穆志韜,孔光明,李旭東

(海軍航空工程學(xué)院青島校區(qū),山東青島266041)

預(yù)腐蝕LY12CZ鋁合金的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型

穆志韜,孔光明,李旭東

(海軍航空工程學(xué)院青島校區(qū),山東青島266041)

目的研究鋁合金預(yù)腐蝕疲勞的壽命評(píng)估模型。方法利用損傷力學(xué)模型,建立預(yù)腐蝕構(gòu)件疲勞壽命預(yù)測(cè)模型,并利用LY12CZ鋁合金進(jìn)行預(yù)腐蝕疲勞的驗(yàn)證性實(shí)驗(yàn)。結(jié)果利用損傷力學(xué)建立的模型所得到的預(yù)腐蝕鋁合金試件的疲勞壽命與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合程度良好。結(jié)論基于損傷力學(xué)的鋁合金預(yù)腐蝕疲勞壽命預(yù)測(cè)模型合理有效。

LY12CZ鋁合金;預(yù)腐蝕;疲勞壽命;損傷演化

鋁合金材料在飛機(jī)主體結(jié)構(gòu)材料中占有重要地位,該材料構(gòu)件在飛機(jī)服役過(guò)程中會(huì)承受環(huán)境帶來(lái)的腐蝕損傷以及疲勞損傷的雙重壓力,其壽命往往會(huì)大大縮減,帶來(lái)嚴(yán)重的安全問(wèn)題[1—8]。由于腐蝕和疲勞的耦合作用,該類腐蝕疲勞問(wèn)題往往比較復(fù)雜,因此如何進(jìn)行該類材料的腐蝕疲勞壽命評(píng)估是航空工程界十分關(guān)心的重要問(wèn)題。在多數(shù)金屬材料中,尤其是鋁合金,點(diǎn)蝕是十分常見(jiàn)的腐蝕損傷形式。在點(diǎn)蝕位置,材料晶粒結(jié)構(gòu)受到破壞,性能下降,應(yīng)力出現(xiàn)集中,局部的塑性應(yīng)變變得十分重要,因而經(jīng)常成為裂紋萌生源。隨后的裂紋擴(kuò)展深受這種局部腐蝕損傷的影響,裂紋尖端處的材料呈現(xiàn)出各向異性本構(gòu)行為特征,更增加了其擴(kuò)展行為預(yù)測(cè)的難度。尤其在鋁合金高周腐蝕疲勞過(guò)程中,研究表明,腐蝕坑成核、生長(zhǎng)以及腐蝕坑向裂紋轉(zhuǎn)化的過(guò)程會(huì)消耗大部分的材料壽命?；诖?有學(xué)者將金屬的腐蝕疲勞壽命分為4個(gè)不同的階段分別進(jìn)行研究:腐蝕坑成核生長(zhǎng)階段、腐蝕坑向裂紋轉(zhuǎn)化階段、短裂紋階段、長(zhǎng)裂紋階段[9—12]。對(duì)于每個(gè)階段視其驅(qū)動(dòng)力、理化機(jī)制的不同分別采用不同的模型進(jìn)行評(píng)估,但是一個(gè)突出的難題是如何區(qū)分這些階段。無(wú)論是腐蝕還是疲勞,都是材料受損導(dǎo)致其性能下降的過(guò)程,而損傷力學(xué)方法將材料的性能退化視為一個(gè)統(tǒng)一的損傷演化過(guò)程,采用統(tǒng)一的損傷變量評(píng)估不同形式的損傷形式對(duì)材料的影響[13—15]。文中就采用該方法對(duì)于鋁合金材料的腐蝕疲勞壽命進(jìn)行評(píng)估。

