЧЕСКОМ ОБЪЕМНОМ ТЕМПЕРАТУРНОМ ДЕФОРМИРОВАНИИ Текст научной статьи по специальности «Технологии материалов»

УДК 620.178.38

DOI: 10.25206/1813-8225-2022-184-30-35

И. Ю. ЛЕСНЯК З. Н. СОКОЛОВСКИЙ С. В. ГАВРИЛЕНКО

Омский государственный технический университет, г. Омск

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЫНОСЛИВОСТИ СПЛАВА АМг6 ПРИ ЦИКЛИЧЕСКОМ ОБЪЕМНОМ ТЕМПЕРАТУРНОМ ДЕФОРМИРОВАНИИ

Проведены теоретические исследования выносливости авиационного сплава типа АМг6 при его длительном циклическом объемном температурном деформировании за пределами закона Гука. Разработана методика оценки выносливости авиационных сплавов при циклическом объемном температурном деформировании с учетом наличия каверн (трещин), основанная на приведении условий циклических объемных температурных деформирований к условиям стандартных механических испытаний образцов. По разработанной методике проведена предварительная оценка выносливости авиационного сплава типа АМг6 с нагартованной и отожженной поверхностью, с использованием имеющейся ограниченной базы эмпирических данных, полученных на основе стандартных механических испытаний экспериментальных образцов. Проведена оценка влияния на выносливость экспериментальных образцов начальной длины трещины в экспериментальных образцах, при которой возможен ее неконтролируемый рост при циклическом объемном температурном деформировании. Сравнительный анализ расчетной выносливости экспериментальных образцов с фактической выносливостью материала конструкции (нагартованный сплав АМг6) реального орбитального объекта типа модуля «Заря» международной космической станции показал расхождение не более 12,5 %.

Ключевые слова: оценка выносливости, цикл температур, деформация, трещины, нагружение.

Введение. В работе [1] выявлена проблема, связанная с не учетом влияния циклического объемного температурного деформирования (ЦОТД) на выносливость материала, из которого изготовлены авиационная и ракетно-космическая техника. Анализ результатов предварительной оценки показал, что вероятной причиной потери герметичности корпуса авиационной и ракетно-космической техники является малоцикловая усталость от ЦОТД и возникающих при этом циклических напряжений за пределами закона Гука.

Непосредственное экспериментальное исследование выносливости материала в условиях ЦОТД чрезвычайно трудоемко и длительно. Стандартные испытания на выносливость менее трудоемки. Однако в открытых источниках нет достаточной информации о характеристиках сплавов, применяемых в авиационной и ракетно-космической технике, особенно в условиях большого перепада температур, наличия каверн (трещин) и различной технологии обработки поверхности. Отсутствуют также сведения о коэффициенте интенсивности напряжений и расчете трещиностойкости сплавов.

В настоящее время известны различные методики определения выносливости материалов. Например, в стандарте [2] описывается метод, который

заключается в воздействии на вращаемый цилиндрический образец одной или двух изгибающих сил (нагрузок), вызывающих в образце переменные напряжения (растяжение —сжатие). За предел выносливости принимается наибольшее напряжение, при котором образец выдерживает без разрушения заданное число циклов, принимаемое за базу.

В работах [3, 4] предложен метод определения предела выносливости цилиндрических образцов из конструкционных сталей по остаточным напряжениям «образца-свидетеля». Метод «образца-свидетеля» позволяет сохранить штатные образцы от разрушения при экспериментальном определении остаточных напряжений. В этом случае предел выносливости штатных образцов рассчитывается по остаточным напряжениям «образца-свидетеля», который был упрочнен одновременно со штатными образцами по той же самой технологии.

В работе [5] рассматривается методика расчета предела выносливости упрочненных цилиндрических образцов с концентраторами напряжений при температурных выдержках в условиях ползучести. В процессе эксплуатации элементов конструкций при повышенных температурах происходит релаксация остаточных напряжений вследствие ползучести как для гладких изделий, так и для ци-

линдрических изделии с концентраторами напряжений.

