趙 旭，孔煥平，劉昌奎，姜 濤，劉德林

(1.中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司，北京 100022;2.北京航空材料研究院中航工業(yè)失效分析中心，北京 100095）

0 引言

鋁合金具有比重輕、強(qiáng)度高、塑性好、易加工成型等優(yōu)點(diǎn)，在航空航天、汽車、建筑等領(lǐng)域均得到廣泛應(yīng)用，已成為國(guó)民經(jīng)濟(jì)各個(gè)部門和人民生活各個(gè)方面的重要基礎(chǔ)材料［1-2］。鋁合金中的鍛鋁合金用于制造密度小、中等強(qiáng)度、形狀比較復(fù)雜的鍛件，如飛機(jī)上的梁、操縱系統(tǒng)的搖臂等。鋁及鋁合金在干燥大氣中表面生成一層非晶態(tài)氧化鋁膜而得到保護(hù)，但是在酸性、堿性介質(zhì)中，由于氧化膜溶解，鋁合金的耐蝕性能降低而發(fā)生多種腐蝕損傷［3-5］，剝層腐蝕是其中較普遍的一種形式。當(dāng)剝層腐蝕發(fā)生時(shí)，層片狀金屬由于逐步形成的腐蝕產(chǎn)物引起的內(nèi)部應(yīng)力而發(fā)生剝落，造成材料幾何面積減少，從而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)使用壽命大大降低，給構(gòu)件運(yùn)行帶來(lái)很大的安全隱患［6］。

某飛機(jī)飛行了236 h后，在水平安定面后梁中段出現(xiàn)裂紋。后梁中段材料采用LD5鍛鋁合金，表面進(jìn)行陽(yáng)極氧化處理，并涂有H06－2鋅黃底漆。通過(guò)對(duì)后梁中段進(jìn)行外觀檢查、斷口宏微觀觀察及能譜分析，并對(duì)其進(jìn)行組織檢查、硬度測(cè)試，確定后梁中段的裂紋性質(zhì)和失效原因，為預(yù)防此類故障的再次發(fā)生提供借鑒。

1 試驗(yàn)過(guò)程與結(jié)果

1.1 宏觀觀察

飛機(jī)后梁中段是由腹板和緣條組成的盒形件。腹板中間有4個(gè)螺栓孔，主要用來(lái)連接鋼配重塊，后梁中段腹板與鋼配重塊通過(guò)墊片連接。在腹板首尾部位各存在3排鉚釘孔，主要用來(lái)連接后梁下緣條。

對(duì)腹板外表面進(jìn)行觀察，后梁中段緣條上存在一處長(zhǎng)約330 mm的穿透性裂紋(圖1a)。對(duì)腹板內(nèi)表面進(jìn)行觀察，裂紋附近可見約85 mm×25 mm的腐蝕區(qū)，距腐蝕區(qū)75 mm處的凸臺(tái)上存在約20 mm×10 mm的打磨區(qū)(此打磨為檢查發(fā)現(xiàn)腐蝕現(xiàn)象后進(jìn)行的處理)，見圖1b。腐蝕區(qū)域邊緣出現(xiàn)鼓脹開裂現(xiàn)象(圖2)。

圖1 后梁中段裂紋形貌Fig.1 Crack morphology of the middle of rear beam

圖2 腹板腐蝕區(qū)形貌Fig.2 Morphology of plate corrosion area

將裂紋打開記為A斷口，將A斷口區(qū)域1(腐蝕區(qū))和區(qū)域2(打磨區(qū))以及區(qū)域3和區(qū)域4對(duì)應(yīng)斷口分別記為 A-1、A-2、A-3、A-4(圖 3a)。通過(guò)觀察發(fā)現(xiàn):斷口較平坦，無(wú)明顯塑性變形，斷面顏色灰暗無(wú)金屬光澤，A-1、A-2斷面顏色較A-3、A-4深，且A-3、A-4斷面上可見明顯的層狀剝離(圖3b～圖3e)。

