李旭東，穆志韜，劉治國(guó)

（海軍航空工程學(xué)院 青島校區(qū)，山東 青島 266041）

對(duì)于在沿海機(jī)場(chǎng)服役的飛機(jī)結(jié)構(gòu)，腐蝕損傷是一種主要的結(jié)構(gòu)損傷形式，是很多故障的主要誘因之一。腐蝕坑的存在降低了疲勞裂紋萌生的門檻，而疲勞裂紋的萌生和擴(kuò)展會(huì)引起材料力學(xué)性能的下降，威脅機(jī)體結(jié)構(gòu)的完整性和飛行安全[1—4]。由于鋁合金材料大量應(yīng)用于飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)中，在腐蝕環(huán)境下容易產(chǎn)生腐蝕坑，加速疲勞裂紋的萌生和擴(kuò)展過程，因此引發(fā)了相關(guān)研究熱潮。以Sankaran，Hillberry，Hoeppner，Newman等為代表的學(xué)者主要在腐蝕擴(kuò)展規(guī)律[5]、腐蝕損傷評(píng)估[6]、腐蝕損傷下疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展行為[7]、腐蝕損傷下疲勞壽命衰減規(guī)律[8]等方面開展了大量研究。因此文中針對(duì)航空鋁合金，研究其腐蝕損傷與結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度的關(guān)系具有重要的工程意義，可為腐蝕條件下飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷容限評(píng)估奠定基礎(chǔ)。

1 實(shí)驗(yàn)

1.1 材料

試樣所用材料為航空用LY12CZ鋁合金，材料的力學(xué)性能（實(shí)測(cè)值）：抗拉強(qiáng)度為447MPa，屈服強(qiáng)度為293MPa。沿軋制方向截取啞鈴狀試件，其尺寸如圖1所示，厚度為1mm。

圖1 試樣尺寸Fig.1 Detailsofspecimen size

1.2 方法

預(yù)腐蝕試驗(yàn)按照美國(guó)材料協(xié)會(huì)ASTM G34-1標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行[9]。首先用丙酮溶液清洗試件表面，將試驗(yàn)件浸潤(rùn)在EXCO溶液中?？刂平?rùn)時(shí)間分別為12，24，36，72 h，以在試件表面造成不同程度的腐蝕損傷。用酒精溶液對(duì)腐蝕后的試件進(jìn)行清洗，去除試件表面的腐蝕附著物。

利用科士達(dá)KH-7700三維掃描電子顯微鏡對(duì)腐蝕后的試件表面進(jìn)行觀測(cè)，獲得其腐蝕坑的三維和二維形貌，如圖2所示。統(tǒng)計(jì)腐蝕坑的數(shù)目和深度，不難發(fā)現(xiàn)腐蝕坑深度較好地服從Weibull分布，如圖3所示。

圖2 腐蝕試件表面三維形貌與二維形貌Fig.2 Three-dimensional and two-dimensional topography of the corroded specimen surface

預(yù)腐蝕試件在Instron 8801試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行室溫下的靜拉伸試驗(yàn)，加載速率為0.02mm/s，直至試件斷裂，獲得其剩余靜拉伸強(qiáng)度。

2 結(jié)果及討論

2.1 腐蝕損傷對(duì)材料靜強(qiáng)度的影響

針對(duì)腐蝕不同時(shí)間后的試件表面損傷區(qū)域，在金相顯微鏡下放大300倍隨機(jī)選取視場(chǎng)進(jìn)行觀測(cè)，試件腐蝕區(qū)的損傷形貌對(duì)比如圖4所示?？梢钥闯觯S著腐蝕損傷加深，試件表面逐步變得粗糙。LY12CZ鋁合金在空氣中形成一層氧化保護(hù)層，在酸性EXCO溶液中，氧化保護(hù)膜會(huì)被溶液中的Cl-溶解破壞，使得腐蝕向鋁合金基體擴(kuò)展。鋁合金是面心六面體結(jié)構(gòu)，晶粒之間的結(jié)合面抗腐蝕能力較差，因此腐蝕損傷首先在晶粒結(jié)合部位發(fā)生，鋁合金晶粒輪廓逐步顯現(xiàn)，呈現(xiàn)出典型的晶間腐蝕形貌，此時(shí)形成的腐蝕坑深度較淺，表面積很小，如圖4b所示。隨著浸潤(rùn)時(shí)間的延長(zhǎng)，晶間腐蝕擴(kuò)展，腐蝕坑分布密度增大，較大的腐蝕坑相互連接，形成大面積剝蝕，晶粒從基體材料上被腐蝕掉，如圖4c和d所示。在外載荷作用下，一方面腐蝕坑會(huì)造成應(yīng)力集中，另一方面腐蝕損傷易造成材料基體松動(dòng)，使得材料的力學(xué)性能下降。

