航空鋁合金腐蝕坑當量化技術

回　麗　于　翔　許　良　周　松　王　磊

沈陽航空航天大學航空制造工藝數字化國防重點學科實驗室,沈陽,110136

航空鋁合金腐蝕坑當量化技術

回麗于翔許良周松王磊

沈陽航空航天大學航空制造工藝數字化國防重點學科實驗室,沈陽,110136

針對2系列預腐蝕損傷航空鋁合金材料進行腐蝕坑當量化技術研究,結果表明,在預腐蝕條件下，疲勞裂紋起始于腐蝕坑底部并呈輻射狀向內擴展，降低了材料裂紋萌生壽命。因此，忽略裂紋成核階段，提出了一種根據面積等效原理將腐蝕坑當量化成半橢圓表面裂紋的當量化處理方法，直接計算材料的疲勞壽命，并利用NASGRO軟件驗證了腐蝕坑當量化以及基于斷裂力學預測材料疲勞全壽命方法的可行性。研究結果為復雜結構件的壽命評估提供了依據。

預腐蝕;腐蝕坑;當量化技術;疲勞壽命預測

0　引言

近年來,航空航天事業的高速發展對高性能結構材料特別是2系列(Al-Cu-Mg)鋁合金(Al-Cu-Mg)的需求逐年增加[1-2]。該系列鋁合金雖然具有強度高、密度小以及適用范圍廣等優點，但對某些腐蝕介質卻十分敏感,在腐蝕環境下容易發生電化學反應，形成腐蝕坑，加速疲勞裂紋擴展，影響飛機的使用壽命[3-5]。因此,研究腐蝕坑當量化技術，確定腐蝕損傷機理，在飛機結構設計與壽命評定中具有重要意義[6]。

1　腐蝕坑當量化技術發展狀況

腐蝕坑當量化及裂紋擴展壽命評估方法一直是腐蝕疲勞研究的重點。國內外相關研究表明，腐蝕坑表征參數是影響應力集中和裂紋擴展的關鍵因素[7]。

早在20世紀日本學者村上敬宜就已詳細闡述了針對材料表面缺陷的裂紋當量化思想[8-9]。在此之后,DuQuesnay等[10]嘗試將腐蝕坑當量化成寬度為定值的半橢圓表面裂紋進行疲勞壽命預測；Sankaran等[11]則采用腐蝕坑表征參數的平均值和最大值作為初始裂紋尺寸。此外,Lankford等[12]和Newman等[13]認為,相比冪函數模型,采用半圓形表面裂紋的面積等效方法會獲得更好的預測效果;而Dolley等[14]和Medved等[15]則利用當量初始缺陷尺寸(EIFSD)理論對預腐蝕損傷鋁合金進行疲勞壽命預測和可行性評估。

國內研究人員根據等效裂紋技術,通過將材料表面腐蝕坑沿外載荷垂直方向投影的辦法[16-18],將腐蝕坑當量化成裂紋擴展壽命相等的表面裂紋,以此來定量評估預腐蝕損傷材料的剩余壽命。

2　基于面積等效原理的腐蝕坑當量化方法

由于預腐蝕損傷的影響，2系列鋁合金材料的疲勞裂紋萌生壽命會大幅下降，相關文獻指出，預腐蝕損傷鋁合金材料的疲勞壽命在交變載荷作用下會下降20%以上[19-20]。因此,在材料的疲勞壽命預測中，忽略疲勞裂紋的成核階段，直接將腐蝕坑當量化成裂紋，并認為疲勞裂紋從第一個載荷循環就開始擴展，可以很方便地利用常規損傷容限方法計算材料疲勞壽命。

2.1預腐蝕損傷試驗

根據ASTM(美國材料試驗協會)標準，并結合國內現役飛機使用過程中出現的主要腐蝕問題[7],用質量分數為3.5%的NaCl腐蝕液對圖1所示的厚度B為2 mm的沿軋制方向等截面截取的2系列鋁合金S-N(應力-壽命曲線)疲勞試驗所需的板材試樣進行全浸泡加速預腐蝕試驗。

