朱澤龍，李旭東，穆志韜

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高強預腐蝕鋁合金單軸拉-拉疲勞斷口定量分析

朱澤龍，李旭東，穆志韜

（海軍航空工程學院 青島校區(qū)，山東 青島 266041）

通過斷口定量分析獲得7A09鋁合金的疲勞裂紋擴展規(guī)律，為7A09鋁合金結(jié)構(gòu)的壽命評估提供依據(jù)。使用EXCO溶液對試驗件進行預腐蝕，利用疲勞拉伸機進行疲勞加載直至斷裂，使用掃描電鏡對疲勞斷口進行定量化分析。疲勞裂紋在試件的腐蝕坑處萌生，從自由界面附近向縱深發(fā)展導致試件的斷裂。通過斷口分析和Paris公式確定了裂紋的萌生壽命和擴展壽命。腐蝕之后的試件裂紋萌生壽命占總壽命的比例下降，當裂紋擴展程度較大之后，受腐蝕影響減輕，得出裂紋擴展速率和應力強度因子的關(guān)系。

7A09鋁合金；疲勞斷口；疲勞裂紋萌生；疲勞裂紋擴展

作為高強高韌鋁合金的主體，Al-Zn-Mg-Cu系合金的性能非常優(yōu)秀，是航空航天工業(yè)的主要承力結(jié)構(gòu)材料之一[1]。疲勞斷裂是飛機鋁合金結(jié)構(gòu)材料在交變載荷作用下發(fā)生失效破壞的主要原因。Al-Zn-Mg-Cu系航空鋁合金材料隨著其斷裂強度和屈服強度的提高，塑性變形能力反而下降，對于疲勞破壞更為敏感，對其疲勞破壞過程進行研究是保持航空結(jié)構(gòu)安全可靠性的重要保障。文中通過掃描電子顯微鏡對7A09鋁合金斷口進行定量化檢測[3]，反推其斷裂過程，旨在對此類合金的疲勞研究和應用提供參考。

1 實驗材料及方法

實驗研究采用的是7A09鋁合金材料，熱處理為T6狀態(tài)。飛機結(jié)構(gòu)中該材料通常作為蒙皮和機翼主梁和后掠機翼斜撐梁等承力結(jié)構(gòu)的主要材料，其主要成分見表1。沿著軋制方向截取狗骨狀試件，如圖1所示，厚度為3 mm。材料的力學性能通過單向拉伸試驗確定，屈服強度為500 MPa，抗拉強度為540 MPa，彈性模量為72 GPa?；贏STM G34測試標準，利用EXCO溶液對于試件表面進行預腐蝕實驗，試件在EXCO溶液中浸潤2 h，確保在構(gòu)件表面形成肉眼可見的腐蝕坑[2]，試驗裝置如圖2所示。

表1 7A09鋁合金的化學成分

圖2 腐蝕試驗設備

將5個試驗件在MTS-810試驗機上進行疲勞加載，應力控制，應力按照正選波變化，PVC補償，最大應力為280 MPa，應力比=0.1，加載頻率設為=5Hz保持恒定[8]。由于電鏡樣品臺尺寸限制，當試件斷裂后，立即在距離斷口面不小于1 cm處將試件切斷，切斷過程中注意保護防止擦傷斷口。將含斷口一段試件立即置于JSM-6700電鏡下進行觀察，防止斷口氧化造成斷口模糊不清。

2 結(jié)果與討論

2.1 裂紋擴展壽命與萌生壽命

對于某些大型的工程結(jié)構(gòu)，只要裂紋沒有擴展到臨界長度就認為結(jié)構(gòu)是安全的，在這過程中確定裂紋的擴展壽命是很關(guān)鍵的一步，根據(jù)擴展壽命可以確定檢查周期，并在其擴展到臨界值之前予以替換或者維修，保證結(jié)構(gòu)的安全[4]。鋁合金的塑性一般較好，在疲勞載荷作用下裂紋的穩(wěn)態(tài)擴展區(qū)可以形成疲勞輝紋，這些疲勞輝紋就是疲勞斷口上塑性變形特征，如圖3所示。

因此裂紋尖端由點擴展到點的擴展壽命可以按照式（2）進行估算：

從圖4可以看出：萌生裂紋的腐蝕坑的曲率半徑一般在10 μm左右；裂紋萌生壽命差別很大，最多可以相差6~7倍[14]；腐蝕坑的曲率半徑越大，一般裂紋萌生壽命也越長，其定量由于試驗樣本過少無法獲得[5]。

疲勞裂紋長度與裂紋壽命的關(guān)系如圖5所示?？梢钥闯觯阂环矫嬗捎陔婄R的放大倍率很高，可以捕捉到裂紋擴展早期很細小的疲勞輝紋，另一方面腐蝕坑的存在也加速了裂紋萌生過程，因此裂紋萌生壽命initiation占總壽命f的比例相對很多文獻的報道[6]而言都比較低，最多不超過60%，甚至低于50%。裂紋萌生壽命與總疲勞壽命密切相關(guān)，萌生壽命長的試件往往總的疲勞壽命也會比較長，因此采取措施延長裂紋萌生壽命是保持構(gòu)件長期安全可靠的重要途徑。沿著深度方向裂紋的穩(wěn)態(tài)擴展長度大約在1 mm左右，僅僅有試件厚度的1/3左右。在裂紋貫穿整個試件厚度之前，試件就已經(jīng)發(fā)生斷裂。因此腐蝕坑導致的這種面裂紋擴展具有很強的隱蔽性，很有可能監(jiān)測不到，對承力結(jié)構(gòu)的安全危害較大[10]。

