孔光明,李旭東,穆志韜

(海軍航空工程學(xué)院青島校區(qū),山東青島266041)

基于局部腐蝕損傷的鋁合金預(yù)腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展模型

孔光明,李旭東,穆志韜

(海軍航空工程學(xué)院青島校區(qū),山東青島266041)

摘.要.目的建立鋁合金預(yù)腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展模型。方法采用表征局部環(huán)境腐蝕損傷影響程度的參數(shù)孔蝕率對腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展速率進(jìn)行修正。結(jié)果修正后的腐蝕鋁合金試件的疲勞裂紋擴(kuò)展速率與試驗結(jié)果吻合程度良好。結(jié)論修正后的鋁合金預(yù)腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展速率模型合理有效,試驗數(shù)據(jù)和預(yù)測模型可為海軍飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損傷容限設(shè)計提供參考。

預(yù)腐蝕疲勞;孔蝕率;疲勞裂紋擴(kuò)展;鋁合金

高強(qiáng)度鋁合金型材大量用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)承力件, 但其對腐蝕損傷較為敏感,嚴(yán)重影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命[1—2]。飛機(jī)維護(hù)規(guī)程中都要求針對重要的鋁合金承力部件進(jìn)行周期性檢查,確保在裂紋擴(kuò)展到臨界值之前將其檢測出來,而建立相對準(zhǔn)確的裂紋擴(kuò)展速率表征模型是制定合理的檢查維護(hù)周期的前提條件之一[3—4]。文中針對預(yù)腐蝕LY12CZ鋁合金,在掃描電鏡下對其擴(kuò)展行為進(jìn)行跟蹤,建立合理的裂紋擴(kuò)展模型。

1 預(yù)腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展試驗

1.1 試驗材料

試驗材料為可熱處理強(qiáng)化航空鋁合金LY12CZ,其主要化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù))為:Cu 4.0%, Mg 1.2%,Mn 0.7%,Fe 0.5%,Si 0.5%,Zn 0.3%?？估瓘?qiáng)度為415 MPa,屈服強(qiáng)度為275 MPa。為了控制裂紋萌生位置以便捕捉到裂紋,通過線切割沿著材料軋制方向加工成含單邊缺口(SENT)的啞鈴狀薄片小試樣,并在裂紋中部預(yù)置半徑為0.05 mm的貫通裂紋。試件形狀及尺寸如圖1所示。

圖1 試件形狀以及尺寸Fig.1 Shape and size sketch of the specimen

1.2 試驗方案

試驗設(shè)備為ZJF-45G周期浸潤環(huán)境試驗箱,采用文獻(xiàn)[5]提供的我國沿海某機(jī)場的加速腐蝕環(huán)境譜進(jìn)行加速腐蝕試驗,溫度為(40±2)℃,相對濕度為95%～100%,腐蝕溶液為H2SO4與5%(質(zhì)量分?jǐn)?shù))NaCl混合溶液,pH為4～4.5。每30 min為1個周期,每周期浸泡4.8 min,烘干12 min,干濕交變348個循環(huán)相當(dāng)于試件在外場服役1年承受的損傷。將試件分別加速腐蝕到7,15和19個日歷年。

對預(yù)腐蝕試驗件在帶疲勞加載裝置的SS550掃描電鏡進(jìn)行疲勞加載。試驗在室溫條件下進(jìn)行,正弦波加載,應(yīng)力比為0.1,加載頻率為5 Hz。每隔一定循環(huán)次數(shù)將頻率降低至0.5 Hz,利用掃描電鏡對試件表面進(jìn)行拍照,記錄裂紋長度及相應(yīng)的循環(huán)數(shù),直到試驗件斷裂為止。

2 結(jié)果與分析

2.1 疲勞裂紋擴(kuò)展速率

Paris斷裂模型認(rèn)為裂紋擴(kuò)展速率da/dN受裂尖名義應(yīng)力強(qiáng)度因子ΔK的控制,即:

式中:C和m是與腐蝕損傷程度、疲勞試驗條件以及材料屬性相關(guān)的兩個參數(shù);ΔK是應(yīng)力強(qiáng)度因子范圍,單邊缺口應(yīng)力強(qiáng)度因子范圍ΔK的計算公式如式(2)所示:

式中:Δσ為疲勞應(yīng)力幅值;a表示裂紋長度;f(a/ W)是與裂紋有關(guān)的形狀修正因子。針對預(yù)腐蝕試件中單邊缺口的形狀特征,其表達(dá)式如式(3)所示[6]:

預(yù)腐蝕LY12CZ鋁合金的裂紋擴(kuò)展速率與應(yīng)力強(qiáng)度因子范圍的關(guān)系在雙對數(shù)坐標(biāo)系中如圖2所示。對式(1)兩邊進(jìn)行對數(shù)運算,可見圖2曲線的斜率就是參數(shù)m的值,各條曲線的斜率均圍繞2.5波動,表明參數(shù)m主要依賴于鋁合金材料自身的屬性,與應(yīng)力水平以及腐蝕損傷關(guān)系不大。比例常數(shù)C隨腐蝕損傷的變化曲線如圖3所示,可見總體腐蝕損傷的影響主要體現(xiàn)在參數(shù)C上[7—8]。

圖2 不同腐蝕年限下裂紋擴(kuò)展速率與應(yīng)力強(qiáng)度因子范圍關(guān)系Fig.2 Relationship of fatigue crack growth rate and the stress intensity factor range after different corrosion years

圖3 比例常數(shù)C與預(yù)腐蝕年限的關(guān)系Fig.3 Relationship of the proportionality constant C with corrosion years

2.2 模型修正

含缺口預(yù)腐蝕構(gòu)件疲勞裂紋擴(kuò)展速率不僅取決于缺口局部最大應(yīng)力,而且還與圍繞最大應(yīng)力某一區(qū)域內(nèi)的局部腐蝕情況相關(guān)。區(qū)域內(nèi)腐蝕坑的分布差異造成裂紋尖端的局部應(yīng)力集中不同,對不同裂紋長度的裂紋擴(kuò)展速率造成很大的影響,在對預(yù)腐蝕試件裂紋擴(kuò)展速率修正應(yīng)當(dāng)考慮局部腐蝕損傷的影響程度[9—11]。采用帶疲勞加載裝置的掃描電鏡進(jìn)行疲勞試驗,能夠方便地采集到裂紋尖端局部腐蝕圖像,采用裂紋尖端附近的局部孔蝕率α(Surface damage ratio)表征腐蝕損傷的嚴(yán)重程度,用于修正腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展速率(da/dN)CF無疑成為一種有效的途徑。

考慮裂紋尖端附近區(qū)域局部腐蝕損傷對裂紋擴(kuò)展速率的影響,給定距裂紋尖端附近處一定范圍內(nèi)的平均孔蝕率表示局部參量,對預(yù)腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展速率(da/dN)CF表達(dá)式進(jìn)行修正:

式中:D(α)為反映局部環(huán)境腐蝕損傷影響程度的腐蝕疲勞損傷影響因子,α為局部環(huán)境腐蝕損傷影響程度,即局部孔蝕率,其定義如下:

式中:n為腐蝕表面上蝕坑數(shù)量;A是試件表面的總投影面積;Ai代表試件表面第i個腐蝕坑的投影面積。

當(dāng)α→0,D(α)→1;當(dāng)α→1,D(α)→某一上界。設(shè)D(α)和α滿足如式(6)所示關(guān)系式:

式中:k(k＞0)為待定常數(shù)。

對式(4)兩邊取對數(shù)得到:

式(7)表示驅(qū)動力為D(α)1/2.5·ΔK的疲勞裂紋擴(kuò)展模型,對每一裂紋長度下應(yīng)力強(qiáng)度因子范圍ΔK進(jìn)行修正,修正系數(shù)為D(α)1/2.5。

Neuber[12]認(rèn)為缺口件的疲勞壽命應(yīng)當(dāng)以距缺口根部一定距離內(nèi)彈性應(yīng)力的平均值作為有效應(yīng)力——疲勞評定的“局部參量”,當(dāng)“局部參量”大于臨界值時,試件就發(fā)生失效破壞。Peterson[13]簡化并發(fā)展了這一觀點,提出距缺口根部一定距離上某一點的應(yīng)力作為有效應(yīng)力。因此,取以臨界裂紋尖端為中心,沿裂紋擴(kuò)展方向取距離L為半徑構(gòu)成的半圓區(qū)域作為局部孔蝕率的采集區(qū)域,如圖4所示,其半徑L由臨界距離理論給出[6]:

式中:Δσ0,ΔKth分別是光滑試樣的疲勞極限和疲勞裂紋擴(kuò)展門檻值,由文獻(xiàn)[14]可查出:Δσ0=248 MPa,ΔKth=4.4 MPa·m1/2,計算得L=0.1002 mm。

圖4 局部孔蝕率示意Fig.4 Schematic illustration for local pitting rate

因為蝕坑形狀過于復(fù)雜,單個蝕坑的面積難以利用傳統(tǒng)測量手段獲得,必須采取其他的方式來獲得孔蝕率α。文獻(xiàn)[15]提供了基于數(shù)字圖像處理技術(shù)的計算孔蝕率的方法,采用二值特征提取的腐蝕圖像,獲取孔蝕區(qū)域和未腐蝕區(qū)域的像素點值,二者的比值即為孔蝕率。應(yīng)力水平為220 MPa,腐蝕19年裂紋尖端附近局部孔蝕率舉例見表1。

利用式(4)得到的結(jié)果與試驗結(jié)果對比如圖5所示。修正前后裂紋擴(kuò)展模型擬合相關(guān)系數(shù)對比見表2,從中可以看出修正后的模型與試驗結(jié)果的吻合程度大為提高,所建立的修正模型是合理的。

表1 預(yù)腐蝕19年裂紋尖端附近局部孔蝕率Table 1 The local pitting rate around the crack tip after 19 corrosion years

圖5 不同腐蝕年限下da/dN和D(α)ΔK2.5的變化曲線Fig.5 The curve of da/dN vs D(α)ΔK2.5under different corrosion years

表2 修正前后裂紋擴(kuò)展模型擬合相關(guān)系數(shù)對比Table 2 Comparison of fitting correlation coefficients of the fatigue crack growth rate model before and after correction

3 結(jié)論

1)采用Paris公式對疲勞裂紋擴(kuò)展速率進(jìn)行描述,發(fā)現(xiàn)參數(shù)m主要依賴于鋁合金材料自身的屬性,與應(yīng)力水平以及腐蝕損傷關(guān)系不大。腐蝕損傷和疲勞載荷的影響則主要影響參數(shù)C。

2)在Paris公式基礎(chǔ)上,分析了腐蝕環(huán)境下裂紋尖端附近的局部損傷對裂紋擴(kuò)展速率有很大的影響,引入反映局部環(huán)境腐蝕損傷影響程度的腐蝕疲勞損傷影響因子D(α),建立了基于局部腐蝕損傷的預(yù)腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展速率修正模型。與試驗結(jié)果對比表明該模型合理有效,對鋁合金結(jié)構(gòu)的腐蝕損傷容限分析具有參考價值。

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Fatigue Crack Extension Model of Aluminium Alloy with Prior Corrosion Damage Based on Localised Corrosion Damage

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

Objective To establish a modified model for pre-corrosion fatigue crack growth rate of aluminum alloy. Methods Considering that the local damage around the crack tip was more reasonable for accelerating crack growth rate in corrosive environment,the pitting rate,which was a parameter characterizing the influence of corrosion in local environment,was used to correct the corrosion fatigue crack growth rate.Results The experimental results were in good agreement with predictions of the amended fatigue crack growth rate model for corroded aluminum alloy specimens.Conclusion The corrected aluminum alloy pre-corrosion fatigue crack growth rate model was reasonable and effective,and the test data and the prediction model could provide a reference for the damage tolerance design of navy aircraft structure.

pre-corrosion fatigue;pitting rate;fatigue crack growth;aluminum alloy

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

10.7643/issn.1672-9242.2014.06.015

TG171;V252

:A

1672-9242(2014)06-0090-05

2014-07-19;

2014-08-14

Received:2014-07-19;Revised:2014-08-14

孔光明(1986—),男,博士,主要研究方向為材料腐蝕疲勞評估。

Biography:KONG Guang-ming(1986—),Male,Ph.D.,Research focus:corrosion fatigue evaluation of materials.

穆志韜(1963—),男,博士,教授,主要研究方向為材料腐蝕疲勞及壽命評估。