圖1　試樣的幾何尺寸

按照《JB/T6074-1992腐蝕試樣的制備、清洗和評定》，通過對試樣進行預處理、分組和編號，在室溫為25±5 ℃的試驗條件下,分別采用24 h、240 h和480 h三個預腐蝕時間點，對試樣進行腐蝕箱內全浸泡腐蝕，并及時做好觀測與記錄，如圖2所示。

圖2　預腐蝕試驗過程

2.2結果分析

通過掃描電鏡分別對預腐蝕時間為24 h、240 h和480 h的S-N疲勞試驗的試樣斷口進行對比分析。從圖3中不僅能觀察到表面裂紋全貌,而且可以看到裂紋源區存在一個明顯的缺口，即不同腐蝕時間下的腐蝕坑,并且發現裂紋源絕大部分起始于材料表面應力集中區域的腐蝕坑底部。其中,表面裂紋形狀呈半圓形或半橢圓形。

(a)預腐蝕24 h

(b)預腐蝕240 h

(c)預腐蝕480 h圖3　不同預腐蝕時間的表面裂紋斷口照片

隨著腐蝕時間延長,腐蝕坑內殘留物由粘連和相互擠壓變成松動和完全脫落,而腐蝕坑內壁也由相對光滑致密直到粗糙變形并產生向內擴展的溝壑和空洞。因此，根據斷口照片推斷，對于2系列預腐蝕損傷鋁合金，疲勞裂紋萌生處起始于腐蝕坑，并呈輻射狀向內擴展。

2.3腐蝕坑的裂紋當量化技術

從第1章介紹的腐蝕坑當量化方法可以看出，對比EIFSD理論,根據表征參數將腐蝕坑當量化成半圓或半橢圓表面裂紋是普遍采用的裂紋當量化處理方法。然而,將腐蝕坑直接當量化成尺寸固定的半圓或半橢圓表面裂紋也會對預測結果產生影響,其對應等效的表面裂紋尺寸會比實際腐蝕坑尺寸小20%左右[17]。所以，為了解決各當量化方法的不足，本文提出依據面積等效原理將腐蝕坑當量化成半橢圓表面裂紋的當量化方法。具體流程如下。

根據小裂紋試驗標準[21]和數據，采用最小二乘法擬合表面裂紋的a/c值：

(1)

其中,a為試樣厚度方向的裂紋尺寸;c為試樣寬度方向的裂紋尺寸。對于表面裂紋,t=B/2;B為試樣厚度。

根據橢圓面積公式,通過面積等效方法,將半圓面積轉化成半橢圓面積,即

(2)

式中,a0為通過半圓面積等效方法得到的初始裂紋尺寸。

聯立求解式(1)和式(2)可得到表面裂紋的a值,通過下面的公式可求出c值：

(3)

(4)

根據上述當量化處理方法計算得到的a值、c值和a/c值如表1所示。

表1　半橢圓面積等效原理當量的初始裂紋尺寸

3　預腐蝕損傷鋁合金疲勞壽命預測

由于不同的腐蝕坑當量化方法會對預測結果產生影響,所以,分別采用當前國內外和本文提到的腐蝕坑當量化技術進行對比，對應的4種腐蝕坑當量化方法如下：

(1)方法一。根據腐蝕坑平均深度和平均寬度將腐蝕坑當量化成半橢圓表面裂紋。

(2)方法二。根據萌生裂紋的腐蝕坑深度和寬度將腐蝕坑當量化成半橢圓表面裂紋。

(3)方法三。按照面積等效原理將腐蝕坑當量化成半圓表面裂紋。

(4)方法四。根據a/c值，按照面積等效原理將腐蝕坑當量化成半橢圓表面裂紋。

利用斷裂力學理論和NASGRO軟件，對預腐蝕時間240 h、初始假設缺陷是表面裂紋以及應力比R為0.5和0.06的2系列鋁合金進行壽命預測和結果分析，預測模型為

(5)