Метод прогноза выносливости конструкционных материалов при циклическом нагружении рассмотрен в работе [6]. Он основан на установлении параметров функции выносливости в дальнем прогнозе по объективным выборкам оценочных показателей первичного (ближнего) массива экспериментальных данных.

Проведенный патентно-информационный обзор показал, что в существующих методиках определения выносливости материала прямо не рассматривается знакопеременное температурное объемное нагружение образцов. Нет сведений об опасности наличия трещин или поверхностных каверн и их критического размера при ЦОТД. Недостаточно материала даже для косвенной оценки выносливости сплава АМгб при ЦОТД, широко применяемого в ракетно-космической и авиационной технике.

Целью данной работы является проведение теоретических исследований выносливости авиационных материалов при ЦОТД на примере сплава АМгб с учетом наличия каверн (трещин) и способов обработки поверхности материала (нагартованный, отожженный).

Постановка задачи. Для выполнения поставленной цели необходимо выполнить следующие задачи:

— разработать методику оценки выносливости авиационных сплавов при ЦОТД на основе приведения условий ЦОТД к условиям стандартных механических испытаний образцов;

— провести предварительный расчет выносливости авиационного сплава, например, АМг6 с на-гартованной или отожженной поверхностью, при ЦОТД на базе имеющихся эмпирических данных по механическому нагружению экспериментальных образцов (ЭО) [7];

— провести верификацию полученных результатов расчета выносливости сплава АМг6 с известными данными, например, для материала конструкции реального орбитального объекта типа модуля «Заря» международной космической станции;

— провести оценку влияния начальной длины трещины, при которой возможен её неконтролируемый рост при ЦОТД, на выносливость ЭО.

Методика оценки выносливости авиационных сплавов при ЦОТД. Методика оценки выносливости авиационных сплавов при ЦОТД заключается в следующем:

1. Из открытых источников определяются следующие параметры рассматриваемого материала при статических условиях нагружения:

— предел прочности аВ, МПа;

— условный предел текучести а0 2, МПа;

— предел упругости ау и а02/2, МПа;

— модуль нормальной упругости Е, МПа;

— коэффициент поперечной деформации |1 при а< ау (в пределах закона Гука);

— коэффициент поперечной деформации | В

при ъВ;

— максимальная температура цикла

— минимальная температура цикла

— коэффициент асимметрии цикла г..

2. Определяются линейные температурные деформации по формуле:

Рис. 1. Плоское напряженное состояние на поверхности

Рис. 2. Объёмное напряженное состояние

3. Определяются напряжения а по диаграмме растяжения материала.

4. В случае перехода за зону пропорциональности используется формула для расчета модуля нормальной упругости в зависимости от напряжения а:

= -

к Юв

(2)

5. Определяется эк вивалентное напряженное состояние.

Рассматриваются два варианта эквивалента линейного напряженного со стояния (Н С): плоское напряженное состояние (ПН С) и объемное напряженное состояние (ОНС) от циклического изменения температуры.

5.1. На поверхтоскк при ПНС (рис. 1):

е т„

где Еа — модуль упруго сти, МПа; ^ ент деформации,

у '^Л1 -+и) .

(3)

коэффици-

(4)

Далее по дитграмме выносливости материала либо по уравнению зависимос-и напряжения от количества циююв, учитываяестественкыйраз-брос результатов сскыеатий +6 %, определяется интервал ожидаемых р>езулегатов.

5.2. При ОНС (рис. 2):

в, к -И (с(1 - 2с„)).

Еа

с ке( • ЕаС1е-е 2+ц).

а)

(6)

е. = а-10"%

(1)

где а — коэффициент линейного расширения, °С 1; í — температура материала, °С.

