李旭東，劉治國，穆志韜，朱武峰

（海軍航空工程學(xué)院 青島校區(qū)，青島266041）

承受疲勞載荷的結(jié)構(gòu)經(jīng)常伴隨有腐蝕損傷現(xiàn)象的發(fā)生。很多工程結(jié)構(gòu)設(shè)計時要在腐蝕環(huán)境中腐蝕很長的時間；海事飛機會承受浪花帶來的腐蝕，對于離岸結(jié)構(gòu)，海軍艦艇也是一樣。已有研究指出腐蝕已經(jīng)成為世界范圍內(nèi)飛機老化的主要誘因之一。眾所周知，腐蝕和疲勞往往會同時發(fā)生，所帶來的危害要遠遠高于腐蝕或者疲勞單一因素造成的危害。由于機理復(fù)雜，對于裂紋萌生于腐蝕損傷的機理這類簡單問題的認(rèn)識依然十分有限。目前，關(guān)于恒幅疲勞載荷條件下腐蝕坑的影響已有了一定的研究，但是對于變幅載荷下的疲勞裂紋如何從腐蝕坑處萌生及其擴展過程的研究有限[1－8]。

由于有較高的強度，LC9鋁合金被廣泛應(yīng)用于飛機結(jié)構(gòu)中，但該系列鋁合金易受到多種形式的腐蝕損傷。在老化飛機中發(fā)現(xiàn)了剝蝕、應(yīng)力腐蝕、點蝕等多種形式的腐蝕損傷。隨著飛機的制造成本越來越高，人們越來越重視老齡飛機的延壽問題。腐蝕損傷的存在顯然會降低結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。這就要求人們能夠客觀準(zhǔn)確地評價飛機結(jié)構(gòu)受到的腐蝕損傷狀態(tài)。因此，有必要研究腐蝕損傷對結(jié)構(gòu)剩余疲勞壽命影響的評估方法，以便制定合適的檢查周期。

1 試驗

1.1 試驗材料

采用國產(chǎn)飛機常用的結(jié)構(gòu)合金LC9鋁合金，沿著軋制方向截取狗骨狀試件，如圖1所示，厚度為2mm。材料的力學(xué)性能通過單向拉伸試驗確定，屈服強度500MPa，抗拉強度540MPa，彈性模量7.2GPa，斷裂韌度KQ為

1.2 試驗方法

由于飛機在飛行過程中主要承受機械疲勞，而在地面停放的時候主要承受來自于環(huán)境的腐蝕損傷，因此在其任務(wù)剖面中存在“疲勞→腐蝕→再疲勞→再腐蝕”循環(huán)，因此本工作先對試件進行預(yù)先腐蝕，然后再對腐蝕試件進行疲勞加載的試驗方案。

圖1 試件尺寸

基于ASTM G34標(biāo)準(zhǔn)配置EXCO剝蝕腐蝕溶液，配方為：234g NaCl，64.9g KNO3以及6.3mL 70%濃硫酸加入適量蒸餾水配成1LEXCO溶液，溶液pH為0.4。將試件浸入EXCO溶液形成腐蝕損傷，浸泡時間從幾個小時到幾天不等，用以形成不同程度的腐蝕損傷，試驗裝置如圖2所示。預(yù)腐蝕試驗結(jié)束后，利用科士達KH－7700三維掃描顯微鏡對試件表面腐蝕損傷形貌進行觀察，獲得腐蝕坑深度、二維形貌，如圖3所示。

圖2 腐蝕試驗設(shè)備

圖3 腐蝕試件表面腐蝕坑形貌

對經(jīng)過EXCO腐蝕的試件在Instron 8801試驗機上進行疲勞加載。疲勞加載采用的是由某型機的飛行譜，模擬該飛機在一個典型任務(wù)中的疲勞載荷，這是根據(jù)機翼在飛行過程中的荷載測量編制的。該飛行譜以49個應(yīng)力循環(huán)代表1個模擬飛行小時（Simulated Flying Hours，SFH）所受到的疲勞荷載。飛行譜中拉應(yīng)力峰值和壓應(yīng)力峰值分別為300，－205MPa，代表了飛行過程中鉚釘孔根部處的應(yīng)力幅值，或者說是一個應(yīng)力集中系數(shù)為3.0的缺口處應(yīng)力幅值。有研究表明上述的鉚釘孔或人工缺口等應(yīng)力集中部位是機翼結(jié)構(gòu)中對于疲勞載荷非常敏感的危險部位，同樣的疲勞試驗也在未腐蝕試件上進行，以便與預(yù)腐蝕試件進行對比。加載頻率為25Hz。試件斷裂后，在KH7700顯微鏡下測量斷面上的腐蝕坑寬度2c和深度a。由于腐蝕坑形狀并不規(guī)則，并不是一個橢球，斷口上的腐蝕坑也往往并不呈現(xiàn)橢圓形貌，所以寬度定為斷口上腐蝕坑輪廓線與試件自由表面兩個交點之間的距離，如圖4所示。斷口上往往不止一個腐蝕坑，對每一個腐蝕坑分別進行測量。

