Journal of Mechanical Strength2023,45(4):962-969DOI :10.16579/j.issn.1001.9669.2023.04.028∗20211118收到初稿,20220112收到修改稿㊂国家自然科学青年基金项目(51905028),北京市教育委员会科技计划一般项目(KM202110016002),北京建筑大学金字塔人才培养工程(JDYC20200323)资助㊂∗∗张育轩,男,1997年生,北京人,满族,北京建筑大学硕士研究生,主要研究方向为微动疲劳㊂∗∗∗李㊀欣(通信作者),男,1984年生,河北昌黎人,汉族,北京建筑大学副教授,博士,硕士研究生导师,主要研究方向为机械结构强度和疲劳耐久性㊂交变法向载荷作用下2024铝合金的微动疲劳试验研究∗EXPERIMENTAL STUDY ON FRETTING FATIGUE OF 2024ALUMINUM ALLOY UNDER ALTERNATING NORMAL LOAD张育轩∗∗1㊀李㊀欣∗∗∗1㊀杨建伟1,2㊀田㊀帅1㊀刘乐强1(1.北京建筑大学机电与车辆工程学院,北京100044)(2.城市轨道交通车辆服役性能保障北京市重点实验室,北京100044)ZHANG YuXuan 1㊀LI Xin 1㊀YANG JianWei 1,2㊀TIAN Shuai 1㊀LIU LeQiang 1(1.School of Mechanical-Electrical and Vehicle Engineering ,Beijing University of Civil Engineering and Architecture ,Beijing 100044,China )(2.Beijing Key Laboratory of Performance Guarantee on Urban Rail Transit Vehicles ,Beijing 100044,China )摘要㊀针对法向交变载荷作用下的2024铝合金微动疲劳失效问题开展了试验研究㊂设计了可施加交变法向载荷与远端载荷的双轴加载微动疲劳试验系统㊂通过Abaqus 有限元分析,对试验台法向加载装置进行分析计算,考察了法向加载时力传导误差与微动垫摆角对试验精度的影响,验证了试验机加载的精度㊂进而研究了在交变法向载荷作用下,0ʎ㊁45ʎ㊁90ʎ三种不同相位差对2024铝合金疲劳寿命的影响㊂试验结果表明,随着相位差的增加,2024铝合金试件的寿命逐渐增加㊂通过对磨损状态的分析发现,0ʎ与45ʎ相位差下,磨损的影响较小,寿命随着相位差的增大而增长;90ʎ相位差时磨损较为严重,在磨损与疲劳损伤的共同作用下,90ʎ相位差状态下试件的疲劳寿命进一步增加㊂试件微动疲劳寿命在交变法向载荷作用下的整体趋势为:随着相位差的增加寿命延长,随着相位差的增加,磨损增加㊂关键词㊀微动疲劳㊀交变法向载荷㊀2024铝合金㊀有限元分析中图分类号㊀TH114Abstract ㊀Fretting fatigue failure of 2024aluminum alloy under alternating normal load was investigated.A biaxial fretting fatigue test system is designed which can apply alternating phase load and distal load.Through Abaqus finite element analysis,the normal loading device of the test bench was analyzed and calculated,and the influence of the force conduction error and the swing angle of the fretting pad on the test accuracy was investigated,the accuracy of loading test machine is verified.The influence of phase difference of 0ʎ,45ʎand 90ʎon fatigue life of 2024aluminum alloy under alternating normal load was studied.The test results show that the life of 2024aluminum alloy specimens increases with the increase of phase difference.Through the analysis of wear