2.2 Paris公式材料參數(shù)的計算

對于構(gòu)件進行壽命評估的關(guān)鍵是獲取合適的裂紋擴展速率表征模型。自從20世紀30年代首次開展疲勞裂紋擴展研究以來，這就是疲勞研究中的熱點問題，學者們建立了大量的數(shù)學模型，如Forman模型、NASGRO模型、Walker模型、McEvily模型。這些模型都源于Paris模型，側(cè)重不同的疲勞影響因素，表達形式上也較為復雜。因此在工程界進行飛機結(jié)構(gòu)壽命估算的時候廣泛采用的仍然是Paris模型，見式（5）：

式中：Δ為裂紋尖端的應力強度因子（SIF）；和為待定的材料參數(shù)，與材料及其熱處理狀態(tài)、環(huán)境、載荷、裂紋形狀等等都是緊密相關(guān)的，需要采用實驗方法進行確定。對于表面裂紋，其深度方向的裂紋長度難以進行實時監(jiān)測。本節(jié)探討通過對斷口進行分析得到這兩個參數(shù)[11]。在斷口上沿著深度方向距離萌生源距離不同取一系列的點，設其距離分別為a，=1,2,…,，第個點處的SIF如式（6）所示:

AFGROW軟件NASGROW材料庫給出的與文中試驗材料牌號接近的7075-T6鋁合金的Paris模型為：

基于斷口獲取的Paris模型常數(shù)接近，且造成其存在差別的原因之一是由于所用試件存在預腐蝕損傷。這說明文中提供的根據(jù)斷口疲勞輝紋進行Paris模型常數(shù)的擬合方法是合理可行的。從圖6中還可以發(fā)現(xiàn)，當裂紋長度較短、SIF較低的時候，裂紋擴展速率的分散性明顯較強，這是受萌生腐蝕坑的影響所致。當裂紋擴展一段距離以后，受腐蝕坑的影響程度降低了，數(shù)據(jù)的分散性有所下降[12]。

3 結(jié)論

1）對含表面腐蝕損傷的鋁合金而言，疲勞裂紋一般在試樣自由界面腐蝕坑處萌生，形成近似半橢圓形的表面裂紋，斷裂面大部分垂直加載方向軸，形成I型疲勞斷口，從自由界面附近向縱深發(fā)展，最終引發(fā)結(jié)構(gòu)的斷裂。

2）通過對斷口進行高分辨率的觀測，并進行定量化的分析，直接計算表面裂紋深度方向的裂紋擴展壽命，獲得裂紋長度和應力循環(huán)次數(shù)的對應關(guān)系，在此基礎上可以確定其裂紋擴展速率Paris表征公式中的材料常數(shù)。

3）試驗中采用的是單軸的拉拉疲勞載荷，斷裂機制比較簡單，因此疲勞輝紋與應力循環(huán)周次存在比較明顯的對應關(guān)系，可以利用條帶間距代表裂紋擴展速率。

4）由于斷口形貌的復雜性，裂紋往往不是沿著同一個平面擴展，造成疲勞條帶在整個斷口上往往不是連續(xù)的，尤其是在非共面裂紋交界位置，因此選擇有代表性的疲勞輝紋也成為制約定量分析準確性的重要因素。

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Quantitative Analysis on Tension-Tension axial Fatigue Fractography of High Strength and Toughness Aluminum Alloy

ZHU Ze-longLI Xu-dongMU Zhi-tao

(Qingdao Campus of Naval Aeronautical Academy, Qingdao 266041, China)

To obtain fatigue crack propagation behaviors of 7A09 aluminum alloy by quantitative analysis of crack to provide basis for its fatigue life analysis.EXCO solution was used to have pre-corrosion on test specimen. The fatigue tension machine was used to load fatigue till cracking. The scanning electron microscope was applied to carry out quantitative analysis on fatigue fracture.The fatigue crack appeared at the corrosion pit of the specimen and developed in depth and breadth from adjacent of free interface and lead to fracture. Initiation life and propagation of crack were determined by fracture analysis and Paris formula.The ratio of crack initiation life of specimen after corrosion decreased. When the crack extent is larger, the corrosion effect is reduced. The relationship between the crack propagation rate and the stress intensity factor was obtained.

7A09 aluminum alloy; fatigue fractography; fatigue crack initiation; fatigue crack propagation

TJ04

A

1672-9242(2018)01-0096-04

10.7643/ issn.1672-9242.2018.01.019

2017-08-13；

2017-09-05

朱澤龍（1992—），男，山東煙臺人，碩士，主要研究方向為海洋環(huán)境與飛行器性能研究。