譚曉明，王海東，王 剛

(1.海軍航工程學(xué)院青島校區(qū)，山東 青島 266041;2.中國(guó)人民解放軍94801部隊(duì)，浙江 嘉興 314013)

軍用飛機(jī)97%以上的服役時(shí)間處于地面停放狀態(tài)，而當(dāng)飛行高度超過(guò)3 000 m時(shí)大氣溫度顯著降低，腐蝕介質(zhì)濃度相對(duì)地面含量大大減小，所以研究地面停放環(huán)境對(duì)疲勞性能影響至關(guān)重要.腐蝕是軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主要損傷形式之一.腐蝕對(duì)軍用飛機(jī)的危害性很大，主要表現(xiàn)在三個(gè)方面，第一，腐蝕增加飛機(jī)飛行安全隱患，甚至導(dǎo)致發(fā)生災(zāi)難性事故［1－4］;第二，腐蝕使結(jié)構(gòu)修理工作難度增大，修理費(fèi)用大幅度提高［5－8］;第三，腐蝕大大增加維修工時(shí)，顯著降低軍用飛機(jī)的戰(zhàn)備完好性，嚴(yán)重影響其戰(zhàn)斗力［9－13］.

軍用飛機(jī)大修間隔主要有兩個(gè)指標(biāo)，一個(gè)是與飛行載荷相關(guān)的飛行小時(shí)數(shù)或者起落次數(shù)，另一個(gè)是與服役時(shí)間相關(guān)的日歷壽命，日歷壽命的確定必須要考慮服役環(huán)境的影響.目前在飛機(jī)設(shè)計(jì)中采用的損傷容限和耐久性設(shè)計(jì)方法均不能考慮服役環(huán)境的影響，所以，為了確保飛機(jī)的飛行安全性，應(yīng)根據(jù)服役環(huán)境造成的腐蝕損傷對(duì)壽命指標(biāo)進(jìn)行修正，這主要包括兩個(gè)方面，即腐蝕對(duì)疲勞裂紋萌生影響和腐蝕對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展行為的影響.

本文針對(duì)服役于嚴(yán)酷環(huán)境條件的某型飛機(jī)，根據(jù)已有的機(jī)場(chǎng)環(huán)境數(shù)據(jù)，基于腐蝕機(jī)理一致、腐蝕損傷等效的原則編制了加速試驗(yàn)環(huán)境譜，以某飛機(jī)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)模擬件高強(qiáng)度鋁合金7B04－T6為研究對(duì)象進(jìn)行加速腐蝕試驗(yàn)，在實(shí)驗(yàn)室條件下成功地模擬和再現(xiàn)了服役環(huán)境條件的腐蝕損傷形式;通過(guò)預(yù)腐蝕損傷條件下的疲勞試驗(yàn)和斷口觀測(cè)，分析了裂紋擴(kuò)展速率da/dN與應(yīng)力強(qiáng)度因子幅值ΔK的對(duì)應(yīng)關(guān)系，描述了包括短裂紋階段的疲勞裂紋擴(kuò)展行為，定量表征了不同當(dāng)量腐蝕損傷對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展行為的影響規(guī)律，其研究結(jié)果將為現(xiàn)役飛機(jī)日歷壽命、大修周期的確定及新機(jī)設(shè)計(jì)提供參考依據(jù).

1 加速腐蝕試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)件

試驗(yàn)件材料為7B04－T6高強(qiáng)度鋁合金，化學(xué)成分如表1所示.

表17 B04-T6鋁合金化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%)

試驗(yàn)件為某型飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)模擬件，如圖1所示，試驗(yàn)件的厚度、孔徑及加工工藝均與飛機(jī)結(jié)構(gòu)的實(shí)際情況一致.

圖1 關(guān)鍵結(jié)構(gòu)模擬試件

1.2 當(dāng)量加速關(guān)系及加速試驗(yàn)譜

選取氯離子、二氧化硫、溫度和濕度等關(guān)鍵環(huán)境要素，考慮風(fēng)向和風(fēng)速的影響，編制了某機(jī)場(chǎng)環(huán)境譜.根據(jù)當(dāng)量折算系數(shù)［14］，編制了鋁合金關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的當(dāng)量加速試驗(yàn)環(huán)境譜.用純度為99.9%的NaCl和去離子水配制質(zhì)量百分比為5%的溶液，加入適量 H2SO4使得溶液的pH 值為4.0±0.2.