state,it is found that the influence of wear is small when the phase difference is 0ʎand 45ʎ,and the life increases with the increase of phase difference.When the phase difference is 90ʎ,the wear is more serious.Under the joint actionof wear and fatigue damage,the fatigue life of specimens at 90ʎphase difference is further increased.The overall trend of fretting fatigue life of specimens under alternating normal load is that the life increases with the increase of phase difference,and the wear increases with the increase of phase difference.Key words㊀Fretting fatigue ;Alternating normal load ;2024aluminum alloy ;Finite element analysis Corresponding author :LI Xin ,E-mail :lixin 0301@ ,Fax :+86-10-61209518The project supported by the National Natural Science Foundation of China (No.51905028),the General Project of Science and Technology Plan of Beijing Education Commission (No.KM202110016002),and the Pyramid Talent Training Project of Beijing University of Civil Engineering and Architecture (No.JDYC20200323).Manuscript received 20211118,in revised form 20220112.㊀第45卷第4期张育轩等:交变法向载荷作用下2024铝合金的微动疲劳试验研究963㊀㊀0㊀引言㊀㊀微动疲劳作为一种物理-化学过程,其机制与演化行为非常复杂,涉及机械强度学㊁摩擦学㊁接触力学和材料学等多个学科㊂微动导致紧固连接结构的接触面发生局部磨损,进而使零部件更容易发生疲劳失效,导致结构疲劳寿命急剧下降㊂另外,微动疲劳现象发生在零部件的接触面内,隐蔽性强,难以及时发现,较常规疲劳问题更为危险㊂微动疲劳广泛存在于机械紧固连接结构中,是螺栓连接㊁榫连接㊁铆接㊁花键连接和过盈配合等结构的主要失效形式㊂因此,微动疲劳引起了航空航天㊁核能㊁交通运输㊁海洋船舶等对安全性和可靠性要求较高的工业部门的高度重视,甚至在生物医学㊁电工行业也出现了因微动疲劳导致的严重失效问题㊂可见,微动问题涉及的工业领城广泛,引起的失效问题突出,因此被称为 工业的癌症 ㊂铝合金不仅具有高的比强度㊁比模量㊁断裂韧度㊁疲劳强度和耐腐蚀稳定性,还具有良好的成形工艺性和焊接性㊂基于上述优点,铝合金在航天工业中应用广泛[1]㊂如表1所示,在一些商业飞机上用量已占整体材料的70%~80%㊂虽然铝合金在航天中应用广泛,但其对微动疲劳非常敏感,如图1所示,英国彗星号客机由于飞机增压舱内方形舷窗处的机身蒙皮产生疲劳断裂,最终引发空难㊂因此对铝合金的微动疲劳研究具有极其重要的工程应用价值和理论研究意义㊂表1㊀主要商业飞机上铝合金的用量Tab.1㊀Aluminum alloy used in major commercial aircraft 年代Eras 飞机型号Plane model 铝合金含量Aluminum alloy content ω/%1960~1970B74781A300761970~1980B76780B75778A32076.51980~1990A34075B777701990至今Since 1990A38060B78720针对上述问题,研究者开展了相关的研究工作㊂张俊等[2]对7075铝合金材料进行了扭转微动疲劳试验,讨论了相同法向载荷下不同扭转切应力对扭转微动疲劳寿命的影响㊂陈旭等[3]研究了恒定接触载荷和交变接触载荷对6061-T651铝合金微动疲劳寿命的影响㊂陈亚军等[4]研究了在航空载荷谱作用下2024铝合金的疲劳特性㊂研究表明,微动能使构件的疲劳寿命降低20%~图1㊀飞机机身蒙皮疲劳断裂图Fig.1㊀Fatigue