李曉虹，何宇廷，張 騰，李昌范

（空軍工程大學航空航天工程學院，西安 710038）

0 引 言

隨著飛機使用時間的增加，其金屬結構因環(huán)境影響而產(chǎn)生的腐蝕問題日益突出。腐蝕會削弱結構的承力面積，降低材料的抗疲勞性能，進而影響飛行安全。當前，國內(nèi)外已經(jīng)開展了大量材料的腐蝕疲勞試驗[1-4]，得到了不同材料在不同腐蝕環(huán)境下的疲勞損傷機理，在研究金屬材料的腐蝕損傷、預測結構材料剩余疲勞壽命的工作中發(fā)揮了重要作用。這些研究主要采用預腐蝕疲勞或腐蝕疲勞共同作用的試驗方法，較少考慮腐蝕/疲勞交替作用下結構材料壽命的退化狀況。而實際上，飛機結構在服役過程中經(jīng)歷的腐蝕過程更接近“地面腐蝕+空中疲勞”的交替過程。飛機在地面停放時，環(huán)境腐蝕占主導地位；而高空飛行時，由飛行載荷引起的腐蝕疲勞損傷占主導地位。因此，文獻[5-10]通過腐蝕/疲勞交替試驗來確定飛機結構在服役環(huán)境下的損傷規(guī)律，但這些研究主要針對腐蝕/疲勞交替作用下結構壽命的退化規(guī)律，而對材料損傷特性的研究涉及較少。

為此，作者以航空結構中常用的2A12-T4鋁合金為研究對象，在不同條件下進行了腐蝕/疲勞交替試驗，通過觀察腐蝕/疲勞交替作用下的表面和斷口形貌，研究其損傷特性。

1 試樣制備與試驗方法

1.1 試樣制備

試驗材料為時效熱處理的2A12-T4鋁合金板材，厚2 mm，其化學成分如表1所示，屈服強度和抗拉強度分別為296 MPa和430 MPa。沿軋制方向采用數(shù)控機床加工腐蝕/疲勞試樣，試樣尺寸與單面腐蝕區(qū)域（圖中陰影部分）如圖1所示；然后采用400#、800#、1200#砂紙依次打磨側邊至光滑，以消除殘余應力；最后依次采用煤油、肥皂水、蒸餾水進行清洗，以消除表面油污的影響。

表1 2A12-T4鋁合金的化學成分（質(zhì)量分數(shù)）Tab.1 Chemical composition of 2A12-T4 aluminum alloy(mass) %

圖1 試樣的尺寸及單面腐蝕區(qū)域Fig.1 specimen size and a single corrosion area

1.2 試驗方法

腐蝕試驗為浸泡方式，在腐蝕試驗箱中進行，恒溫35℃，腐蝕劑采用標準EXCO溶液（234 g·L-1NaCl+50 mL·L-1KNO3+6.5 mL·L-1HNO3），對試樣進行單面腐蝕，露出腐蝕區(qū)域，其余部分采用石蠟包裹。疲勞試驗在MTS-810-500 kN型疲勞試驗機上于室溫下進行,空氣氣氛，加載波形為正弦波，最大加載應力為294 MPa，應力比0.6，頻率20 Hz。

預腐蝕試驗為對五組試樣進行不同腐蝕天數(shù)（0，2，4，6，8.75）的腐蝕，然后疲勞加載至斷裂。

腐蝕/疲勞交替試驗采用固定腐蝕天數(shù)與疲勞加載次數(shù)的方式交替進行。如方式2（140 000）的組合表示腐蝕2 d和疲勞循環(huán)加載140 000周次交替進行，直至最終斷裂，根據(jù)加載歷程疊加得到其總腐蝕天數(shù)和總疲勞次數(shù)。

為反映出不同腐蝕/疲勞加載周期對2A12-T4鋁合金壽命的影響，共開展了12組(具體的試驗條件見表2)腐蝕/疲勞交替試驗。試驗中每組試樣均取4個有效數(shù)據(jù)，以分析統(tǒng)計規(guī)律。

采用PXS-5T型光學顯微鏡和XL30 ESEMTMP型掃描電鏡分別觀察試樣的表面和斷口形貌，并分析損傷產(chǎn)生的機理。

2 試驗結果與討論

2.1 腐蝕/疲勞壽命

假設疲勞試驗結果服從對數(shù)正態(tài)分布[11-12]，根據(jù)式（1），將通過計算得到試樣的腐蝕/疲勞壽命（用中值疲勞壽命表示）記入表2和表3。