Наличие трещины, как и дру-2х )луееектов, влияет на напряженнох состоянае еатериуеа, из-за чего ожидаемые резулытхты колииестве циклов бйдат ниже, чем для малырикиа еее тртщииуе

Предварительный расчет выносливости сплава АМг6 с нагартованной или отожженной поверхностью при ЦОТД

1. Нагартованная поверхность АМг6 при ЦОТД

Оценочный расчет выносливости проводится на базе ограниченной информации по результатам механического нагружения образцов из [7]. В качестве примера рассматривается сплав АМгб в на-гартованном состоянии без термической обработки, данные по которому максимально представлены в литературе:

— предел прочности аВ = 425 Мпа;

— условный пр едел текучести а02 = 150 Мпа;

— предел упругости <зу ~ а02/2;

— модуль нормальной упругости E = 7,1 104 Мпа;

— коэффициент поперечной деформации при а < ау в пределах закона Гука |i = 0,32;

— за предецами за кона Гука принята приближенно зависимость коэффициента поперечной деформации |а от текущего напряжения а:

Рр и Р + еРв -р)'

-(°-р У Г

(7)

где и 0,5 — коэффициент поперечной деформации при ав;

— диаграмма растяжения для плоского образца [7] и результаты её аппроксимации приведены на рис. 3.

Испытания проведяны ня плоских образцах толщиной 3 мм при комнатной температуре, что может привести к кекоторомураскождению расчетных и фактических результатов.

Из диаграммы следует, что: при а < 250 МПа (линия с квадратными точками):

Рис. 3. Диаграмма растяжения сплава АМгб в нагартованном состоянии: я < 250 МПа (линия с квадратными точками); я>250 МПа (линия с треугольными точками)

в, МПа s.0e+04 7.0е+04 6.0е+04 5.0е+04 4.0е+04 3.0е+04 2.0е+04 1.0е+04 о.ое+оо -1.0е+04

у= 0.16981*-272,26* * 74563 r2 - 0,9753

—t— е<

-Попиномлапьный

50

100 150 200 250 300 350 400а, мпа

Рис. 4. Зависимость модуля упругости Ея от напряжения я

а = —450000е2 + 66500е + 5,02,

(8)

где е — деформация материала;

при а > 250 МПа (линия с треугольными точками):

а = 574,48е01

(9)

с достоверностью Л2> 0,97.

Модуль нормальной упругости в зависимости от напряжения а вычисляется по (2). Результаты ап-проксимарии по рис. 3 сведены в табл. 1.

Зависимость Еа(а), построенная по табл. 1, приведена на рис. 4 и описывается с высокой достоверностью полинрмом 2-го порядка.

0,1818а2 - 272,25а + 74563.

(10)

Кривая устолоати, пнл^ енная в испытаниях ЭО с нагартованной поверхностью при линейном напряженном состоянии, г = —1 и комнатной температуре, приведена на рис. 5.

Оцифрованная по средним значениям кривая усталости приноднна на рис. 6.

Рис. 5. Кривая усталости для образца из сплава .АМгб: яв — амплитуда цикла при одноосном НС, N — число циклов до разрушения (выносливость)

и, соответственно, выносливость:

N = 10logN.

(12)

Точка на кривой усталости — результаты одного испытания. Естественный разброс результатов испытаний 1одМ от среднего значения составляет:

logN и 0,00003pO - 0,0040р + 8,7915

(11)

AlogN « 0,06 (6 %).

(13)

Модуль нормальной упругости в зависимости от напряжения

Таблица 1

а, МПа 0 100 150 200 250 300

Е(а), МПа 7Д0Е + 04 5,08 Е + 04 4,23E + 04 2,84E + 04 1,50E + 04 4,00E + 03

р

в

р

в

log N в,5

1 1 1

у = ЗЕ- i!

= -1

е. = е = -е = 0,00333.

t max mm '

s -1 (°-mo(a-üy))

E_

На поверхности при ПНС

Решаем чисиенно совместно (4), (7) и (10) и вычисляем а.

