李曉虹，何宇廷，張 騰，李昌范

（空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院，西安 710038）

0 引 言

隨著飛機(jī)使用時間的增加，其金屬結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)的承力面積，降低材料的抗疲勞性能，進(jìn)而影響飛行安全。當(dāng)前，國內(nèi)外已經(jīng)開展了大量材料的腐蝕疲勞試驗(yàn)[1-4]，得到了不同材料在不同腐蝕環(huán)境下的疲勞損傷機(jī)理，在研究金屬材料的腐蝕損傷、預(yù)測結(jié)構(gòu)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(yù)腐蝕疲勞或腐蝕疲勞共同作用的試驗(yàn)方法，較少考慮腐蝕/疲勞交替作用下結(jié)構(gòu)材料壽命的退化狀況。而實(shí)際上，飛機(jī)結(jié)構(gòu)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(jī)在地面停放時，環(huán)境腐蝕占主導(dǎo)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(dǎo)地位。因此，文獻(xiàn)[5-10]通過腐蝕/疲勞交替試驗(yàn)來確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)中常用的2A12-T4鋁合金為研究對象，在不同條件下進(jìn)行了腐蝕/疲勞交替試驗(yàn)，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(yàn)方法

1.1 試樣制備

試驗(yàn)材料為時效熱處理的2A12-T4鋁合金板材，厚2 mm，其化學(xué)成分如表1所示，屈服強(qiáng)度和抗拉強(qiáng)度分別為296 MPa和430 MPa。沿軋制方向采用數(shù)控機(jī)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(cè)邊至光滑，以消除殘余應(yīng)力；最后依次采用煤油、肥皂水、蒸餾水進(jìn)行清洗，以消除表面油污的影響。

表1 2A12-T4鋁合金的化學(xué)成分（質(zhì)量分?jǐn)?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(yàn)方法

腐蝕試驗(yàn)為浸泡方式，在腐蝕試驗(yàn)箱中進(jìn)行，恒溫35℃，腐蝕劑采用標(biāo)準(zhǔn)EXCO溶液（234 g·L-1NaCl+50 mL·L-1KNO3+6.5 mL·L-1HNO3），對試樣進(jìn)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(yàn)在MTS-810-500 kN型疲勞試驗(yàn)機(jī)上于室溫下進(jìn)行,空氣氣氛，加載波形為正弦波，最大加載應(yīng)力為294 MPa，應(yīng)力比0.6，頻率20 Hz。

預(yù)腐蝕試驗(yàn)為對五組試樣進(jìn)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(yàn)采用固定腐蝕天數(shù)與疲勞加載次數(shù)的方式交替進(jìn)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(jìn)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(yàn)條件見表2)腐蝕/疲勞交替試驗(yàn)。試驗(yàn)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(xué)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(jī)理。

2 試驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 腐蝕/疲勞壽命

假設(shè)疲勞試驗(yàn)結(jié)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(yàn)結(jié)果Tab.2 The result of alternating corrosion-fatigue test

表3 預(yù)腐蝕疲勞試驗(yàn)結(jié)果Tab.3 The result of pre-corrosion fatigue test

不同的腐蝕/疲勞交替周期對應(yīng)著不同的腐蝕/疲勞作用強(qiáng)度，可以用兩個參數(shù)進(jìn)行表征：腐蝕/疲勞施加比和腐蝕/疲勞交替強(qiáng)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(yīng)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(jī)飛行任務(wù)較重的情況；腐蝕/疲勞交替強(qiáng)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(shí)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(shí)際加載方式4（360 000）的比值對應(yīng)的腐蝕/疲勞交替強(qiáng)度為1/4，腐蝕/疲勞交替強(qiáng)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(qiáng)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(qiáng)度與疲勞壽命的關(guān)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(qiáng)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(yán)重。腐蝕與疲勞是相互促進(jìn)的過程，隨著腐蝕/疲勞交替強(qiáng)度增加及腐蝕時間的延長會導(dǎo)致蝕坑的出現(xiàn)并產(chǎn)生應(yīng)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(qiáng)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(yù)腐蝕疲勞試驗(yàn)結(jié)果的腐蝕/疲勞交替壽命計算

采用Miner理論，當(dāng)試樣重復(fù)加載次數(shù)與總循環(huán)周次的比值達(dá)到1時，試樣發(fā)生疲勞破壞。

式中：ni為某級應(yīng)力水平下的加載循環(huán)周次；k為應(yīng)力水平的種類；Ni為該級應(yīng)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(jī)結(jié)構(gòu)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(yù)腐蝕疲勞試驗(yàn)結(jié)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(yù)腐蝕2d的預(yù)腐蝕疲勞試驗(yàn)結(jié)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(dá)不到140 000周次，總損傷就已經(jīng)達(dá)到“1”。此時，假設(shè)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(yù)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(yù)腐蝕疲勞結(jié)果計算得到的腐蝕/疲勞交替壽命與實(shí)際試驗(yàn)得到的壽命對比。

表4 基于預(yù)腐蝕疲勞結(jié)果計算得到的腐蝕/疲勞交替壽命與實(shí)際試驗(yàn)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(yù)腐蝕疲勞試驗(yàn)結(jié)果計算得到的腐蝕/疲勞交替壽命與實(shí)際試驗(yàn)所得到的中值壽命相差較大，而腐蝕/疲勞交替試驗(yàn)更接近飛機(jī)結(jié)構(gòu)真實(shí)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(yán)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(jié)構(gòu)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(diǎn)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(yīng)力集中使疲勞損傷在蝕坑周圍進(jìn)一步擴(kuò)展，蝕坑變大變圓，試樣表面損傷進(jìn)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(xué)腐蝕，由于晶界中陽極相的存在，腐蝕優(yōu)先沿晶界擴(kuò)展，發(fā)生晶間腐蝕；由于腐蝕介質(zhì)中Cl-具有極強(qiáng)的穿透性，會沿試樣表面向下“深挖”，形成點(diǎn)蝕坑，隨著腐蝕時間進(jìn)一步延長，點(diǎn)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(yīng)力集中會使疲勞損傷在蝕坑周圍進(jìn)一步擴(kuò)展，使蝕坑周圍產(chǎn)生更多的腐蝕介質(zhì)傳輸通道，促進(jìn)了蝕坑進(jìn)一步發(fā)展。

還應(yīng)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(yīng)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(yù)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(jié)構(gòu)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(kuò)展區(qū)較平坦，與主應(yīng)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(diǎn)。

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(kuò)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(jié) 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(dǎo)致蝕坑的出現(xiàn)并產(chǎn)生應(yīng)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(yīng)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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