式中：nt為第t組試樣的個數(shù)；N50(t)為試樣的中值疲勞壽命；Ni(t)為第t組第i件試樣的疲勞壽命。

表2 腐蝕/疲勞交替試驗結果Tab.2 The result of alternating corrosion-fatigue test

表3 預腐蝕疲勞試驗結果Tab.3 The result of pre-corrosion fatigue test

不同的腐蝕/疲勞交替周期對應著不同的腐蝕/疲勞作用強度，可以用兩個參數(shù)進行表征：腐蝕/疲勞施加比和腐蝕/疲勞交替強度。腐蝕/疲勞施加比定義為將交替的腐蝕天數(shù)化簡為1時的疲勞載荷施加次數(shù)，如加載方式為4(360 000) 對應的腐蝕/疲勞施加比為1（90 000），其數(shù)值越大，代表了疲勞所占比重較大，反映的是飛機飛行任務較重的情況；腐蝕/疲勞交替強度表征了在同一腐蝕/疲勞施加比下的交替頻次，其數(shù)值為腐蝕/疲勞施加比與實際腐蝕/疲勞施加情況的比值，如腐蝕/疲勞施加比為1（90 000）與實際加載方式4（360 000）的比值對應的腐蝕/疲勞交替強度為1/4，腐蝕/疲勞交替強度的值越大說明腐蝕/疲勞的交替過程越頻繁。不同腐蝕/疲勞施加比和腐蝕/疲勞交替強度下的試樣的壽命對比如圖2所示。

圖2 不同腐蝕/疲勞施加比下腐蝕/疲勞交替強度與疲勞壽命的關系曲線Fig.2 Relationship of alternating corrosion-fatigue intensity and fatigue life at different corrosion-fatigue ratios

由圖2可知，在相同的腐蝕/疲勞施加比下，隨著交替強度增加，疲勞壽命下降，即腐蝕/疲勞交替過程越頻繁，對試樣的損傷越嚴重。腐蝕與疲勞是相互促進的過程，隨著腐蝕/疲勞交替強度增加及腐蝕時間的延長會導致蝕坑的出現(xiàn)并產(chǎn)生應力集中，疲勞循環(huán)的增加會使材料產(chǎn)生開裂，為腐蝕介質(zhì)提供了傳輸通道，腐蝕和疲勞的耦合作用加劇了疲勞壽命的下降。在相同的交替強度下，隨著腐蝕/疲勞施加比增大，疲勞壽命延長。腐蝕/疲勞施加比增大，則試樣在斷裂前所經(jīng)歷的總的腐蝕時間縮短，腐蝕的作用減小，故疲勞壽命增延長。

2.2 基于預腐蝕疲勞試驗結果的腐蝕/疲勞交替壽命計算

采用Miner理論，當試樣重復加載次數(shù)與總循環(huán)周次的比值達到1時，試樣發(fā)生疲勞破壞。

式中：ni為某級應力水平下的加載循環(huán)周次；k為應力水平的種類；Ni為該級應力水平下發(fā)生破壞所需的循環(huán)周次。

根據(jù)式（2）模擬飛機結構承受的腐蝕/疲勞交替過程，采用式（3）計算不同腐蝕/疲勞交替方式下的壽命。

式中：ΔNi為第i次疲勞加載的循環(huán)周次；n為總交替循環(huán)周次。

由表3的預腐蝕疲勞試驗結果，通過式（4）可以計算得到經(jīng)過不同腐蝕天數(shù)后試樣的剩余中值壽命，擬合的置信度為0.958。

采用預腐蝕2d的預腐蝕疲勞試驗結果來模擬2（140 000）腐蝕/疲勞交替過程，由式（2）、（3）和（4），計算模擬腐蝕/疲勞交替作用下試樣的疲勞壽命。

根據(jù)Miner理論得到的模擬腐蝕疲勞交替作用時第四輪疲勞加載達不到140 000周次，總損傷就已經(jīng)達到“1”。此時，假設第四輪疲勞加載次數(shù)為N4，則采用式（5）計算N4。

計算得到N4=108 863。由此可知該組試樣的預期總疲勞循環(huán)次數(shù)為：140 000+140 000+140 000+108 863=528 863次。

以此類推，得到如表4所示的基于預腐蝕疲勞結果計算得到的腐蝕/疲勞交替壽命與實際試驗得到的壽命對比。

表4 基于預腐蝕疲勞結果計算得到的腐蝕/疲勞交替壽命與實際試驗得到的壽命對比Tab.4 Comparison of alternating corrosion-fatigue life based on the results of the pre-corrosion fatigue and the actual test 周次

由表4可見，采用預腐蝕疲勞試驗結果計算得到的腐蝕/疲勞交替壽命與實際試驗所得到的中值壽命相差較大，而腐蝕/疲勞交替試驗更接近飛機結構真實的使用環(huán)境。

2.3 損傷形貌

2.3.1 表面損傷形貌

2A12-T4鋁合金屬于鋁-銅-鎂合金系列，試樣沿軋制方向取樣時，經(jīng)混合酸腐蝕的試樣表面呈現(xiàn)出不同顏色的晶粒形狀，除基體材料外，呈現(xiàn)出的主要是第二相粒子，即θ（Al2Cu）相和S相（Al2CuMg）和β相（Al7Cu2Fe）等。

