回　麗　于　翔　許　良　周　松　王　磊

沈陽(yáng)航空航天大學(xué)航空制造工藝數(shù)字化國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室,沈陽(yáng),110136

航空鋁合金腐蝕坑當(dāng)量化技術(shù)

回麗于翔許良周松王磊

沈陽(yáng)航空航天大學(xué)航空制造工藝數(shù)字化國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室,沈陽(yáng),110136

針對(duì)2系列預(yù)腐蝕損傷航空鋁合金材料進(jìn)行腐蝕坑當(dāng)量化技術(shù)研究,結(jié)果表明,在預(yù)腐蝕條件下，疲勞裂紋起始于腐蝕坑底部并呈輻射狀向內(nèi)擴(kuò)展，降低了材料裂紋萌生壽命。因此，忽略裂紋成核階段，提出了一種根據(jù)面積等效原理將腐蝕坑當(dāng)量化成半橢圓表面裂紋的當(dāng)量化處理方法，直接計(jì)算材料的疲勞壽命，并利用NASGRO軟件驗(yàn)證了腐蝕坑當(dāng)量化以及基于斷裂力學(xué)預(yù)測(cè)材料疲勞全壽命方法的可行性。研究結(jié)果為復(fù)雜結(jié)構(gòu)件的壽命評(píng)估提供了依據(jù)。

預(yù)腐蝕;腐蝕坑;當(dāng)量化技術(shù);疲勞壽命預(yù)測(cè)

0　引言

近年來(lái),航空航天事業(yè)的高速發(fā)展對(duì)高性能結(jié)構(gòu)材料特別是2系列(Al-Cu-Mg)鋁合金(Al-Cu-Mg)的需求逐年增加[1-2]。該系列鋁合金雖然具有強(qiáng)度高、密度小以及適用范圍廣等優(yōu)點(diǎn)，但對(duì)某些腐蝕介質(zhì)卻十分敏感,在腐蝕環(huán)境下容易發(fā)生電化學(xué)反應(yīng)，形成腐蝕坑，加速疲勞裂紋擴(kuò)展，影響飛機(jī)的使用壽命[3-5]。因此,研究腐蝕坑當(dāng)量化技術(shù)，確定腐蝕損傷機(jī)理，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與壽命評(píng)定中具有重要意義[6]。

1　腐蝕坑當(dāng)量化技術(shù)發(fā)展?fàn)顩r

腐蝕坑當(dāng)量化及裂紋擴(kuò)展壽命評(píng)估方法一直是腐蝕疲勞研究的重點(diǎn)。國(guó)內(nèi)外相關(guān)研究表明，腐蝕坑表征參數(shù)是影響應(yīng)力集中和裂紋擴(kuò)展的關(guān)鍵因素[7]。

早在20世紀(jì)日本學(xué)者村上敬宜就已詳細(xì)闡述了針對(duì)材料表面缺陷的裂紋當(dāng)量化思想[8-9]。在此之后,DuQuesnay等[10]嘗試將腐蝕坑當(dāng)量化成寬度為定值的半橢圓表面裂紋進(jìn)行疲勞壽命預(yù)測(cè)；Sankaran等[11]則采用腐蝕坑表征參數(shù)的平均值和最大值作為初始裂紋尺寸。此外,Lankford等[12]和Newman等[13]認(rèn)為,相比冪函數(shù)模型,采用半圓形表面裂紋的面積等效方法會(huì)獲得更好的預(yù)測(cè)效果;而Dolley等[14]和Medved等[15]則利用當(dāng)量初始缺陷尺寸(EIFSD)理論對(duì)預(yù)腐蝕損傷鋁合金進(jìn)行疲勞壽命預(yù)測(cè)和可行性評(píng)估。

國(guó)內(nèi)研究人員根據(jù)等效裂紋技術(shù),通過(guò)將材料表面腐蝕坑沿外載荷垂直方向投影的辦法[16-18],將腐蝕坑當(dāng)量化成裂紋擴(kuò)展壽命相等的表面裂紋,以此來(lái)定量評(píng)估預(yù)腐蝕損傷材料的剩余壽命。