對(duì)靜拉伸試驗(yàn)得到的數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，獲得了材料拉伸強(qiáng)度隨著腐蝕損傷的變化曲線，如圖5所示。從圖5中可明顯看出，預(yù)腐蝕試件的拉伸強(qiáng)度相對(duì)于無腐蝕損傷試件均出現(xiàn)了明顯的下降，剩余強(qiáng)度隨腐蝕浸潤(rùn)時(shí)間大致呈線性遞減關(guān)系。

圖3 不同浸潤(rùn)試件表面的腐蝕坑深度Weibull分布P-P圖Fig.3 Weibulldistribution P-Pplotof corrosion pits for specimenwith differentexposureduration

圖4 不同浸潤(rùn)時(shí)間下的試件腐蝕損傷形貌Figs.4 Corrosion damagemorphology of specimen after different exposure times

圖5 剩余強(qiáng)度隨著浸潤(rùn)時(shí)間的變化曲線Fig.5 Residualstrength versusexposure duration

2.2 基于AFGROW的剩余靜強(qiáng)度預(yù)測(cè)

對(duì)于斷口觀測(cè)，如圖6所示，斷面上的腐蝕坑多呈半橢圓形。根據(jù)試驗(yàn)件斷口形態(tài)，得到了腐蝕坑物理模型。將該腐蝕坑放置于試件中心位置，利用AFGROW軟件建模，進(jìn)行腐蝕構(gòu)件的強(qiáng)度預(yù)測(cè)[10]。分別取前面測(cè)得的不同浸潤(rùn)時(shí)間下試件表面腐蝕坑深度和長(zhǎng)度的平均值和最大值為該試件腐蝕損傷的特征參數(shù)a和2c，計(jì)算得到基于兩種特征參數(shù)的剩余強(qiáng)度曲線，如圖7所示。從圖7中可以看出，基于腐蝕坑平均值所得到的剩余強(qiáng)度估計(jì)值比較接近實(shí)驗(yàn)值，偏差不超過10%，有一定的工程參考價(jià)值，但是剩余強(qiáng)度估計(jì)偏高，偏危險(xiǎn)；基于腐蝕坑最大值得到的剩余強(qiáng)度估計(jì)值與實(shí)驗(yàn)值偏差較大，超過20%，但是估計(jì)值偏低，偏安全。利用該模型可以給出材料剩余強(qiáng)度的上下限，具有工程參考意義。

圖6 斷面上的腐蝕坑及腐蝕坑物理模型Fig.6 Corrosion pitgeometry and physicalmodel in fracture surface

圖7 不同浸潤(rùn)時(shí)間下的試件剩余強(qiáng)度預(yù)測(cè)值Fig.7 Residual strength prediction of specimen of different exposure duration

2種預(yù)測(cè)模型與實(shí)驗(yàn)值的誤差隨著腐蝕時(shí)間的延長(zhǎng)而增長(zhǎng)，預(yù)測(cè)精度逐步下降。這是因?yàn)楦g時(shí)間較短的時(shí)候，腐蝕損傷程度輕，腐蝕坑的平均值與最大值相差不大。隨著腐蝕程度的加重，腐蝕坑的差異程度加大，多條裂紋萌生與連接現(xiàn)象更為普遍，影響因素趨于增多，影響機(jī)理更為復(fù)雜，難以對(duì)剩余強(qiáng)度作出準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)。因此上述模型在應(yīng)用于重?fù)p傷試驗(yàn)件預(yù)測(cè)時(shí)，必須考慮多腐蝕坑萌生與多裂紋擴(kuò)展的影響。