通過(guò)溶液浸泡模擬酸雨、霧和露的作用;通過(guò)周期浸潤(rùn)試驗(yàn)?zāi)M自然環(huán)境的干/濕交替的作用;通過(guò)遠(yuǎn)紅外燈輻照模擬太陽(yáng)輻照條件.在該機(jī)場(chǎng)環(huán)境條件下暴露1 a有358次干/濕交替，即358塊子循環(huán)，每塊子循環(huán)時(shí)間為20.5 min，包括溶液浸泡時(shí)間為7.1 min，溶液外烘烤時(shí)間為13.4 min，如圖2所示.

圖2 服役機(jī)場(chǎng)環(huán)境當(dāng)量加速試驗(yàn)譜

1.3 腐蝕損傷形態(tài)演化規(guī)律

針對(duì)如圖1所示的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)模擬件，根據(jù)圖2所示的當(dāng)量加速試驗(yàn)譜，采用ZJF－45G型周期浸潤(rùn)腐蝕試驗(yàn)箱進(jìn)行當(dāng)量加速腐蝕試驗(yàn).當(dāng)量加速腐蝕試驗(yàn)時(shí)間為1 a、2 a、5 a、7 a 和10 a，分別隨機(jī)抽取5個(gè)試件進(jìn)行留樣、清洗和干燥保存.

借助KH－7700型三維Quaster光學(xué)顯微鏡及其測(cè)量軟件，對(duì)腐蝕損傷尺寸進(jìn)行觀測(cè).從圖3可以看出，腐蝕的初期，試件表面產(chǎn)生單個(gè)獨(dú)立的蝕孔，呈圓錐型凹坑，寬度較窄，僅為幾十微米;隨著腐蝕時(shí)間的增長(zhǎng)，腐蝕坑的深度和寬度都增大，多個(gè)蝕孔相互連接;隨著腐蝕進(jìn)一步發(fā)展，腐蝕深度和寬度不斷增大，多個(gè)蝕坑相互連接為一個(gè)大腐蝕坑，達(dá)到幾百微米，蝕坑底部起伏不平.

2 預(yù)腐蝕疲勞試驗(yàn)

借助MTS810疲勞試驗(yàn)機(jī)，采用等幅譜進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，為了能在疲勞斷口有明顯的疲勞條帶，以若干循環(huán)次數(shù)為一個(gè)等幅譜塊，在各塊譜之間加入若干次循環(huán)高載，在疲勞斷口上形成明顯的疲勞條帶，圖4為在Quaster光學(xué)顯微鏡下當(dāng)量腐蝕10 a時(shí)的疲勞斷口宏觀形貌.

圖3 不同腐蝕時(shí)間的腐蝕坑形貌

圖4 當(dāng)量腐蝕10 a疲勞斷口形貌

3 a－N 曲線

采用指數(shù)函數(shù)擬合試驗(yàn)測(cè)得的裂紋長(zhǎng)度a與循環(huán)次數(shù)N的對(duì)應(yīng)關(guān)系為

對(duì)式(1)進(jìn)行求導(dǎo)數(shù)，得到

為了計(jì)算的簡(jiǎn)便，令Y=ln a，A=ln C，X=N，得到如式(3)所示的線性方程:

利用測(cè)試獲得的(a，N)數(shù)據(jù)集，計(jì)算得到式(1)中的B和C參數(shù)，如表2所示，并繪制得到不同腐蝕時(shí)間條件下a－N曲線，如圖5所示.

表2 不同的腐蝕時(shí)間的擬合曲線參數(shù)

圖5 不同腐蝕時(shí)間條件下a-N曲線

4 da/dN－ΔK曲線

借助JSM－6700F場(chǎng)發(fā)射掃描電鏡進(jìn)行斷口分析，發(fā)現(xiàn)腐蝕坑附近存在一些發(fā)亮的腐蝕產(chǎn)物，如圖6所示.借助能譜分析儀確定疲勞斷口殘留腐蝕產(chǎn)物的元素，主要成分為Na、Cl、Ca、O、K、Al、S等，能譜分析如圖7所示.經(jīng)分析知，加速腐蝕試驗(yàn)的腐蝕產(chǎn)物成分與外場(chǎng)服役環(huán)境條件的腐蝕產(chǎn)物成分基本一致.