1 損傷模型

無(wú)腐蝕各向同性鋁合金材料的本構(gòu)方程如式(1)所示。

對(duì)于各向同性材料,在腐蝕疲勞過(guò)程中,隨著腐蝕性介質(zhì)的侵入和疲勞循環(huán)次數(shù)的增加,材料的剛度會(huì)發(fā)生顯著的變化,最終發(fā)生破壞時(shí),材料的剛度變?yōu)?。因此可以用損傷變量D來(lái)描述剛度的變化,其定義為[12]:

這里的E表示完好材料的剛度,Edamage代表發(fā)生損傷后的材料剛度,可見(jiàn)損傷變量D是一個(gè)介于0和1之間的連續(xù)性變量。一般認(rèn)為泊松比υ不會(huì)隨著損傷的加劇發(fā)生變化,而拉梅常數(shù)λ,μ則與損傷過(guò)程相關(guān),根據(jù)式(2)和式(3),可得:

聯(lián)立式(1)—(4),可得損傷材料的本構(gòu)方程為:

當(dāng)材料承受單向載荷的時(shí)候,式(5)可以簡(jiǎn)化為:

文獻(xiàn)[3]建議損傷驅(qū)動(dòng)力Y用式(7)表示:

式中:W為應(yīng)變能,對(duì)于簡(jiǎn)單的單向載荷作用下的各向同性材料,其表達(dá)式為:

將式(8)、式(6)代入式(7),可以得到:

與斷裂力學(xué)中裂紋擴(kuò)展的驅(qū)動(dòng)力應(yīng)力強(qiáng)度因子存在門檻值類似,在損傷力學(xué)中的疲勞裂紋擴(kuò)展驅(qū)動(dòng)力Y也存在一個(gè)門檻值,只有當(dāng)驅(qū)動(dòng)力超過(guò)門檻值Yth后,疲勞損傷才能夠發(fā)展,設(shè)疲勞損傷演化具有如下的形式[12—15]:

式中:a,m,Yth為材料常數(shù),由實(shí)驗(yàn)確定;N為疲勞應(yīng)力循環(huán)次數(shù)。聯(lián)立式(7)—(9),可以得到:

式中有腐蝕損傷材料疲勞應(yīng)力門檻值Sth,Damage與無(wú)腐蝕損傷材料的門檻值Sth不同。隨著損傷的加劇,該門檻值也在不斷下降,假設(shè)這種衰減服從如式(12)所示的演化關(guān)系:

式中:ξ為待定常數(shù)。聯(lián)立式(10)—(12),可得:

損傷變量D是總的材料損傷表征參數(shù),在材料預(yù)腐蝕疲勞性能退化過(guò)程中,該損傷應(yīng)該包括腐蝕貢獻(xiàn)的材料損傷Dcorrosion、疲勞引起的損傷Dfatigue以及材料在生產(chǎn)加工過(guò)程中引入的初始損傷Dinitial,即:

腐蝕損傷Dcorrosion與預(yù)腐蝕浸潤(rùn)時(shí)間t相關(guān)。對(duì)于預(yù)腐蝕疲勞實(shí)驗(yàn),Dcorrosion相當(dāng)于增加了材料的初始損傷Dinitial,其與Dfatigue是相互獨(dú)立的解耦關(guān)系。對(duì)于預(yù)腐蝕疲勞試件,有:

聯(lián)立式(13),(15),并進(jìn)行分離變量、積分,得:

兩邊取對(duì)數(shù)得:

式(17)中存在若干待定常數(shù),這些常數(shù)需要通過(guò)實(shí)驗(yàn)測(cè)定以及擬合。

2 實(shí)驗(yàn)研究

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447 MPa,屈服強(qiáng)度為293 MPa。沿軋制方向截取啞鈴狀試件,其尺寸如圖1所示,其中厚度為1 mm。