fracture diagram of aircraft fuselage skin80%,甚至更低㊂自20世纪70年代以来,微动疲劳越来越受到国内外学者的重视㊂试验是研究微动疲劳的重要手段,早期的微动疲劳试验主要采用桥式微动垫结构,随着研究的深入,目前主要采用圆柱面微动垫与平板试件的结构形式进行试验研究[5]86-87㊂乐晓斌等[6]通过对2Cr13进行单轴拉-拉试验结合有限元分析,对微动疲劳寿命预测方法进行了讨论㊂吕宝桐等[7]对16Mn 钢进行试验,研究了接触压力与循环周次等因素对微动疲劳寿命的影响㊂杨洋等[8]对35CrMoA 钢进行单轴拉-拉加载下的微动疲劳试验,研究其微动疲劳特征及其微结构㊂CARLOS N 等[9]通过试验分析了微动疲劳条件下不同多轴疲劳准则对寿命评估的影响㊂刘兵等[10]通过柱面对柱面的接触方式,对35CrMoA 钢在拉扭复合载荷作用下的低周微动疲劳特性进行研究㊂ABBASI F 等[11]通过试验研究了轴向载荷和法向载荷相位差对结构微动行为的影响㊂虽然国内外学者对微动疲劳进行了许多试验研究,但研究都主要集中在拉压与扭转微动疲劳[5]86-87㊂这些试验都是固定法向载荷的㊂然而,在许多实际工程情况下,机械结构受到的法向载荷是不断变化的,对交变法向载荷如何影响微动疲劳行为研究得较少㊂鉴于法向载荷是影响微动行为的重要因素之一,本文开展了交变法向载荷下的微动疲劳试验,研究了双向加载因素对微动疲劳及磨损行为的影响㊂1㊀微动疲劳试验原理与试验机设计1.1㊀双轴加载微动疲劳试验原理㊀㊀接触区域产生微动必须满足:①存在法向载荷P使微动垫与试件接触;②切向力Q 使接触区域产生滑移㊂接触区域间的滑移受到施加的法向载荷P 与切向力Q 的影响,当Q /P 的值小于摩擦因数μ时,接触区域为局部滑移;当Q /P 的值达到μ时,接触区域为全局滑移㊂基于这一原理,微动疲劳试验逐渐形成了如图2所示的统一构型㊂通过夹具将试件在轴向固定,将两块圆柱面或球面的微动垫放置在试件两侧,两微动垫通过固定装置进行固定,该弹性支撑可等效为弹簧㊂施加法向载荷P 使微动垫与试件贴紧建立接㊀964㊀机㊀㊀械㊀㊀强㊀㊀度2023年㊀触,再向试件下端施加轴向的交变载荷σB ,由于有微动垫固定装置即等效 弹簧 的存在,微动垫运动会受到阻碍,在接触区域产生切向力Q ㊂在P ㊁Q ㊁σB 的共同作用下,试件与微动垫的接触区域发生微动㊂通过改变远端载荷大小与 弹簧 的刚度,来调节切向力Q 的大小,从而实现对微动运行状态和微动疲劳行为的控制㊂图2㊀微动疲劳试验模型Fig.2㊀Fretting fatigue test model但此模型存在一定的局限性,在许多实际工程问题上不能完全反应机械的微动情况,其中最典型的例子就是航空发动机燕尾槽处叶片与槽之间的接触问题[12-13]㊂如图3所示,受到轴向离心力F 与气动载荷q 的作用,接触区域的法向载荷是不断变化的㊂恒定法向载荷工况下的微动疲劳试验显然不能真实反应燕尾槽处的微动情况㊂进一步地,还需要考虑双轴加载状态下的比例与非比例加载,即相位差对于微动疲劳寿命的影响㊂因此本文在此模型基础上,设计了双轴加载微动疲劳试验系统㊂图3㊀航空发动机轮盘-叶片燕尾榫连接的微动工况Fig.3㊀Fretting condition of aero-engine wheel-blade dovetail joint1.2㊀双轴加载微动疲劳试验机设计1.2.1㊀试验机总体方案设计㊀㊀基于上述问题与模型,设计了一套新型疲劳试验机系统,通过对单轴拉压电液伺服疲劳试验的改造,通过增加一套法向加载设备,实现法向交变载荷的施加㊂试验机主要包括2个作动器和3个力传感器,通过作动器1施加轴向交变载荷σB ,作动器2施加法向交变载荷P ㊂力传感器1与力传感器3之间的差值即为切向力Q ,力传感器2测量和控制法向交变载荷㊂通过控制器与上位机进行闭环控制与试验数据采集,试验机系统结构如图4所示㊂如图5所示,其中试件通过夹具在轴向进行固定,法向一端与微动垫接触㊂为实现试件与微动垫接触一侧产生微动并保证试验机在法向受力平衡,试验机设计了法向支撑装置,该装置安装在原试验机立柱上,靠近试件一侧安装滚轮,与试件顶紧,用以平衡作动器2施加的法向交变载荷P ㊂在试验过程中,滚轮与试件形成滚动接触,在保证试件加载过程中不发生弯曲变形的同时,降低了该侧的摩擦力,保证试件与滚轮的接触不会产生微动㊂试验机系统实物图如图6所示㊂图4㊀试验机系统结构图Fig.4㊀Structure diagram of testing machinesystem图5㊀微动加载装置Fig.5㊀Fretting loadingdevice 