圖4 試件斷口截面的典型腐蝕坑形貌

一般來說，盡管試驗中在試件表面可以發(fā)現(xiàn)多條裂紋，但是通常只有一條裂紋會不斷擴展導(dǎo)致最終斷裂，稱為主導(dǎo)裂紋。沒有觀測到多條裂紋萌生與腐蝕損傷程度的必然相關(guān)關(guān)系。也就是說，輕腐蝕損傷試件似乎和重腐蝕損傷試件都有相似的萌生多條裂紋的現(xiàn)象，疲勞裂紋并不總是從最大的腐蝕坑或者最深的腐蝕坑處萌生。這些觀測結(jié)果與文獻[3]的研究結(jié)果一致。

2 結(jié)果與討論

腐蝕損傷測量與疲勞壽命的試驗結(jié)果見表1。結(jié)果表明腐蝕坑的存在會顯著縮短構(gòu)件的疲勞壽命。從試驗結(jié)果中已經(jīng)可以發(fā)現(xiàn)，在EXCO溶液中浸潤4h的試件疲勞壽命最多只有未腐蝕試件疲勞壽命的30%，而對于腐蝕4d的試件，其疲勞壽命已經(jīng)下降至未損傷試件疲勞壽命的10%以下。疲勞壽命與萌生主導(dǎo)裂紋的腐蝕坑的深度的關(guān)系如圖5所示，可以用指數(shù)函數(shù)進行擬合，統(tǒng)計分析表明疲勞壽命與腐蝕坑的深度存在很強的相關(guān)性。

利用美國空軍實驗室AFGROW軟件進行基于疲勞裂紋擴展的疲勞壽命預(yù)測。AFGROW軟件已經(jīng)多次成功被研究人員用以預(yù)測恒幅載荷作用下的腐蝕試件疲勞壽命?；贏FGROW的分析純粹是一個裂紋擴展分析，對于裂紋萌生壽命則無法進行分析。根據(jù)相關(guān)文獻的研究結(jié)果表明，腐蝕損傷會使得裂紋萌生壽命在全壽命中所占的比重低于10%。由于腐蝕坑模型比較尖銳，而且飛行載荷譜中存在基于“地－空－地”大循環(huán)的周期性拉壓過載，因此裂紋萌生階段所消耗的壽命可以忽略不計。

表1 不同浸潤時間下的腐蝕坑尺寸和疲勞壽命

圖5 疲勞壽命隨著腐蝕坑深度的變化曲線

AFGROW軟件中，將計算出來飛行譜進行歸一化，經(jīng)過雨流法處理，轉(zhuǎn)換成為塊譜作為疲勞載荷。由于疲勞載荷譜中既有拉伸載荷又有壓縮載荷，裂紋閉合效應(yīng)不明顯，因此在AFGROW中模型中不考慮裂紋遲滯效應(yīng)。雖然在疲勞載荷作用下會產(chǎn)生多條裂紋，但是如之前所述，導(dǎo)致最終斷裂的只有主導(dǎo)裂紋，因此萌生主導(dǎo)裂紋的腐蝕坑是對疲勞壽命的影響是最關(guān)鍵的，因此在AFGROW中僅在試件中部定義一個中心半橢圓表面缺陷模型（Center Semi－elliptic Surface Flaw－standard solution model）代表腐蝕坑，模型中a和2c的初始尺寸設(shè)為表1所示的主導(dǎo)裂紋萌生處的腐蝕坑測量數(shù)據(jù)，如圖4（b）所示。由于AFGROW材料庫中沒有LC9，選用與其理化性質(zhì)最接近的7075－T6511作為母板試件進行模擬。利用Newman和Raju得到的半橢圓形裂紋應(yīng)力強度因子計算公式，計算疲勞載荷作用下裂紋擴展隨著應(yīng)力應(yīng)力強度因子的發(fā)展，并不斷更新裂紋強度因子。當(dāng)裂紋尖端的應(yīng)力強度因子達到材料的斷裂韌度 ，這時候就認(rèn)為結(jié)構(gòu)發(fā)生斷裂，此時所對應(yīng)的應(yīng)力循環(huán)次數(shù)經(jīng)過折算便得到試件的疲勞壽命（SFH）。仿真結(jié)果如圖6所示，可以看出，對于長壽命試件（即腐蝕坑深度低），AFGROW給出的疲勞壽命明顯高于疲勞試驗得到的壽命值，但是預(yù)測值與實驗值仍保持在一個數(shù)量級上。對于工程應(yīng)用來說，預(yù)測結(jié)果依然是有價值的。