В нашем примере получаем:

°пне = 19 0 Мпа.

100 120 НО 160 180 200 220 240 260 2Э0 ЗООо-.МПа Рис. 6. Оцифр о ванная кривая усталости

Температурные деформации определялись по формулам и таблицам [1] при:

— максимальной температуре цикла Тс =150° С;

— минимальной температуре цикла ^=—150° С.

Коэффициент асимыетр иицикча вриэтот: " - £

2.5£*05

Й <ы

Z

(2 1.ÍE+Q5 1.0Б-Ю5 5.1Е«<Н l.OE^B

J

— Объемное НС - Плоское НС Среднее расчетное N 1— Опыт

П

Л

I

(14)

100 125 1» 175 200 225 250 275 3« 325 Расчётное напряжение с, МП;

Рис. 7. Количество циклов знакопеременного температурного нагружения нагартованного сплава, при котором происходит трещинообразование

Линейные температурные деформации по (1) для сплава АМг6 [8] a =2 2,2.

Для верификыции рассчитаем по форахуле:

(15)

Приведение условий ТОТД к условиям механических испытаний нрооодится дрирокниванием деформаций (15) и вычислением соответствующих им напряжений а. После-нио рсзличны на пооирх-ности объекта (плнское напряженное состояние (ПНС)) и в его объеме (объемное напряженное состояние (ОНС)).

Для расчета деформаций воспользуемся обобщенным законим Гока. Пви этом ^тчтем, что при ЦОТД в объеме имеет место равеэсчоо главных напряжений. Поскольку при заданных температурах деформации премы1пают0,0кч и ожидаютск наиря-жения а > ау, то используем (7) и получим уравнение для оценки нап.яжений, соответствующих температурным деформациям в виде:

».«-о; 2; s.te-os

V

0

1

^ tfifW

5

íjce-oy

—♦—06bef.«oe НС -с— П поеное не -О- Среднее расчетное N Ш Опыт

(16)

I» 125 1И 1» 225 2» 275 303 225

Расчётное напряжение с, МПа

Рис. 8. Количество циклов знакопеременного температурного нагруженияотожженногосплава, при котором происходит трещинообразование

В нашем примере получаем аОНС = 287 Мпа; 1одМ = 4,32; ЫонС = 2,09-104.

Учитывая естественный разброс результатов испытаний 1одМ ±6 %, находим интервал ожидаемых результатов:

N ™ = 1,15 • 100

N ™ = 3,79 • 100

(17)

Подставляем полученное значение апНС в (11):

1о <в_0И = 5,28, (18)

и из (12):

М-нс = 1,89 1 05.

Учитывая естественный разброс результатов испытаний 1одМ +0 % находим интервал ожидаемых результатов:

Ы^ - 9,1К • 10т, Ы ™ - 3,90 • 10п

При ОНЫ

Решаем численно совместно (6), (7) и (10) и вычисляем а.

Заметим, что учкт дрзных температур в цикле приведет к г( Ф 0 и оазным а и скажется на расчете выносливости.

2. Отожженная п оверхность АМг6 при ЦОТД В [7] приводятся данные о пределе текучести сплава ЛМгб в одожж2дом состоянии. Ввиду отсутствия данных о ко ивой усталости при переходе от нагартованой к дтожжерной поверхности скорректируем число циклов до разрушения с учетом приближенного справочного соотношения для алюминиевых епчавов [9]:

(0,35 ... 0,45)ав

(19)

Диаграмма растяжения материала в отожженном состоянии взята, скорректирована и оцифрована из того же источника [7], что и для нагартованного состояния. Предел прочности ото-

s

а

жженного сплава [7] составляет ав = 330 Мпа. Кривая усталости корректлровалась 1=а среднюю величину Аа = (3=0 — 425) 0,4 МПа.