3 結(jié)論

1）LY12CZ鋁合金材料在EXCO溶液中容易產(chǎn)生腐蝕損傷，形成點(diǎn)蝕腐蝕坑，腐蝕損傷的程度受腐蝕時(shí)間控制。隨著腐蝕損傷加重，晶間腐蝕傾向明顯[11]。

2）預(yù)腐蝕試驗(yàn)件的剩余強(qiáng)度隨腐蝕損傷程度加深呈下降趨勢(shì)，大致隨腐蝕浸潤(rùn)時(shí)間的延長(zhǎng)而遞減。

3）利用AFGROW軟件，提供了一種預(yù)測(cè)預(yù)腐蝕試驗(yàn)件剩余強(qiáng)度的簡(jiǎn)易方法，為飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕損傷容限分析奠定了基礎(chǔ)。

[1] LIXu-dong，WANG Xi-shu，REN Huai-hui，et al.Effect of Prior Corrosion State on The Fatigue Small Cracking Behavior of 6151-T6 Aluminum Alloy[J].Corrosion Science，2012，55：26—33.

[2]李旭東，穆志韜，劉治國(guó)，等.預(yù)腐蝕鋁合金材料裂紋萌生壽命評(píng)估[J].裝備環(huán)境工程，2012，9（5）：24—28. LIXu-dong，MU Zhi-tao，LIU Zhi-guo，etal.Evaluation of Fatigue Initial Life for Aluminum Alloy with Pre-corrosion [J].Equipment Environmental Engineering，2012，9（5）：24—28.

[3]李旭東，穆志韜，劉治國(guó)，等.基于分形理論的6A02鋁合金腐蝕損傷評(píng)估[J].裝備環(huán)境工程，2012，9（4）：27—30. LIXu-dong，MU Zhi-tao，LIU Zhi-guo，etal.Evaluation of Corrosion Damage for 6A02 Aluminum Alloy Based on Fractal Theory[J].Equipment Environmental Engineering，2012，9（4）：27—30.

[4] 李旭東，劉治國(guó)，穆志韜.基于短裂紋的LD10CZ鋁合金腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展研究[J].海軍航空工程學(xué)院學(xué)報(bào)，2013，28（1）：47—52. LI Xu-dong，LIU Zhi-guo，MU Zhi-tao，et al.Fatigue Crack Growth of LD10CZAluminum Alloywith Pre-Corrosion Based on Micro-Crack[J].Journal of Naval Aeronauticaland Astronautical，2013，28（1）：47—52.

[5]SANKARAN K K，PEREZ R，JATA K V.Effects of Pitting Corrosion on the Fatigue Behavior of Aluminum Alloy 7075-T6：Modeling and Experimental Studies[J].Materials Scienceand Engineering，2001，A297：223—229

[6]GRUENBERG K M，CRAIG B A，HILLBERRY BM，etal. Predicting Fatigue Life of Pre-corroded 2024-T3 Aluminum [J].International Journalof Fatigue，2004，26：629—640

[7]BURNS J T，LARSEN JM，GANGLOFF R P.Effect of Initiation Feature on Microstructure Scale Fatigue Crack Propagation in Al-Zn-Mg-Cu[J].International Journal of Fatigue，2012，42：104—121

[8]LIAOM，RENAUDG，BELLINGER N C.FatigueModeling for Aircraft Structures Containing Natural Exfoliation Corrosion[J].International Journal of Fatigue，2007，29：677—686

[9] Standard testmethod for exfoliation corrosion susceptibility in 2XXX and 7XXX series aluminum alloys（EXCO test）[S].ASTM G34201，USA：American Society for Testing and Materials，2002.

[10]HARTER JA.AFGROW Users Guide and TechnicalManual[Z].AFRL-VA-WP-TR-2002，2002.

[11]趙立華.超高強(qiáng)度鋁合金研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì)[J].四川兵工學(xué)報(bào)，2002011，32（10）：147-150. ZHAO Li-Hua.Current Status and Trends in Ultra high Strength Aluminum Alloy Research[J].Journal of Sichuan Ordnance，2011，32(10):147-150.