圖1 試樣尺寸Fig.1 Specimen dimensions

腐蝕加速實(shí)驗(yàn)是在ZJF-45G周期浸潤(rùn)環(huán)境實(shí)驗(yàn)箱中完成的。該環(huán)境實(shí)驗(yàn)箱為人工氣候腐蝕實(shí)驗(yàn)箱,根據(jù)航空工業(yè)部標(biāo)準(zhǔn) HB 5194-E1和 GB/T 19746—2005《金屬和合金的腐蝕、鹽溶液周浸實(shí)驗(yàn)》的規(guī)定,可以進(jìn)行模擬大氣腐蝕環(huán)境條件下的腐蝕實(shí)驗(yàn)。為建立起實(shí)驗(yàn)室加速腐蝕與某型飛機(jī)外場(chǎng)實(shí)際條件下腐蝕損傷的等效關(guān)系,基于電化學(xué)的等效原則,建立了我國(guó)沿海某地的加速腐蝕環(huán)境譜?；谠摥h(huán)境譜,加速腐蝕實(shí)驗(yàn)過(guò)程中保持ZJF-45G環(huán)境實(shí)驗(yàn)箱內(nèi)空間恒溫θ=(40±2)℃,保持ZJF-45G周期浸潤(rùn)環(huán)境實(shí)驗(yàn)箱溶液為酸性NaCl溶液, pH=4.0±0.2。環(huán)境箱中每一次干-濕交變包括浸泡5 min,烘烤10 min。干濕交變255次循環(huán),累計(jì)實(shí)驗(yàn)時(shí)間61 h,等當(dāng)量于材料在服役環(huán)境中自然腐蝕1個(gè)日歷年的損傷。對(duì)試件分別腐蝕不同的年限,最高加速腐蝕20年。

根據(jù)LY12CZ鋁合金構(gòu)件的力學(xué)性能,在Material Test System 810電液伺服疲勞實(shí)驗(yàn)機(jī)上對(duì)預(yù)腐蝕0,5,10,15,20年的試樣進(jìn)行疲勞加載實(shí)驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)條件為室溫20℃,加載頻率為6 Hz,加載波形為Sine波,波形采用PVC補(bǔ)償,采取軸向等幅加載方式,應(yīng)力比R=0.1,每一種損傷條件下至少在3個(gè)不同的應(yīng)力水平下進(jìn)行加載,每個(gè)應(yīng)力水平獲得至少4個(gè)有效的平行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù),分別擬合得到其S-N曲線。

3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

第1部分推倒的損傷演化模型存在諸多變量,這些變量可以用實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合。具體過(guò)程如下。

利用腐蝕0年實(shí)驗(yàn)件的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù),進(jìn)行擬合得到未腐蝕實(shí)驗(yàn)件的S-N曲線,如圖2所示,其表達(dá)式為:

對(duì)其兩邊求導(dǎo),得到:

對(duì)于腐蝕 0年的實(shí)驗(yàn)件Dcorrosion|a=0=0,將式(19)與式(17)進(jìn)行比較可以得到:

損傷模型理論推導(dǎo)過(guò)程中假設(shè)預(yù)腐蝕損傷僅僅相當(dāng)于增加了材料的初始損傷值,因此有理由認(rèn)為式(20)中的m,Dinitial,Sth,ξ,α值與腐蝕損傷無(wú)關(guān),但不同的預(yù)腐蝕年限引入的Dcorrosion有差異。因此強(qiáng)制m=1.6042的條件下,擬合預(yù)腐蝕5,15,20年試件的S-N曲線,預(yù)腐蝕10年試件的疲勞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)作為實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證備用。分別重復(fù)第1步的工作,可以得到3個(gè)不同腐蝕年限下,類似于式(20)—(21)的6個(gè)方程,其中的未知變量有Dinitial,ξ,α,(Dcorrosion)a=5, (Dcorrosion)a=15,(Dcorrosion)a=20共6個(gè),聯(lián)立這些方程可以求解出為止變量,見(jiàn)表1。