图6㊀试验机系统实物图Fig.6㊀Physical picture of testing machine system1.2.2㊀结构设计和加载误差分析㊀㊀微动垫固定装置如图7所示,为防止微动垫受到切向力时在轴向产生过大摆动,通过4块板搭建的平台与试验机固定,再由上面的盖板与螺栓把微动垫紧固在平台上㊂固定装置中前后两块板可等效为试验模型中的 弹簧 ,通过改变两板的厚度δ,达到改变 弹簧 刚度的目的㊂微动垫所受法向交变载荷P 先通过加载装置施㊀第45卷第4期张育轩等:交变法向载荷作用下2024铝合金的微动疲劳试验研究965㊀㊀加到微动垫固定装置上,再传导到微动垫处,在这之间会存在误差,且不同板厚下有效力误差也会不同;微动垫在受到切向力Q作用时会产生轴向位移S,这些因素都会对试验的准确性产生影响㊂当微动垫受到切向力Q时,微动垫在轴向的位移会存在摆动角度α,且不同板厚下摆角α的大小不同㊂通过建立数学模型来计算微动垫的摆动角度㊂微动垫与试件接触模型如图8所示,把其简化为悬臂梁来计算摆动角度,简化后的悬臂梁如图9所示㊂模型计算过程如下:Q+F A+F B=0-Ql1+FB l2=0{(1)式中,Q为微动垫所受切向力;F A㊁F B为A㊁B两点由于切向力Q产生的形变力;l1为微动垫固定装置前支撑板到微动垫前端距离;l2为两支撑板间距离㊂图7㊀微动垫固定装置Fig.7㊀Fretting pad fixingdevice图8㊀微动垫与试件接触模型Fig.8㊀Contact model between fretting pad andspecimen图9㊀悬臂梁微动垫固定装置的简化分析模型Fig.9㊀Simplified analysis model of cantilever beam fretting pad fixing device㊀㊀解得F A与F B分别为F B=Ql1l2F A=-Q(l2+l1)l2ìîíïïïïï(2)㊀㊀弹簧弹性系数k为k=EA l3(3)式中,E为微动垫固定装置的弹性模量;A为前后支撑板横截面积;l3为上下两支撑板间距离㊂A㊁B两点位移变化分别为Δl A=|F A|k=Q(l2+l1)l2k=Q(l2+l1)l3EAl2(4)Δl B=|F B|k=Ql1l2k=Ql1l3EAl2(5)㊀㊀考虑到微动垫在摆动过程中,微动垫固定台存在扭转中心O,摆动角度即为两相似三角形的对顶角,如图10所示㊂通过相似三角形找到扭转中心O,确定OA与OB的长度:图10㊀微动垫固定装置简化模型的扭转分析Fig.10㊀Torsion analysis of the simplified model of fretting pad fixatorOAOB=Δl AΔlB=F AF B(6)OA=l2F AF A+F B=l2(l2+l1)2l1+l2(7)OB=l2F BF A+F B(8)㊀㊀摆动角α的大小为α=arctanΔl AOA=arctan Ql3(2l1+l2)EAl22(9)㊀㊀通过式(9)可以看出,摆动角α的大小与切向力Q以及板厚有关㊂切向力Q可等效成轴向的摩擦力,可以通过式(10)计算切向力:Q=μP(10)㊀966㊀机㊀㊀械㊀㊀强㊀㊀度2023年㊀式中,Q 为切向力;P 为法向交变载荷;μ为摩擦因数㊂按照文献[13]定义,滑动摩擦因数μ为0.65㊂切向力Q 与法向交变载荷P 的大小有关系,进一步地,通过Abaqus 对法向加载装置进行力学分析㊂对法向加载装置进行了建模,其中对接触区域网格划分进行局部加密,如图11所示㊂图11㊀微动加载装置模型网格划分Fig.11㊀Mesh division of fretting loading device model㊀㊀在1000~3000N 法向载荷下,通过实际施加的载荷F 1与模型计算出的接触区域所受力F 2进行误差计算:F C =(F 1-F 2)/F 1(11)式中,F C 为实际施加载荷与模型计算出接触区所受力之间的误差,得出表2所示的数据㊂表2㊀不同板厚与法向载荷下接触应力误差Tab.2㊀Contact stress error under different plate thickness and normal load板厚Plate thickness δ/mm1000N 法向载荷下误差Error at 1000N normal load F C /%2000N 法向载荷下误差Error at 2000N normal load F C /%3000N 法向载荷下误差Error at 3000N normal load F C /%20.090.080.07630.150.1450.1440.200.190.1851.131.11 1.096㊀㊀由表2可以看出,有效力误差整体很小,仅在5mm 