通過(guò)掃描電鏡斷口分析獲得疲勞裂紋長(zhǎng)度a與循環(huán)次數(shù)N的試驗(yàn)數(shù)據(jù).采用修正的割線法計(jì)算裂紋擴(kuò)展速率為

計(jì)算疲勞裂紋的應(yīng)力強(qiáng)度因子時(shí)，裂紋長(zhǎng)度值采用平均裂紋長(zhǎng)度為

圖8表示了腐蝕0 a、2 a、5 a、7 a和10 a條件下裂紋擴(kuò)展速率(da/dN)與應(yīng)力強(qiáng)度因子幅值(ΔK)的對(duì)應(yīng)關(guān)系.

未腐蝕和當(dāng)量腐蝕2 a的試驗(yàn)件有明顯的小裂紋擴(kuò)展階段，擴(kuò)展速率不穩(wěn)定，受鋁合金材料微觀組織結(jié)構(gòu)(如第二相、晶界和夾雜等)影響比較大，當(dāng)ΔK相等時(shí)小裂紋擴(kuò)展速率明顯高于長(zhǎng)裂紋，表現(xiàn)出典型的小裂紋行為［15－18］.而隨著腐蝕時(shí)間的增長(zhǎng)，無(wú)明顯小裂紋行為，其原因可能是腐蝕程度的增加，導(dǎo)致萌生疲勞裂紋的腐蝕損傷尺寸也增長(zhǎng)，裂紋擴(kuò)展過(guò)程中幾乎不受材料微觀結(jié)構(gòu)的影響.

當(dāng)量腐蝕年限增長(zhǎng)，裂紋擴(kuò)展速率越來(lái)越快，如圖8所示的da/dN－ΔK曲線斜率越來(lái)越大，如當(dāng)量加速5 a時(shí)，曲線斜率為2.39;當(dāng)量加速7 a時(shí)，曲線斜率為2.64;當(dāng)量加速10 a時(shí)，曲線斜率為2.75.可見(jiàn)，隨著腐蝕時(shí)間的增長(zhǎng)，材料抗疲勞性能顯著退化，導(dǎo)致疲勞壽命大大降低.

圖6 斷口腐蝕產(chǎn)物示意圖

圖7 腐蝕產(chǎn)物能譜圖

圖8 不同腐蝕時(shí)間條件下da/dN-ΔK曲線

5 結(jié)論

1)根據(jù)編制的機(jī)場(chǎng)環(huán)境加速試驗(yàn)譜，通過(guò)實(shí)驗(yàn)室條件下的加速腐蝕試驗(yàn)，模擬和再現(xiàn)了外場(chǎng)條件下的腐蝕損傷模式及演化規(guī)律.

2)腐蝕初期，試驗(yàn)件表面出現(xiàn)明顯的腐蝕斑點(diǎn)，在顯微鏡下觀察試件表面分布比較均勻的單個(gè)獨(dú)立的腐蝕坑.隨著腐蝕時(shí)間的增長(zhǎng)，腐蝕坑的深度和寬度都增大，在腐蝕的后期，多個(gè)蝕坑相互連接形成一個(gè)大腐蝕坑，蝕坑底部起伏不平.

3)在腐蝕初期，疲勞裂紋擴(kuò)展過(guò)程中有明顯的小裂紋擴(kuò)展階段;而隨著當(dāng)量腐蝕損傷程度的加重，小裂紋行為不明顯.

4)隨著加速腐蝕時(shí)間的增長(zhǎng)，da/dN－ΔK擬合曲線斜率越來(lái)越大，裂紋擴(kuò)展速率越來(lái)越快，材料抗疲勞性能顯著退化.

［1］ TAN Xiaoming，CHEN Yueliang，JIN Ping.Corrosion fatigue life prediction of aircraft structure on fuzzy reliability approach［J］. Chinese Journal of Aeronautics，2005，18(4):346－351.