圖2 未腐蝕實(shí)驗(yàn)件S-N曲線Fig.2 S-N curve for uncorroded specimen

表1 損傷演化變量計(jì)算結(jié)果Table 1 Results of damage evolution variables

腐蝕損傷值Dcorroslon隨著腐蝕年限T的變化如圖3所示。

圖3 Dcorrosion隨著腐蝕年限T的變化曲線Fig.3 Dcorrosionversus equivalent exposure time T

圖3 表明,在預(yù)腐蝕初期,Dcorrosion隨著腐蝕年限T的增長(zhǎng)其速率迅速增長(zhǎng);當(dāng)?shù)刃Цg年限超過(guò)15年,Dcorrosion增長(zhǎng)趨勢(shì)明顯放緩,兩種不同腐蝕年限之間的關(guān)系可以用式(23)表示。

利用式(23)可以得到不同預(yù)腐蝕年限下的Dcorrosion,代入式(17),即可求出不同預(yù)腐蝕年限T試件在不同應(yīng)力下的疲勞循環(huán)次數(shù)。預(yù)腐蝕10年試件疲勞循環(huán)次數(shù)的理論預(yù)測(cè)值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比結(jié)果見(jiàn)表2,預(yù)測(cè)的誤差均在10%以內(nèi),且預(yù)測(cè)結(jié)果趨于保守,不會(huì)導(dǎo)致危險(xiǎn)的評(píng)估。

表2 預(yù)腐蝕10年的預(yù)測(cè)值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比Table 2 Comparison of predicted and experimental results of specimens corroded for 10 a

3 結(jié)論

1)基于損傷力學(xué)理論,建立了鋁合金預(yù)腐蝕疲勞的損傷力學(xué)模型,將材料的損傷分為初始損傷、預(yù)腐蝕損傷以及疲勞損傷。其中預(yù)腐蝕損傷隨著腐蝕年限的增長(zhǎng)呈現(xiàn)初期增長(zhǎng)迅速,當(dāng)腐蝕超過(guò)15年,增長(zhǎng)速度放緩的趨勢(shì)。

2)利用LY12CZ在等效加速腐蝕環(huán)境譜下進(jìn)行預(yù)腐蝕疲勞實(shí)驗(yàn),利用實(shí)驗(yàn)結(jié)果得到了理論模型中的各個(gè)參數(shù)。利用建立起來(lái)的模型進(jìn)行了預(yù)腐蝕10年的疲勞壽命預(yù)測(cè),與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比表明,所建立的模型合理有效,對(duì)鋁合金損傷容限評(píng)估具有參考價(jià)值。

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Fatigue Life Prediction Model of Pre-corroded LY12CZ Aluminium Alloy

MU Zhi-tao,KONG Guang-ming,LI Xu-dong
(Qingdao Campus of Naval Aeronautical Academy,Qingdao 266041,China)

ObjectiveTo study the evaluation method of fatigue life of pre-corroded aluminum alloy.MethodsBy means of damage mechanics,a theoretical model for fatigue life prediction of pre-corroded parts was established,and precorrosion fatigue experiment was conducted on LY12CZ aluminum alloy to verify the accuracy of the proposed model.ResultsExperimental results of the fatigue life of pre-corroded aluminum alloy parts were in good agreement with the predictions of the proposed model established based on damage mechanics.ConclusionThe proposed model based on damage mechanics was reasonable and effective in predicting the fatigue life of pre-corroded aluminum alloy.

LY12CZ aluminum alloy;pre-corrosion;fatigue life;damage evolution

10.7643/issn.1672-9242.2014.04.004

TG171;V252

:A

1672-9242(2014)04-0016-05

2014-05-04;

2014-05-25

Received:2014-05-04;Revised:2014-05-25

穆志韜(1963—),男,博士,教授,主要研究方向?yàn)椴牧细g疲勞及壽命評(píng)估。

Biography:MU Zhi-tao(1963—),Male,Ph.D.,Professor,Research focus:corrosion fatigue and fatigue life evaluation of materials.