圖6 疲勞壽命試驗值與預(yù)測值的對比

造成長壽命試件預(yù)測差別較大的原因可能是由于腐蝕坑較淺的時候，腐蝕坑處的應(yīng)力集中系數(shù)較低，意味著短裂紋階段所占比重提高。而Pearson的工作證實[6]，在相同應(yīng)力強度因子情況下，短裂紋擴展速度要遠遠高于長裂紋。而AFGROW模型中不考慮短裂紋效應(yīng)，將所有裂紋均視為長裂紋，造成裂紋擴展速率的預(yù)測值低于實際值，從而高估了淺腐蝕坑試件的疲勞壽命。不難理解，隨著裂紋萌生位置腐蝕坑的深度變淺、短裂紋效應(yīng)的增強，預(yù)測誤差將逐步提高。從圖6中已經(jīng)可以看出試件壽命越長，數(shù)據(jù)點背離斜率為1的直線程度越大的趨勢。因此單純考慮腐蝕坑的深度所得到的預(yù)測結(jié)果是不理想的，必須考慮腐蝕坑的其它幾何參數(shù)，比如寬度參數(shù)2c。

圖7 表面裂紋寬度隨疲勞加載的試驗值與預(yù)測值對比

圖7 為浸潤24h后試件從腐蝕坑處萌生的表面裂紋長度2c隨著疲勞加載的變化情況，及AFGROW的預(yù)測值。將腐蝕坑的寬度作為初始表面裂紋的寬度，可以看出，表面裂紋長度擴展的預(yù)測值與試驗值誤差較小。這就說明可以用表面裂紋寬度作為參量來進行疲勞預(yù)測是可行的。但是確定初始裂紋的長度，也就是萌生腐蝕坑的寬度是十分困難的，尤其當(dāng)裂紋萌生處腐蝕坑相距較近或者發(fā)生重合的情況下更無法進行測量，而這種情況在試驗中經(jīng)常發(fā)生，尤其是浸潤時間較長、腐蝕較重的試件。當(dāng)在飛機結(jié)構(gòu)中發(fā)現(xiàn)腐蝕損傷的時候，精確測量腐蝕坑的寬度的難度也高于測量腐蝕坑的深度。從表1中計算得到主導(dǎo)裂紋萌生位置的腐蝕坑寬度平均值為1.9mm，可以假設(shè)此值代表該類試件腐蝕坑的平均寬度2c，帶入前面所述的AFGROW模型中進行計算，結(jié)果如圖8所示。預(yù)測值與表1所示的試驗值吻合程度良好。腐蝕坑寬度2c圍繞1.9mm上下浮動0.8mm給出的預(yù)測曲線基本上可以將試驗值包含在內(nèi)，從而給出了疲勞壽命的上下限。至此基于腐蝕坑的深度并考慮其寬度影響的AFGROW預(yù)腐蝕疲勞裂紋預(yù)測模型具有令人滿意的預(yù)測精度，對于腐蝕疲勞壽命評定具有重要的參考價值。

圖8 基于腐蝕坑平均寬度的疲勞壽命預(yù)測值與試驗值對比

3 結(jié)論

（1）腐蝕損傷會明顯降低鋁合金結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。

（2）基于腐蝕坑深度和寬度表征腐蝕損傷結(jié)構(gòu)疲勞壽命是可行的。

（3）基于某型飛機的飛行載荷譜，考慮腐蝕坑的深度以及寬度，利用AFGROW軟件建立具有一定預(yù)測精度的腐蝕疲勞裂紋擴展壽命的模型，具有工程參考價值。

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