［2］ 譚曉明，陳躍良，段成美，等.飛機(jī)結(jié)構(gòu)搭接件三維裂紋的擴(kuò)展特性分析［J］.航空學(xué)報(bào)，2005，26(1):66－69.TAN Xiaoming，CHEN Yueliang，DUAN Chengmei，et al.Analysis of growth characterization of 3－D cracks in corroded lap joints of aircraft structure［J］.Acta Aeronautica Et Astronautica Sinica，2005，26(1):66－69.

［3］ CAVANAUGH M K，BUCHHEIT R G，BIRBILIS N.Evaluation of a simple microstructural-electrochemical model for corrosion damage accumulation in microstructurally complex aluminum alloys［J］.Engineering Fracture Mechanics，2009，76:641－650.

［4］ 張丹峰，譚曉明，馬力，等.服役環(huán)境條件下飛機(jī)結(jié)構(gòu)鋁合金材料孔蝕規(guī)律研究［J］.中國(guó)腐蝕與防護(hù)學(xué)報(bào)，2010，30(1):93－96.ZHANG Danfeng，TAN Xiaoming，MA Li，et al.Aluminum pitting corrosion damage rule under service environment［J］.JournalofChinese Societyfor corrosion and Protection，2010，30(1):93－96

［5］ KIMBERLI J，HOEPPNER D W.Theinteraction between pitting corrosion，grain boundaries，and constituent particles during corrosion fatigue of 7075－T6 aluminum alloy［J］.InternationalJournalof Fatigue，2009，31:686－692.

［6］ KIMBERLI J，SACHIN R S，PAUL N C，et al.Effect of prior corrosion on short crack behavior in 2024－T3 aluminum alloy［J］.Corrosion Science，2008，50:2588－2595.

［7］ KIMBERLI J，DAVID W H.Prior corrosion and fatigue of 2024－T3 aluminum alloy［J］.Corrosion Science，2006，48:3109－3122.

［8］ KIMBERLI J，DAVID W H.Pit-to-crack transition in pre-corroded 7075－T6 aluminum alloy under cyclic loading［J］.Corrosion Science，2005，47:2185－2198.

［9］ WALDE K，HILLBERRY B M.Characterization of pitting damage and prediction of remaining fatigue life［J］.International Journal of Fatigue，2008，30:106－118.

［10］ WALDE K，HILLBERRY B M.Initiation and shape development of corrosion-nucleated fatigue cracking［J］.International Journal of Fatigue，2007，29:1269－1281.

［11］ GRUENBERG K M，GRAIG B A，HILLBERRY B M.Predicting fatigue life of pre-corroded 2024－T3 aluminum［J］.International Journal of Fatigue，2004，26:629－640.

［12］ TAN Xiaoming，CHEN Yueliang，JIN Ping.Prediction approach for corrosion fatigue life of aircraft structure based on probabilistic fracture mechanics［C］//International Conference on Fracture and Damage Mechanic.Harbin:Key Engineering Materials，2006:324－325，943－946.

［13］ 劉文珽，李玉海.飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命體系評(píng)定技術(shù)［M］.北京:航空工業(yè)出版社，2004，121－130.LIU Wenting，LI Yuhai.The calendar life system evaluation technology of aircraft structures［M］.Beijing:Aviation Industry Press，2004，121－130.

［14］ XUE Y.Modelingfatiguesmall-crack growth with confidence-A multistage approach［J］.International Journal of Fatigue，2010，32:1210－1219.

［15］ SHYAM A，ALLISON J E，JONES J W.A small fatigue crack growth relationship and its application to cast aluminum［J］.Acta Materialia，2005，53:1499－1509.

［16］ CAPPELLI M D.The evolution of multi-site small cracks under fatigue loading［D］.Georgia Institute of Technology，2007.

［17］ CAPPELLI M D，CARLSON R L，KARDOMATEAS G A.The transition between small and long fatigue crack behavior and its relation to microstructure［J］.International Journal of Fatigue，2008，30:1473－1478.

［18］ 譚曉明，張丹峰，陳躍良.基于微觀結(jié)構(gòu)的2B06鋁合金全壽命概率模擬［J］.航空學(xué)報(bào)，2012，33(8):1434－1439.TAN Xiaoming，ZHANG Danfeng，CHEN Yueliang.Probabilistic simulation approach forholistic life of aluminum alloy 2B06 based on material microstructure［J］.Acta Aeronautica Et Astronautica Sinica，2012，33(8):1434－1439.