1.2 斷口微觀觀察

將A-1～A-4斷口以及在完好的腹板與緣條交界處人工打斷的2#斷口超聲波清洗后放入掃描電鏡進(jìn)行微觀觀察。A-1、A-2斷口被大量的腐蝕產(chǎn)物覆蓋，呈泥紋花樣特征，可見沿晶界的二次裂紋形貌(圖4、圖5)。A-3、A-4斷面腐蝕產(chǎn)物較少，可見沿晶形貌(圖6)。

與裂紋斷口的微觀形貌不同，人工打斷斷口形貌為典型的韌窩特征。

圖3 裂紋斷口外觀Fig.3 Fracture appearance of crack

圖4 A-1斷口微觀形貌Fig.4 Micro morphology of A-1 fracture

圖5 A-2斷口微觀形貌Fig.5 Micro morphology of A-2 fracture

圖6 A-3斷口和A-4斷口的沿晶形貌Fig.6 Intergranular morphology of A-3 and A-4 fracture

1.3 能譜分析

后梁中段A-1、A-2斷口在掃描電鏡下進(jìn)行能譜分析，結(jié)果見表1。由表可見，斷口腐蝕產(chǎn)物中含有大量的O元素，并含有鋁合金腐蝕敏感元素Cl、S。

表1 后梁中段斷口能譜分析結(jié)果(質(zhì)量分?jǐn)?shù) /%)Table 1 Energy spectrum analysis results of fracture of the middle of the rear beam(mass fraction/%)

1.4 金相檢查

制取斷口的截面金相試樣，磨制拋光后進(jìn)行觀察分析。腐蝕之前，發(fā)現(xiàn)斷口附近存在較多層狀裂紋(圖7)。采用混合酸溶液腐蝕后進(jìn)行金相組織觀察，試樣分層剝落部位的橫向上呈現(xiàn)典型帶狀分離的沿晶剝層形貌，剝層組織和心部組織相同，均為α固溶體基體上均勻分布著點(diǎn)狀的析出相，組織未見異常，均未出現(xiàn)過(guò)熱、過(guò)燒及其它組織缺陷(圖8)。

圖7 斷口附近層狀裂紋形貌Fig.7 Layered crack morphology near fracture

圖8 斷口附近剝層組織形貌Fig.8 Exfoliation morphology of near fracture

1.5 硬度檢測(cè)

對(duì)后梁中段A-1、A-2斷口試樣進(jìn)行維氏硬度測(cè)試，并按照GBn 166—1982換算成抗拉強(qiáng)度，其結(jié)果見表2。從表2可以看出，A-1、A-2試樣斷口附近和心部位置硬度值較均勻，且滿足技術(shù)條件要求。

2 分析與討論

斷口分析表明，微觀上存在明顯的腐蝕產(chǎn)物，腐蝕產(chǎn)物能譜分析含有Cl、S和大量O元素，并可見典型的泥紋花樣，在腐蝕產(chǎn)物較少的區(qū)域可見沿晶特征，未見條帶等疲勞特征。與故障斷口形貌不同，人工斷口形貌為典型的韌窩特征。斷口截面金相發(fā)現(xiàn)斷面附近存在較多層狀裂紋，其組織為典型的帶狀分離的剝層組織。綜上分析可知后梁中段裂紋性質(zhì)為剝層腐蝕裂紋。

表2 后梁中段硬度測(cè)試結(jié)果Table 2 Hardness of the middle of the rear beam

后梁中段腹板內(nèi)側(cè)表面的腐蝕區(qū)和凸臺(tái)打磨區(qū)對(duì)應(yīng)斷口斷面顏色較斷口其它位置顏色深、腐蝕產(chǎn)物多，為裂紋萌生處。裂紋萌生后，在應(yīng)力作用下，裂紋由內(nèi)表面?zhèn)认蛲獗砻鎮(zhèn)葦U(kuò)展，同時(shí)沿著腹板與緣條交界或者緣條方向展向擴(kuò)展，最終導(dǎo)致后梁中段失效。