Верификиция результатов рвсвета. Результаты расчетов аыноссивосли васартованного и отожженного сплава приведены на диаграммах рис. 7 и рис. 8.

В опыте с вввсватсвваемыме пареметрами ЦОТД объектр имеем оценку выносливости — число циклов до разгерметизации международной космической с5анции ПИ = ,2105

Средите расиаисыи 2на5ения дсаПНС и ОНС нагартовантого ссреса:

5 паг = с ПНС =р ОНС == 238 мп р 2

55 п „е е- N5

с рве • 10е циклов.

Средние расчетные оиачени8 вдя ПНС и ОНС отожжетното спанси:

ПНС 2 ^ ОНС

с 158 МПа,

N0

2

с 2,С2 •ев5 циклов.

Результаты расчета выносливости АМг6 для разной обработки поверхности при ПНС и ОНС существенно расходятся.

Для нагартованного сплава среднее расчетное значение выносливостс отклоняевс2 от опытного на 5 = 12,5 %, что вполне удовлетво]з ительно для малоцикловой усталости. Для отожжвнносо сплава отклонение составляет 5 = 93,1 %, что обыясняется не корректностью пересчета кривой усталлсти или иной обработкой поверхтоати мввсвиалв в2ъекта.

Очевидно, что в предлагаемой методике необходимо использовать кривые? усталости, полученные экспериментальным путем с учетом способа обработки поверхности как у исследуемого объекта.

Оценка критического размера трещины. В статье [10] указано примерное значение коэффициента интенсивности напряжений для авиационных сплавов:

К1С = 17,7245 кГс/см322.

Более точного значения впя шваБС АМгб в литературе не обнаружено.

По предлагаемой методике потучено эквивалентное ЦОТД напряиенис:

а = 175...275 ПНПе.

Критическая длина тр ещины определяется из [11]:

^ с вТР/, 1 = (0,13 ... 0,32) мкм.

(20)

При этих размерах трещина может расти неограниченно без повторного нагружения, поэтому расчет на выносливость проводить необязательно.

Для оценки выносливости материала при меньшей величине трещины (дефекта) и уточнения К ,

необходимо проведение экспериментальных исследований.

Оценим примерно выносливость материала АМгб при толщине листа 3 мм. Предположим, что критическая трещина растет на величину своей начальной длины за каждый цикл. При такой толщине листа в объекте и наклонной траектории роста находим:

N > 3/1 = 0,92 104 ... 2,3 104.

Результат соизмерим с числом циклов N= = 1,2 105, при котором происходит разгерметизация модуля «Заря» международной космической станции.

Выводы

1. Разработана методика оценки выносливости авиационных сплавов при ЦОТД на основе приведения условий ЦОТД к условиям стандартных механических испытаний образцов.

2. По разработанной методике проведен предварительный расчет выносливости авиационного сплава типа АМг6 с нагартованной и отожженной поверхностью при ЦОТД на базе имеющихся эмпирических данных по механическому нагружению образцов.

3. Проведена верификация результатов расчета выносливости сплава АМг6 с известными данными для материала конструкции реального орбитального объекта типа модуля «Заря» международной космической станции. Верификация полученных результатов показала их достаточную адекватность при средних значениях напряжения и выносливости на поверхности и в объеме материала. Для нагарто-ванного сплава среднее расчетное значение выносливости отклоняется от опытного на 12,5 %.

4. Проведена оценка влияния начальной длины трещины, при которой возможен её неконтролиру-идый рост при ЦОТД, на выносливость ЭО. При длине трещины близкой к критической расчет по методике дает завышенную выносливость, поэтому рекомендуется проводить испытания по определению кривой усталости на образцах с соответствующим дефектом.

Благодарности

Работа выполнена в рамках соглашения № 22106В от 28.02.2022 г. по гранту «Приори-тет-2030».