以交替方式為2（140 000）的試樣的腐蝕形貌為例，觀察得到其在腐蝕天數(shù)與疲勞加載次數(shù)逐漸增加時的損傷形貌。

從圖3可以看出，隨著腐蝕/疲勞交替周期增加，試樣表面的損傷情況趨于嚴重，經(jīng)過腐蝕/疲勞交替1輪后，試樣表面出現(xiàn)輕微開裂，不同晶向的晶粒結構有明顯的顏色差別，試樣表現(xiàn)出明顯的沿晶開裂特征；經(jīng)過腐蝕/疲勞交替2輪后，試樣表面出現(xiàn)點蝕坑的腐蝕形貌；經(jīng)過腐蝕/疲勞交替3輪后，蝕坑數(shù)量增多，并成片出現(xiàn)，與加載方向垂直，在蝕坑周圍，開始形成垂直于加載方向的表面小裂紋，但是由于腐蝕的作用，表面小裂紋并不是很明顯；經(jīng)過腐蝕/疲勞交替4輪后，蝕坑處的應力集中使疲勞損傷在蝕坑周圍進一步擴展，蝕坑變大變圓，試樣表面損傷進一步增大，產(chǎn)生明顯的“魚鱗狀”損傷。

圖3 交替方式為2（140000）的試樣在不同腐蝕/疲勞交替周期后的表面形貌Fig.3 Surface morphology of the specimen in 2（140000） alternating mode after different alternating corrosion-fatigue cycles:(a) the first round of alternating;(b) the second round of alternating;(c) the third round of alternating and(d) the fourth round of alternating

試樣在腐蝕過程中，由于溶液中腐蝕介質(zhì)的作用，表面的鈍化膜首先被破壞，而后，材料中的陽極相會發(fā)生電化學腐蝕，由于晶界中陽極相的存在，腐蝕優(yōu)先沿晶界擴展，發(fā)生晶間腐蝕；由于腐蝕介質(zhì)中Cl-具有極強的穿透性，會沿試樣表面向下“深挖”，形成點蝕坑，隨著腐蝕時間進一步延長，點蝕坑數(shù)量增多，面積不斷增大。

試樣在疲勞加載過程中，表面受交變載荷作用，將形成具有方向性的損傷，循環(huán)交替加載過程中的局部彈/塑性變形加速了試樣表面鈍化膜的破裂，且加速表面發(fā)生晶間腐蝕，使材料產(chǎn)生沿晶開裂，形成小裂紋，并產(chǎn)生相互連接的趨勢；同時，蝕坑處的應力集中會使疲勞損傷在蝕坑周圍進一步擴展，使蝕坑周圍產(chǎn)生更多的腐蝕介質(zhì)傳輸通道，促進了蝕坑進一步發(fā)展。

還應注意的是，在腐蝕與未腐蝕的過渡區(qū)域，疲勞表面裂紋的相互連接趨勢更明顯，原因可能在于腐蝕與未腐蝕區(qū)域的過渡區(qū)的應力水平存在差異，使得小裂紋多而雜，如圖4所示。

圖4 交替方式為2（140 000）的試樣在交替第3輪后腐蝕與未腐蝕過渡區(qū)域的表面形貌Fig.4 surface morphology of the corroded and uncorroded transition region in the specimen in 2（140 000）alternating mode after the third round of alternating

2.3.2 斷口損傷形貌

預腐蝕疲勞斷口的疲勞源僅有一個，由于腐蝕而產(chǎn)生的蝕坑發(fā)展成表面小裂紋。而腐蝕/疲勞交替試樣的斷口表面會產(chǎn)生兩個或更多的疲勞源，裂紋源為典型的蝕坑形貌，從蝕坑處可以看到扁平的晶粒結構和材料內(nèi)部的腐蝕產(chǎn)物，如圖5所示。在蝕坑附近，晶粒之間會相互撕裂脫離，形成二次裂紋。

由圖6可見，斷口的裂紋擴展區(qū)較平坦，與主應力垂直，斷口表面顏色灰暗，斷口有典型的繞疲勞源向外凸起的海灘花樣形狀的疲勞弧線，存在腐蝕產(chǎn)物和腐蝕損傷的痕跡。由圖7可見，瞬斷區(qū)有韌窩存在，表現(xiàn)出韌性斷裂的特點。

圖5 腐蝕/疲勞交替試樣斷口表面的SEM形貌Fig.5 SEM morphology of fracture surface of the corrosion-fatigue specimen

圖6 腐蝕/疲勞交替試樣疲勞裂紋擴展區(qū)的SEM形貌Fig.6 SEM morphology of fatigue crack propagation zone in the corrosion-fatigue specimen

圖7 腐蝕/疲勞交替試樣疲勞瞬斷區(qū)的SEM形貌Fig.7 SEM morphology of final fatigue fracture zone in the corrosion-fatigue specimen

3 結 論

（1）腐蝕和疲勞的耦合作用加劇了2A12-T4鋁合金疲勞壽命的下降，一方面腐蝕的加劇會導致蝕坑的出現(xiàn)并產(chǎn)生應力集中，另一方面疲勞會使蝕坑產(chǎn)生開裂并提供了腐蝕介質(zhì)的傳輸通道。

（2）腐蝕/疲勞交替試樣斷口表面會產(chǎn)生兩個或更多的疲勞源，源于試樣表面的蝕坑會改變試樣的應力集中程度并可能造成載荷的重新分布，在疲勞條件下腐蝕坑發(fā)展成疲勞源。

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