鍛鋁合金的腐蝕從點(diǎn)蝕開始，逐步沿平行于金屬表面的晶界發(fā)展為晶界腐蝕。源于層片狀拉長(zhǎng)的晶粒以及晶界電偶腐蝕造成的腐蝕通道，鍛鋁合金會(huì)在內(nèi)應(yīng)力的協(xié)同作用下產(chǎn)生層狀開裂與剝落［7-8］。后梁中段材質(zhì)為L(zhǎng)D5鍛鋁合金，晶粒為層片狀，此材料具有剝層腐蝕傾向。飛機(jī)飛行所處環(huán)境為中度鹽堿地區(qū)，露水中Cl濃度為46 g/m3，H2SO4濃度為116 g/m3，為剝層腐蝕提供了環(huán)境因素。另外，腹板內(nèi)側(cè)表面的腐蝕區(qū)處和凸臺(tái)為主要受力區(qū)，加之鉚釘區(qū)腹板直接與后梁下緣條相連，凸臺(tái)直接與機(jī)身相連，兩種較硬金屬間的接觸磨損導(dǎo)致局部的表面防腐層破裂或脫落，金屬基體裸露于腐蝕環(huán)境中，導(dǎo)致剝層腐蝕裂紋的產(chǎn)生。

綜上所述，后梁中段裂紋性質(zhì)為剝層腐蝕裂紋，水平安定面后梁中段鉚釘區(qū)腹板與后梁下緣條之間以及凸臺(tái)與機(jī)身之間發(fā)生磨損，導(dǎo)致產(chǎn)生剝層腐蝕裂紋。

3 結(jié)論

1)后梁中段裂紋性質(zhì)為剝層腐蝕裂紋。

2)水平安定面后梁中段鉚釘區(qū)腹板與后梁下緣條之間以及凸臺(tái)與機(jī)身之間發(fā)生磨損，導(dǎo)致產(chǎn)生剝層腐蝕裂紋。

3)后梁中段材料金相組織、硬度未見異常。

4)建議后梁中段鉚釘區(qū)腹板與后梁下緣條之間以及凸臺(tái)與機(jī)身之間連接增加墊片，防止直接接觸，并且對(duì)材料進(jìn)行表面防腐保護(hù)。

［1］張杰，王茂才，翟玉春，等.鋁合金用的兩種有機(jī)防護(hù)涂層評(píng)價(jià)［J］.腐蝕科學(xué)與防護(hù)技術(shù)，2009，21(6):593.

［2］黃領(lǐng)才，劉慧叢，谷岸，等.沿海環(huán)境下服役飛機(jī)鋁合金零件的表面涂層破壞與腐蝕［J］.航空學(xué)報(bào)，2009，30(6):1144.

［3］黃桂橋.鋁合金在海洋環(huán)境中的腐蝕研究［J］.腐蝕與防護(hù)，2002，23(1):19.

［4］張有宏，呂國(guó)志，陳耀良，等.鋁合金腐蝕損傷的形態(tài)學(xué)研究［J］.腐蝕科學(xué)與防護(hù)技術(shù)，2007，19(4):272－274.

［5］徐周玨，鄭玱，董娜.飛機(jī)水平安定面后梁裂紋原因分析［J］.失效分析與預(yù)防，2010，5(2):106 －109.

［6］Ketcham S J，Shaffer I S.Exfoliation corrosion of aluminum alloys［S］.ASTM.STP 516.1972.

［7］賀斌，孫有朝，樊蔚勛.剝蝕對(duì)鋁合金疲勞性能的影響［J］.南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，1998，30(3):306.

［8］蘇艷，李凌杰，舒暢，等.高強(qiáng)鋁合金海洋大氣環(huán)境剝層腐蝕研究［J］.裝備環(huán)境工程，2010，7(6):180 －182.