板厚时有效力误差略大,但整体都不超过2%,因此有效力误差对试验的影响很小㊂在1000N㊁2000N㊁3000N 法向载荷下计算出切向力Q ,分别为650N㊁1300N㊁1950N㊂经模型计算后得出微动垫在轴向的位移,如表3所示㊂表3㊀不同板厚与切向力下微动垫位移Tab.3㊀Displacement of fretting pad under different plate thickness and tangential force板厚Plate thickness δ/mm650N 切向力下位移Displacement under tangential force 650N s /mm1300N 切向力下位移Displacement undertangential force 1300N s /mm1950N 切向力下位移Displacement undertangential force 1950N s /mm20.0070.0130.0230.0060.0110.01740.0050.010.01550.00480.00950.014㊀㊀由表3可知,在同一板厚情况下,切向力越大,微动垫上下摆动的角度越大;在同一切向力情况下,板厚越厚,微动垫上下摆动角度越小;但整体来看,微动垫在竖直方向的位移都是很小的,对于试验整体的影响不大,证明试验加载是准确的㊂结合上述提到的有效力误差,存在最优板厚,使摆动角度与有效力误差对试验影响最小㊂绘制了如图12所示的支撑板板厚与加载精度关系,两曲线交点即为最优板厚所在的点㊂由图12可以看出,最优板厚为3.6mm㊂因此试验时微动垫固定台板厚选取3.6mm㊂2㊀试验参数设计㊀㊀由于施加的均为交变载荷,所以在加载时存在两种情况:①同比例加载;②非比例加载,即存在相位差㊂本试验主要考虑非比例加载下对试件微动疲劳寿命的影响,相位差φ分别选取0ʎ㊁45ʎ㊁90ʎ,与P 的关系可表示为㊀第45卷第4期张育轩等:交变法向载荷作用下2024铝合金的微动疲劳试验研究967㊀㊀图12㊀支撑板板厚与加载精度的关系Fig.12㊀Relationship between plate thickness andloading accuracy of support plateP =P m +P a sin(ωt -φ)σB =σB,m +σB,a sin(ωt ){(12)式中,轴向载荷均值σB,m 设为0MPa;幅值σB,a 设为100MPa㊂根据试验系统的法向加载能力,设置法向接触力范围为140~200MPa㊂通过赫兹接触公式[14]:P 0=FE ∗πR ∗(13)式中,P 0为接触压力;F 为施加的法向力;E ∗为两弹性体的等效弹性模量,即1E ∗=1-μ21E 1+1-μ22E 2(14)式中,E 1㊁E 2分别为两弹性体的弹性模量;μ1㊁μ2分别为两弹性体的泊松比㊂1R ∗=1R 1+1R 2(15)式中,R ∗为等效曲率半径;R 1㊁R 2分别为两接触面的曲率半径㊂计算出法向力的加载范围为2960~6041N,法向施加的为压力,设置法向载荷均值P m 为-4.5kN,法向载荷幅值P a 为1.54kN㊂为保证试验的精准性,每相位差下进行2组试验,全部试验参数如表4所示㊂表4㊀试验参数Tab.4㊀Experimental parameters编号Number 法向载荷均值Mean value of normal load P m /kN法向载荷幅值Amplitude of normalload P a /kN轴向载荷均值Mean value of axial load σB,m /MPa轴向载荷幅值Axial load amplitudeσB,a /MPa板厚Plate thicknessδ/mm相位差Phase differenceφ/(ʎ)1-4.5 1.540100 3.602-4.5 1.540100 3.603-4.5 1.540100 3.6454-4.5 1.540100 3.6455-4.5 1.540100 3.6906-4.51.541003.690㊀㊀试验试件采用狗骨型结构,微动垫与试件的接触面为圆柱面㊂试件和微动垫的材料均为2024铝合金,弹性模量E =70300MPa,泊松比μ=0.345㊂试验前将试件和微动垫接触表面进行抛光处理,试验在标准实验室环境下进行(室温在21~24ħ之间,相对湿度在65%~75%之间)㊂试件与微动垫尺寸如图13所示㊂图13㊀试件与微动垫尺寸Fig.13㊀Dimensions of specimen and fretting