2　基于面積等效原理的腐蝕坑當(dāng)量化方法

由于預(yù)腐蝕損傷的影響，2系列鋁合金材料的疲勞裂紋萌生壽命會(huì)大幅下降，相關(guān)文獻(xiàn)指出，預(yù)腐蝕損傷鋁合金材料的疲勞壽命在交變載荷作用下會(huì)下降20%以上[19-20]。因此,在材料的疲勞壽命預(yù)測(cè)中，忽略疲勞裂紋的成核階段，直接將腐蝕坑當(dāng)量化成裂紋，并認(rèn)為疲勞裂紋從第一個(gè)載荷循環(huán)就開(kāi)始擴(kuò)展，可以很方便地利用常規(guī)損傷容限方法計(jì)算材料疲勞壽命。

2.1預(yù)腐蝕損傷試驗(yàn)

根據(jù)ASTM(美國(guó)材料試驗(yàn)協(xié)會(huì))標(biāo)準(zhǔn)，并結(jié)合國(guó)內(nèi)現(xiàn)役飛機(jī)使用過(guò)程中出現(xiàn)的主要腐蝕問(wèn)題[7],用質(zhì)量分?jǐn)?shù)為3.5%的NaCl腐蝕液對(duì)圖1所示的厚度B為2 mm的沿軋制方向等截面截取的2系列鋁合金S-N(應(yīng)力-壽命曲線)疲勞試驗(yàn)所需的板材試樣進(jìn)行全浸泡加速預(yù)腐蝕試驗(yàn)。

圖1　試樣的幾何尺寸

按照《JB/T6074-1992腐蝕試樣的制備、清洗和評(píng)定》，通過(guò)對(duì)試樣進(jìn)行預(yù)處理、分組和編號(hào)，在室溫為25±5 ℃的試驗(yàn)條件下,分別采用24 h、240 h和480 h三個(gè)預(yù)腐蝕時(shí)間點(diǎn)，對(duì)試樣進(jìn)行腐蝕箱內(nèi)全浸泡腐蝕，并及時(shí)做好觀測(cè)與記錄，如圖2所示。

圖2　預(yù)腐蝕試驗(yàn)過(guò)程

2.2結(jié)果分析

通過(guò)掃描電鏡分別對(duì)預(yù)腐蝕時(shí)間為24 h、240 h和480 h的S-N疲勞試驗(yàn)的試樣斷口進(jìn)行對(duì)比分析。從圖3中不僅能觀察到表面裂紋全貌,而且可以看到裂紋源區(qū)存在一個(gè)明顯的缺口，即不同腐蝕時(shí)間下的腐蝕坑,并且發(fā)現(xiàn)裂紋源絕大部分起始于材料表面應(yīng)力集中區(qū)域的腐蝕坑底部。其中,表面裂紋形狀呈半圓形或半橢圓形。

(a)預(yù)腐蝕24 h

(b)預(yù)腐蝕240 h

(c)預(yù)腐蝕480 h圖3　不同預(yù)腐蝕時(shí)間的表面裂紋斷口照片

隨著腐蝕時(shí)間延長(zhǎng),腐蝕坑內(nèi)殘留物由粘連和相互擠壓變成松動(dòng)和完全脫落,而腐蝕坑內(nèi)壁也由相對(duì)光滑致密直到粗糙變形并產(chǎn)生向內(nèi)擴(kuò)展的溝壑和空洞。因此，根據(jù)斷口照片推斷，對(duì)于2系列預(yù)腐蝕損傷鋁合金，疲勞裂紋萌生處起始于腐蝕坑，并呈輻射狀向內(nèi)擴(kuò)展。

2.3腐蝕坑的裂紋當(dāng)量化技術(shù)