Библиографический список

1. Лесняк И. Ю., Соколовский З. Н., Гавриленко С. В. Анализ выносливости конструкций в условиях циклических температурных нагружений // Омский научный вестник. 2021. № 6 (180). С 16-20. Б01: 10.25206/1813-8225-2021-180-16-20.

2. ГОСТ 25.502-1979. Расчеты и испытания на прочность в машиностроении. Методы механических испытаний металлов. Метод испытаний на усталость. Введ. 1981-01-01. Москва: Стандартинформ, 2005. 10 с.

3. Саушкин М. Н., Сазанов В. П., Вакулюк В. С. Метод определения предела выносливости цилиндрических образцов из конструкционных сталей по остаточным напряжениям «образца-свидетеля» // Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Механика. 2014. № 4. С 178-196. Б01: 10.15593/регш.шесЬ/ 2014.4.07.

4. Сазанов В. П., Вакулюк В. С., Шадрин В. К. [и др.]. Оценка влияния поверхностного упрочнения на предел вы-

р

р

носливости образцов из стали 40Х по остаточным напряжениям образца-свидетеля // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика С. П. Королёва (Национального исследовательского университета). 2014. № 5-4 (47). С 29-36.

5. Радченко В. П., Афанасьева О. С. Методика расчёта предела выносливости упрочнённых цилиндрических образцов с концентраторами напряжений при температурных выдержках в условиях ползучести // Вестник Самарского государственного технического университета. Сер. Физико-математические науки. 2009. Вып. 2 (19). С 264268.

6. Неменко А. В., Никитин М. М. Прогнозная оценка выносливости конструкционных материалов при циклическом нагружении // Фундаментальные и прикладные проблемы техники и технологии. 2015. № 5 (313). С 11-23.

7. Справочник инженера. URL: https://inzhener-info. ru/razdely/materialy/deformiruemye-alyuminievye-splavy/ splavy-alyuminiya-s-magniem-magnalin-svarivaemye/splav-alyuminievyj-amg6-s-magniem-magnalij-svarivaemyj.html (дата обращения: 20.05.2022).

8. Клименко А. П., Новиков Н. В., Смоленский Б. Л. [и др.]. Изменение свойств конструкционных, материалов при охлаждении. Холод в машиностроении. Москва: Машиностроение, 1969. 248 с.

9. Федосьев В. И. Сопротивление материалов. 3-е изд. Москва: Наука,1964. 540 с.

10. Сысоева В. В. Расчеты коэффициентов интенсивности напряжений для типовых авиационных конструкций с трещинами // Труды МАИ. 2011. № 45. С 60.

ЛЕСНЯК Иван Юрьевич, кандидат технических наук, и. о. заведующего, доцент кафедры «Машиноведение» Омского государственного технического университета (ОмГТУ), г. Омск. БРНЧ-код: 6114-0646 Яе8еагсЬегГО: Е-6397-2014 ОЯСГО: 0000-0002-9481-5985. Адрес для переписки: lesnyak.ivan@gmail.com СОКОЛОВСКИЙ Зиновий Наумович, кандидат технических наук, доцент (Россия), доцент кафедры «Машиноведение» ОмГТУ, г. Омск. БРНЧ-код: 2094-1470 ЛиШогГО (РИНЦ): 864068

ГАВРИЛЕНКО Сергей Вячеславович, инженер кафедры «Машиноведение», магистрант гр. ПМм-211 факультета элитного образования и магистратуры ОмГТУ, г. Омск.

Адрес для переписки: serg11-1999@mail.ru

Для цитирования

Лесняк И. Ю., Соколовский З. Н., Гавриленко С. В. Исследование выносливости сплава АМг6 при циклическом объемном температурном деформировании // Омский научный вестник. 2022. № 4 (184). С. 30-35. БО1: 10.25206/18138225-2022-184-30-35.

Статья поступила в редакцию 22.08.2022 г. © И. Ю. Лесняк, З. Н. Соколовский, С. В. Гавриленко