pad3㊀试验分析3.1㊀试件形貌与寿命分析㊀㊀微动面是指微动疲劳试样与微动垫相互接触处的面,在微动疲劳过程中,由于微动面承受垂直方向的接触压力和切向的相对滑移,微动疲劳裂纹往往萌生于微动面,从而导致疲劳试样过早的断裂㊂图14所示为在同一轴向交变载荷与法向交变载荷,不同相位差作用下微动面的形貌㊂由图14可以看出,随着相位差的增加,微动面上滑移区面积增大,黏着区面积减小;相位差为90ʎ时,滑移区表面覆盖着较多的黑色氧化层,试件的磨损最为严重㊂不同相位差下的微动疲劳寿命如图15所示㊂由图15可见,随着相位差的增加,试件的微动疲劳寿命也随之增加㊂出现这个现象的原因是:随着相位差的增加,试件微动面滑移区范围增大,试件磨损增加,萌生的细小裂纹在磨损过程中被磨掉,延长了试件的微动疲劳寿命㊂3.2㊀微动疲劳断口分析㊀㊀本试验中相位差为0ʎ时,试件始终处于局部滑移㊀968㊀机㊀㊀械㊀㊀强㊀㊀度2023年㊀㊀㊀㊀㊀图14㊀微动面形貌Fig.14㊀Morphology of frettingsurface图15㊀不同相位差下的微动疲劳寿命Fig.15㊀Fretting fatigue life under different phase differences状态,相位差为90ʎ时,试件出现较大磨损,因此两相位差下的断口形貌具有明显区别㊂如图16所示,其中箭头标出的位置为裂纹源㊂图17为疲劳断口的典型形貌图㊂由图17可以看出,微动疲劳断口具有一般疲劳断口的显著特征,可分为3个区域,即裂纹源区㊁裂纹扩展区和瞬间断裂区㊂其中,可以清晰看到在扩展㊀㊀区存在解理状形貌,在瞬断区可清晰看到韧窝㊂通过观察0ʎ相位差与90ʎ相位差可以看出裂纹源均产生于接触边界,0ʎ相位差接触侧呈现多裂纹源状态,且断口表面凹凸不平㊂随着相位差的增加断疲劳断口呈现单一裂纹源状态㊂这个结果可以解释为:法向载荷与远端载荷的共同作用导致接触区边缘应力集中,在交变应力/应变的主导下,接触区边缘疲劳损伤最大,在接触区边缘宽度方向上产生多条疲劳裂纹并不断扩展融合最终导致疲劳断裂,但由于相位的增加使接触面处磨损增大,阻碍了多源裂纹的萌生和扩展,最终相位差为90ʎ时断口处呈现单一裂纹源萌生和扩展的状态㊂由此可知,随着相位差的增加,导致接触区微动状态的改变㊂微动状态从局部滑移逐步向全局滑移转变㊂2024铝合金微动疲劳行为逐渐由以应力-应变主导的机制转变为磨损影响逐渐增强的疲劳-磨损耦合机制㊂图16㊀不同相位差下疲劳断口形貌Fig.16㊀Fatigue fracture morphology under different phasedifferences图17㊀典型微动疲劳断口放大图Fig.17㊀Enlarged view of typical fretting fatigue fracture4 结论㊀㊀应用试验与数值分析相结合的方法对微动疲劳现象进行了系统的研究㊂应用有限元法建立了微动疲劳试验机法向加载装置模型,验证了试验机加载的精准性,建立了微动疲劳试验系统,对微动疲劳进行了试验㊀第45卷第4期张育轩等:交变法向载荷作用下2024铝合金的微动疲劳试验研究969㊀㊀研究,得出以下结论:1)本文设计了一套可施加法向交变载荷的微动疲劳试验系统,通过Abaqus对法向加载设备进行建模,验证了法向加载设备中力传导误差与微动垫在切向力下产生的位移对试验基本没有影响㊂利用该装置完成了对2024铝合金在法向交变载荷不同相位差下的微动疲劳试验,微动疲劳试验系统工作稳定㊂2)在同一法向交变载荷作用下,低相位差下断口处呈现 波浪状 花纹,随着相位差的增加,微动面处滑移区增大㊁黏着区减小,试件磨损变得严重,裂纹源减少, 波浪状 花纹消失,试件从多源裂纹萌生状态转变为单一裂纹源萌生状态㊂3)相位差的大小影响试件的微动运行机制和疲劳寿命㊂随着相位差的增加,微动状态从局部滑移逐步转变为全局滑移㊂2024铝合金微动疲劳行为逐渐由以应力-应变主导的机制转变为磨损影响逐渐增强的疲劳-磨损耦合机制㊂随着相位差的增加,微动疲劳寿命也随之增加㊂参考文献(References)[1]㊀张新明,刘胜胆.航空铝合金及其材料加工[J].中国材料进展,2013,32(1):39-55.ZHANG XinMing,LIU ShengDan.Aviation aluminum alloy andmaterial processing[J].Progress of Materials in China,2013,32(1):39-55(In Chinese).[2]㊀张㊀俊,彭金方,徐志彪,等.7075铝合金扭转微动疲劳行为研究[J].摩擦学学报,2017,37(6):854-862.ZHANG Jun,PENG JinFang,XU ZhiBiao,et al.Torsional frettingfatigue behavior of7075aluminum alloy[J].Tribology,2017,37(6):854-862(In 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