鋁合金腐蝕損傷規律及蝕坑當量化技術研究

何衛平 陳 勃 曹定國

(1.中國特種飛行器研究所，湖北 荊門 448035 ；2 .北京航空材料研究院，北京 100095 )

2024和7B04鋁合金是非常重要的飛機結構材料，其疲勞性能受到腐蝕較嚴重的影響。腐蝕損傷的形成機制與擴展規律及蝕坑初始裂紋當量化直接影響材料疲勞壽命的評定，是預測飛機結構腐蝕等級、確定日歷壽命和檢修周期的重要依據之一，在飛機結構壽命設計與評定中具有重要意義。

腐蝕損傷對疲勞的影響，尤其是預腐蝕損傷下疲勞壽命及裂紋擴展壽命的評估方法，向來是腐蝕疲勞研究的重點。目前大部分研究主要采用腐蝕修正系數法，如C（t）曲線法、DFR腐蝕修正法等。本文研究了腐蝕初始損傷當量為微裂紋的當量化技術，然后基于斷裂力學法以小裂紋擴展分析模型對鋁合金疲勞壽命進行了計算，最后與試驗結果進行了分析比較。

1 腐蝕損傷的形成與擴展規律研究

1.1 試驗件及試驗方法[1，2]

試驗件材料分別為2024–T62和7B04–T74兩種鋁合金，采用單邊缺口拉伸（SENT）試樣。預制腐蝕坑的位置相應于孔表面裂紋位置和角裂紋位置兩種，見圖1。

試驗件的腐蝕環境為3.5% NaCl溶液和3.5%中性鹽霧。采用的預腐蝕時間分別為12h、24h、 48h、96h、192h共5個時間點。

圖1 預制腐蝕坑位置示意圖

本文中所有的試驗嚴格按對應的標準實施，按ASTM G1–03《腐蝕試樣的制備，清洗和評定》[3]進行腐蝕試樣的清洗和準備，依據GJB 150.11A–2009《軍用裝備實驗室環境試驗方法 鹽霧試驗》[4]開展中性鹽霧試驗，按HB 5287–1996《金屬材料軸向加載疲勞試驗方法》[5]開展試驗獲得壽命預測的疲勞壽命。試樣的非試驗部分采取密封保護。

1.2 腐蝕坑形成機制的微觀分析

圖2為預制腐蝕坑的典型三維視圖，圖3分別為2024–T62和7B04–T74鋁合金在3.5% NaCl溶液中的單腐蝕坑典型形貌。可以看出，兩種材料在相同腐蝕環境下腐蝕坑的形貌特征有所不同：2024鋁合金在微小區域的中間或邊緣產生小腐蝕坑（如圖3a所示），其腐蝕為典型的點蝕模式；而7B04鋁合金暴露區域整體凹陷，腐蝕坑深度非常淺（見圖3b），用體式顯微鏡無法觀測其深度，其腐蝕表現為剝蝕機制。

根據去除腐蝕產物后，使用金相顯微鏡觀察5種不同腐蝕時間產生的腐蝕坑截面，圖4顯示了兩種材料腐蝕24h、48h、96h、192h四個時間段的截面金相圖。

從圖4可以看出，兩種鋁合金的腐蝕坑的形貌和腐蝕程度是不同的。2024鋁合金腐蝕程度較為嚴重，其腐蝕深度和面積均大于7B04鋁合金。

表1為2024和7B04鋁合金不同腐蝕時間最大腐蝕坑深度的統計數據。對于每個腐蝕時間點，2024鋁合金最大腐蝕坑深度約為7B04鋁合金的2倍。由兩種材料都可以看到，隨著腐蝕時間的延長腐蝕坑擴展速度減緩。

為進一步研究腐蝕坑的微觀形貌及底部是否產生腐蝕微裂紋，使用JSM–5800掃描電子顯微鏡觀察了腐蝕坑底部形貌（見圖5）。

圖2 預制腐蝕坑的典型三維視圖

圖3 2024–T62和7B04–T74鋁合金單腐蝕坑典型形貌

圖4 2024和7B04鋁合金腐蝕坑截面

表1 2024和7B04最大腐蝕坑深度（單位：μ m）

圖5 2024和7B04鋁合金腐蝕坑底部掃描電鏡照片

可以看到，2024鋁合金腐蝕坑邊緣較平滑。腐蝕初期（如圖5a）腐蝕坑底部較平，在坑底中央有裂紋產生。腐蝕192h后（如圖5c）腐蝕坑呈片層狀，底部有裂紋出現。相比之下，7B04鋁合金腐蝕坑邊緣比較復雜。腐蝕初期（如圖5b）腐蝕坑底部凹凸不平，有多處裂紋產生。腐蝕192h后（如圖5d）腐蝕坑底部呈現塊狀形貌，塊與塊交界處有裂紋出現。這些腐蝕裂紋、片層交界、塊與塊交界等位置容易發生應力集中形成疲勞源，導致裂紋的進一步擴展以及材料的應力腐蝕斷裂。

1.3 腐蝕損傷特征量的擴展規律

腐蝕坑大小可用深度和面積表征，試驗中統計了2024鋁合金在3.5%中性鹽霧和3.5% NaCl溶液環境中表面裂紋與角裂紋兩種單腐蝕坑深度和面積與腐蝕時間的對應關系，本文表2只列出了2024鋁合金在兩種環境下各試樣表面裂紋單腐蝕坑的平均深度和平均面積。

國內外對鋁合金腐蝕深度與腐蝕時間的關系尚未有公認的經驗公式，但有文獻[3]指出鋁合金深度與腐蝕時間成冪函數關系，本文嘗試用冪函數來描述腐蝕坑深度D、表面積S與腐蝕時間T的關系及腐蝕坑表面積S與腐蝕坑深度D的關系，2024兩種環境表面裂紋單腐蝕坑腐蝕曲線見圖6。