式中,da/dN為裂紋擴展速率；ΔK為應力強度因子幅度;ΔKth為裂紋擴展門檻值;Kc為材料的斷裂韌性;f為裂紋閉合系數;R為應力比;C、n、p和q為方程擬合參數。

材料力學性能參數如表2所示，不同預測數據如表3所示。

表2　鋁合金基本力學性能參數

表3　不同當量化方法預測的疲勞壽命數據對比

對于2系列預腐蝕損傷鋁合金,當應力比R=0.5時，預測數據與試驗數據更接近;當應力比R=0.06時，4種方法均獲得了較為保守的預測值。然而，在低周疲勞區,方法一和方法二的預測結果過于保守，不能有效反映材料的實際疲勞壽命；在高周疲勞區，方法四所得的預測結果能更準確地反映鋁合金材料在應力比R=0.06條件下的疲勞壽命。

通過對比分析可知,根據本文所述的半橢圓面積等效原理可以獲得更準確的預測結果。將腐蝕坑當量化成半橢圓表面裂紋,采用NASGRO閉合模型,分別計算預腐蝕24 h、240 h和480 h的2系列鋁合金(應力集中系數Kt=1,試驗條件為室溫空氣)等截面試樣的疲勞壽命，獲得應力比R分別為0.5和0.06的6條疲勞S-N曲線,如圖4所示,可以看出,不同預腐蝕條件下的預測結果與試驗數據吻合很好,驗證了該腐蝕坑當量化技術以及基于斷裂力學預測預腐蝕損傷鋁合金疲勞全壽命方法的有效性。

(a)R=0.5

(b)R=0.06圖4　不同腐蝕時間S-N預測曲線與試驗值對比圖

4　結論

(1)對于2系列預腐蝕損傷鋁合金，疲勞裂紋萌生于腐蝕坑底部，并呈輻射狀向內擴展，因此，在疲勞壽命預測中，可以將腐蝕坑當量化成微裂紋，直接計算材料的裂紋擴展壽命。

(2)根據面積等效原理，將腐蝕坑當量化成半橢圓表面裂紋，能更準確地預測鋁合金材料在不同應力比條件下的疲勞壽命，較好地反映材料的實際使用性能，驗證了腐蝕坑當量化以及基于斷裂力學預測材料疲勞全壽命方法的有效性。

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(編輯蘇衛國)

On Quantitative Techniques of Corrosion Pits of Aerial Aluminum Alloys

Hui LiYu XiangXu LiangZhou SongWang Lei

Key Laboratory of Fundamental Science for National Defence of Aeronautical Digital Manufacturing Process,Shenyang Aerospace University,Shenyang,110136

The quantitative techniques of corrosion pits of 2 series pre-corrosive aerial aluminum alloys were investigated.In the pre-corrosive conditions,it is found that the fatigue crack starts at the bottom of its corrosion pit to result in a radial propagation and a decrease of the crack initiation life.Thus,a new quantitative method of corrosion pits was pointed out by ignoring the stages of the crack nucleation.According to the equivalence principles of the area,the corrosion pit was equivalent to a semi-elliptical surface crack in order to directly predict the fatigue life of aluminum alloys.Based on the NASGRO software,the validation of proposed quantitative techniques of corrosion pits and fatigue life prediction methods was performed and the research results enable the possibility of the fatigue life evaluation of complicated structures.

pre-corrosion;corrosion pit;quantitative technique;fatigue life prediction

2014-10-09

O346.1;V252;V216.3DOI：10.3969/j.issn.1004-132X.2015.16.018

回麗,女,1965年生。沈陽航空航天大學機電工程學院教授。主要研究方向為鈦合金激光快速成形及航空材料疲勞壽命預測技術。于翔,男,1988年生。沈陽航空航天大學航空制造工藝數字化國防重點學科實驗室碩士研究生。許良,男,1965年生。沈陽航空航天大學機電工程學院副教授。周松,男,1987年生。沈陽航空航天大學航空制造工藝數字化國防重點學科實驗室工程師。王磊,男,1981年生。沈陽航空航天大學航空制造工藝數字化國防重點學科實驗室高級工程師。