從第1章介紹的腐蝕坑當(dāng)量化方法可以看出，對(duì)比EIFSD理論,根據(jù)表征參數(shù)將腐蝕坑當(dāng)量化成半圓或半橢圓表面裂紋是普遍采用的裂紋當(dāng)量化處理方法。然而,將腐蝕坑直接當(dāng)量化成尺寸固定的半圓或半橢圓表面裂紋也會(huì)對(duì)預(yù)測(cè)結(jié)果產(chǎn)生影響,其對(duì)應(yīng)等效的表面裂紋尺寸會(huì)比實(shí)際腐蝕坑尺寸小20%左右[17]。所以，為了解決各當(dāng)量化方法的不足，本文提出依據(jù)面積等效原理將腐蝕坑當(dāng)量化成半橢圓表面裂紋的當(dāng)量化方法。具體流程如下。

根據(jù)小裂紋試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)[21]和數(shù)據(jù)，采用最小二乘法擬合表面裂紋的a/c值：

(1)

其中,a為試樣厚度方向的裂紋尺寸;c為試樣寬度方向的裂紋尺寸。對(duì)于表面裂紋,t=B/2;B為試樣厚度。

根據(jù)橢圓面積公式,通過(guò)面積等效方法,將半圓面積轉(zhuǎn)化成半橢圓面積,即

(2)

式中,a0為通過(guò)半圓面積等效方法得到的初始裂紋尺寸。

聯(lián)立求解式(1)和式(2)可得到表面裂紋的a值,通過(guò)下面的公式可求出c值：

(3)

(4)

根據(jù)上述當(dāng)量化處理方法計(jì)算得到的a值、c值和a/c值如表1所示。

表1　半橢圓面積等效原理當(dāng)量的初始裂紋尺寸

3　預(yù)腐蝕損傷鋁合金疲勞壽命預(yù)測(cè)

由于不同的腐蝕坑當(dāng)量化方法會(huì)對(duì)預(yù)測(cè)結(jié)果產(chǎn)生影響,所以,分別采用當(dāng)前國(guó)內(nèi)外和本文提到的腐蝕坑當(dāng)量化技術(shù)進(jìn)行對(duì)比，對(duì)應(yīng)的4種腐蝕坑當(dāng)量化方法如下：

(1)方法一。根據(jù)腐蝕坑平均深度和平均寬度將腐蝕坑當(dāng)量化成半橢圓表面裂紋。

(2)方法二。根據(jù)萌生裂紋的腐蝕坑深度和寬度將腐蝕坑當(dāng)量化成半橢圓表面裂紋。

(3)方法三。按照面積等效原理將腐蝕坑當(dāng)量化成半圓表面裂紋。

(4)方法四。根據(jù)a/c值，按照面積等效原理將腐蝕坑當(dāng)量化成半橢圓表面裂紋。

利用斷裂力學(xué)理論和NASGRO軟件，對(duì)預(yù)腐蝕時(shí)間240 h、初始假設(shè)缺陷是表面裂紋以及應(yīng)力比R為0.5和0.06的2系列鋁合金進(jìn)行壽命預(yù)測(cè)和結(jié)果分析，預(yù)測(cè)模型為

(5)

式中,da/dN為裂紋擴(kuò)展速率；ΔK為應(yīng)力強(qiáng)度因子幅度;ΔKth為裂紋擴(kuò)展門(mén)檻值;Kc為材料的斷裂韌性;f為裂紋閉合系數(shù);R為應(yīng)力比;C、n、p和q為方程擬合參數(shù)。

材料力學(xué)性能參數(shù)如表2所示，不同預(yù)測(cè)數(shù)據(jù)如表3所示。

表2　鋁合金基本力學(xué)性能參數(shù)

表3　不同當(dāng)量化方法預(yù)測(cè)的疲勞壽命數(shù)據(jù)對(duì)比

對(duì)于2系列預(yù)腐蝕損傷鋁合金,當(dāng)應(yīng)力比R=0.5時(shí)，預(yù)測(cè)數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)更接近;當(dāng)應(yīng)力比R=0.06時(shí)，4種方法均獲得了較為保守的預(yù)測(cè)值。然而，在低周疲勞區(qū),方法一和方法二的預(yù)測(cè)結(jié)果過(guò)于保守，不能有效反映材料的實(shí)際疲勞壽命；在高周疲勞區(qū)，方法四所得的預(yù)測(cè)結(jié)果能更準(zhǔn)確地反映鋁合金材料在應(yīng)力比R=0.06條件下的疲勞壽命。