表3中列出了2024鋁合金在3.5%中性鹽霧和3.5% NaCl溶液兩種環境下表面裂紋與角裂紋的深度D、表面積S與腐蝕時間T 的關系及腐蝕坑表面積S與腐蝕坑深度D的關系曲線擬合方程。用冪函數擬合的曲線方程具有較好的線性相關性，實現了腐蝕損傷特征量與腐蝕時間的規律量化。

2 蝕坑的裂紋當量化技術研究

2.1 蝕坑當量化裂紋方法

文獻已報道許多預腐蝕損傷對疲勞壽命的影響研究方法，如冪函數模型[7]、灰色模型[8]等等。對基于斷裂力學方法進行疲勞壽命的預測，首先需要將蝕坑當量成為初始裂紋，不同的當量化處理方法會對預測結果產生影響。本文研究了當前國外主要采用的蝕坑裂紋當量化處理方法，包括：

按平均蝕坑深度和寬度將蝕坑直接當量成為半橢圓表面裂紋；

按萌生裂紋的蝕坑深度和寬度當量成為半橢圓表面裂紋；

按面積等效的方法將蝕坑當量為半圓表面裂紋，如圖7所示；

表2 2024鋁合金兩種腐蝕環境下表面裂紋單腐蝕坑深度和面積

圖6 2024兩種環境表面裂紋單腐蝕坑腐蝕曲線

表3 2024鋁合金在腐蝕環境中表面裂紋與角裂紋的腐蝕曲線方程

采用當量初始缺陷尺寸（EIFS）方法當量成為表面裂紋。

同時，利用FASTRAN軟件分析計算了半橢圓表面裂紋和當量的半圓表面裂紋在2種應力比R（0.06和0.5）、幾種疲勞載荷下疲勞壽命的差異，見表4。分析結果表明，按半橢圓表面裂紋與按面積當量的半圓表面裂紋分別計算的裂紋擴展壽命基本相當。

2.2 含蝕坑損傷試樣的疲勞壽命預測

采用上述的蝕坑裂紋當量化方法，對含蝕坑損傷試樣的疲勞壽命進行估算和預測，并與試驗結果進行對比，以驗證當量化技術的準確性。

本文采用了小裂紋擴展分析方法和斷裂力學計算軟件（FASTRAN、AFGROW的閉合模型），分別計算了實驗室空氣下預腐蝕120 h和240 h等截面疲勞試樣，在R=0.06和0.5下的4條疲勞S–N曲線。方法步驟如下：

對試驗測定的長裂紋擴展速率曲線[1]進行處理，以得到FASTRAN、AFGROW軟件壽命預測所需的材料裂紋擴展基線數據，如圖8所示。

采用斷口SEM觀測獲得的萌生裂紋蝕坑的平均尺寸，用按面積當量為半圓裂紋和半橢圓表面裂紋的當量化方法，當量化腐蝕坑作為初始裂紋尺寸，見表5。

假設從第一次循環裂紋就開始擴展，采用FASTRAN和AFGROW的閉合模型，分別計算實驗室空氣下預腐蝕120 h和240 h等截面疲勞試樣，獲得在R = 0.06和0.5下的4條疲勞S–N曲線。

預測結果與試驗結果[2]對比如圖9所示。從圖9中可以看出，預測和試驗結果吻合很好，驗證了腐蝕損傷裂紋當量化方法及基于斷裂力學方法預測含腐蝕損傷鋁合金疲勞壽命的可行性，為將該方法應用到結構模擬件提供了依據。

表4 不同當量化處理方法的疲勞壽命對比（／千周）

3 結論

通過對2024–T62和7B04–T74兩種鋁合金的腐蝕損傷形成/擴展規律和蝕坑當量化研究，得到以下結論：

兩種鋁合金材料的腐蝕機制不同，但蝕坑底部均出現了腐蝕微裂紋；

圖7 半圓表面裂紋的當量化處理方法

表5 壽命預測采用的初始缺陷尺寸

圖8 用于壽命預測的裂紋擴展基線數據

圖9 腐蝕初始損傷當量化預測和試驗疲勞壽命結果的對比

2024鋁合金腐蝕坑深度、表面積與腐蝕時間的關系呈冪函數關系；

采用蝕坑裂紋當量化方法及基于小裂紋擴展的含腐蝕損傷疲勞壽命曲線，預測2024鋁合金的疲勞壽命與試驗結果很好吻合，驗證了此模型用于腐蝕疲勞壽命預測的可行性。

[1] 陳勃. 腐蝕環境下典型飛機結構材料及鉚接壁板結構多位損傷（容限）評估分析技術[R]. 北京航空材料研究院科研報告. 2007.11.

[2] 曹定國，任三元.中國海軍科技報告[R].典型鋁合金材料和鉚接件多位腐蝕損傷試驗報告.中國特種飛行器研究所.荊門.2008.11.

[3] ASTM G1–03 腐蝕試樣的制備，清洗和評定[S]. [4] GJB 150.11A–2009 軍用裝備實驗室環境試驗方法 鹽霧試驗[S].

[5] HB 5287–1996 金屬材料軸向加載疲勞試驗方法[S].

[6] GB/T 16545–1996 金屬和合金的腐蝕：腐蝕試樣上腐蝕產物的清除[S].

[7] 陳群志，孫玉祥等. 海軍飛機結構高性能耐蝕材料優選[R]. 605所科研報告，2004.

[8] 劉延利，鐘群鵬等.飛機鋁合金預腐蝕與疲勞性能灰色模型研究[J].北京航空航天大學學報，129-132.