通過(guò)對(duì)比分析可知,根據(jù)本文所述的半橢圓面積等效原理可以獲得更準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)結(jié)果。將腐蝕坑當(dāng)量化成半橢圓表面裂紋,采用NASGRO閉合模型,分別計(jì)算預(yù)腐蝕24 h、240 h和480 h的2系列鋁合金(應(yīng)力集中系數(shù)Kt=1,試驗(yàn)條件為室溫空氣)等截面試樣的疲勞壽命，獲得應(yīng)力比R分別為0.5和0.06的6條疲勞S-N曲線,如圖4所示,可以看出,不同預(yù)腐蝕條件下的預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合很好,驗(yàn)證了該腐蝕坑當(dāng)量化技術(shù)以及基于斷裂力學(xué)預(yù)測(cè)預(yù)腐蝕損傷鋁合金疲勞全壽命方法的有效性。

(a)R=0.5

(b)R=0.06圖4　不同腐蝕時(shí)間S-N預(yù)測(cè)曲線與試驗(yàn)值對(duì)比圖

4　結(jié)論

(1)對(duì)于2系列預(yù)腐蝕損傷鋁合金，疲勞裂紋萌生于腐蝕坑底部，并呈輻射狀向內(nèi)擴(kuò)展，因此，在疲勞壽命預(yù)測(cè)中，可以將腐蝕坑當(dāng)量化成微裂紋，直接計(jì)算材料的裂紋擴(kuò)展壽命。

(2)根據(jù)面積等效原理，將腐蝕坑當(dāng)量化成半橢圓表面裂紋，能更準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)鋁合金材料在不同應(yīng)力比條件下的疲勞壽命，較好地反映材料的實(shí)際使用性能，驗(yàn)證了腐蝕坑當(dāng)量化以及基于斷裂力學(xué)預(yù)測(cè)材料疲勞全壽命方法的有效性。

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(編輯蘇衛(wèi)國(guó))

On Quantitative Techniques of Corrosion Pits of Aerial Aluminum Alloys

Hui LiYu XiangXu LiangZhou SongWang Lei

Key Laboratory of Fundamental Science for National Defence of Aeronautical Digital Manufacturing Process,Shenyang Aerospace University,Shenyang,110136

The quantitative techniques of corrosion pits of 2 series pre-corrosive aerial aluminum alloys were investigated.In the pre-corrosive conditions,it is found that the fatigue crack starts at the bottom of its corrosion pit to result in a radial propagation and a decrease of the crack initiation life.Thus,a new quantitative method of corrosion pits was pointed out by ignoring the stages of the crack nucleation.According to the equivalence principles of the area,the corrosion pit was equivalent to a semi-elliptical surface crack in order to directly predict the fatigue life of aluminum alloys.Based on the NASGRO software,the validation of proposed quantitative techniques of corrosion pits and fatigue life prediction methods was performed and the research results enable the possibility of the fatigue life evaluation of complicated structures.

pre-corrosion;corrosion pit;quantitative technique;fatigue life prediction

2014-10-09

O346.1;V252;V216.3DOI：10.3969/j.issn.1004-132X.2015.16.018

回麗,女,1965年生。沈陽(yáng)航空航天大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院教授。主要研究方向?yàn)殁伜辖鸺す饪焖俪尚渭昂娇詹牧掀趬勖A(yù)測(cè)技術(shù)。于翔,男,1988年生。沈陽(yáng)航空航天大學(xué)航空制造工藝數(shù)字化國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室碩士研究生。許良,男,1965年生。沈陽(yáng)航空航天大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院副教授。周松,男,1987年生。沈陽(yáng)航空航天大學(xué)航空制造工藝數(shù)字化國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室工程師。王磊,男,1981年生。沈陽(yáng)航空航天大學(xué)航空制造工藝數(shù)字化國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室高級(jí)工程師。