徐麗 郁大照 許振曉 劉琦

寬板鉚接搭接件腐蝕疲勞特性試驗(yàn)研究

徐麗 郁大照 許振曉 劉琦

（海軍航空大學(xué) 航空基礎(chǔ)學(xué)院，煙臺(tái) 264001)

對(duì)航空鋁合金2A12寬板搭接件進(jìn)行了基準(zhǔn)疲勞試驗(yàn)、預(yù)腐蝕疲勞試驗(yàn)、腐蝕-疲勞交替試驗(yàn)，觀察搭接件內(nèi)部腐蝕情況、斷口情況；對(duì)比分析了三種不同情況的下的結(jié)果形成原因；從腐蝕產(chǎn)物、腐蝕形態(tài)、裂紋形成位置、能譜分析等方面對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行微觀對(duì)比分析。結(jié)果表明：預(yù)腐蝕試驗(yàn)后，試驗(yàn)件疲勞壽命下降明顯，腐蝕—疲勞交替試驗(yàn)疲勞壽命最低，腐蝕—疲勞交替試驗(yàn)對(duì)試驗(yàn)件的疲勞性能影響較大；預(yù)腐蝕試驗(yàn)后，搭接處縫隙內(nèi)有明顯的腐蝕痕跡存在，縫隙環(huán)境加重了縫隙內(nèi)部的腐蝕；裂紋源為韌性斷裂，外表面有脆性特征，也存在解裂、二次裂紋等特征；對(duì)于腐蝕—疲勞交替試驗(yàn)搭接件，裂紋在界面腐蝕坑處發(fā)展，萌生的裂紋呈解理、沿晶等特征；腐蝕和應(yīng)力的耦合降低了疲勞壽命。

搭接件；疲勞試驗(yàn)；疲勞壽命；微觀分析

0 引言

海軍飛機(jī)多服役于沿海地區(qū)及海洋性氣候環(huán)境中，在使用中，其結(jié)構(gòu)會(huì)發(fā)生多種形式的腐蝕損傷[1-3]。并且在其結(jié)構(gòu)中，鉚釘、螺栓等連接是最常用的機(jī)械連接方式，而疲勞破壞是連接件的主要破壞形式。連接孔周圍有較高程度的應(yīng)力集中，在承受交變載荷時(shí)，其工作壽命有時(shí)難以達(dá)到要求，尤其是在腐蝕情況發(fā)生時(shí)，其疲勞壽命會(huì)發(fā)生較大變化。由于飛機(jī)結(jié)構(gòu)搭接件腐蝕損傷的隱蔽性和難檢測(cè)性，潛在危險(xiǎn)很大，甚至導(dǎo)致災(zāi)難性事故[4-8]。本文以飛機(jī)結(jié)構(gòu)中常用鋁合金寬板鉚接搭接件為研究對(duì)象，研究了其在三種不同實(shí)驗(yàn)條件下的疲勞特性，對(duì)試件進(jìn)行拆解分析，觀察記錄搭接件內(nèi)部腐蝕情況、斷口情況。對(duì)斷口信息進(jìn)行了分析處理，對(duì)比分析了三種不同情況下的結(jié)果形成原因。對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行微觀分析，從腐蝕產(chǎn)物、腐蝕形態(tài)、裂紋形成位置、裂紋源處能譜等方面進(jìn)行了對(duì)比分析。

1 搭接件試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)件

試驗(yàn)件為搭接結(jié)構(gòu)的寬板鉚接搭接件，兩種釘孔形式，鉚釘尺寸分別為3.5 mm和4 mm，設(shè)計(jì)圖及實(shí)物如圖1所示。

圖1 寬板搭接件

1.2 試驗(yàn)方法與條件

1.2.1腐蝕試驗(yàn)

采用鹽霧試驗(yàn)對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行腐蝕，試驗(yàn)設(shè)備選用ACS DCTC1200P試驗(yàn)機(jī)，試驗(yàn)件呈45°角置于擱架上，如圖2所示。結(jié)合海軍飛機(jī)的服役環(huán)境特點(diǎn)，編制了實(shí)驗(yàn)室加速腐蝕環(huán)境譜：1）酸性NaCl溶液浸泡：5%的NaCl溶液中加入5%的稀硫酸使其pH=（4±0.2），溶液溫度為（40±2）℃；2）在40℃溫度和90％～100％相對(duì)濕度的潮濕空氣中，用遠(yuǎn)紅外線燈照射烘干試件，調(diào)節(jié)遠(yuǎn)紅外線的功率使試件在臨近浸入溶液時(shí)恰好被烘干。一個(gè)加速譜周期為30分鐘，浸泡7.5分鐘，溶液外22.5分鐘，每年的干濕交變次數(shù)為23次，當(dāng)量總時(shí)間為11.5小時(shí)。

圖2 鹽霧試驗(yàn)

1.2.2 疲勞試驗(yàn)

應(yīng)力比：=0.1；載荷：max=100MPa，頻率為5Hz。對(duì)應(yīng)兩類試件最大載荷分別為：載荷=27.2kN，或28kN（3.5mm時(shí)），載荷譜為標(biāo)定載荷采用6-4-10的小載荷模式[9-10]。采用MTS 810疲勞試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，試驗(yàn)件加載方式如圖3所示。按照試驗(yàn)方案，進(jìn)行基準(zhǔn)疲勞試驗(yàn)、預(yù)腐蝕疲勞試驗(yàn)、腐蝕—疲勞交替試驗(yàn)，共10件試驗(yàn)件，疲勞拉斷后的試驗(yàn)件如圖4所示。

圖3 疲勞試驗(yàn)

圖4 疲勞拉斷后的試驗(yàn)件

2 試驗(yàn)結(jié)果分析

2.1 基準(zhǔn)試驗(yàn)結(jié)果

從兩類試驗(yàn)件中各取兩件，按照?qǐng)D5疲勞載荷譜進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表1。可看出隨著鉚釘直徑的增大，疲勞壽命呈下降趨勢(shì)。

圖5 疲勞載荷譜

表1 基準(zhǔn)試驗(yàn)疲勞壽命

斷裂后的試驗(yàn)件如圖6所示，可以看出，試驗(yàn)件均在上板的上邊緣鉚釘處出現(xiàn)裂紋，然后擴(kuò)展斷裂，這與文獻(xiàn)[9-10]結(jié)果是一致的，主要原因是上排鉚釘承擔(dān)傳遞載荷大于其余兩排鉚釘。

圖6 基準(zhǔn)疲勞試驗(yàn)結(jié)果

2.2 預(yù)腐蝕疲勞試驗(yàn)結(jié)果

取3件4mm試驗(yàn)件先腐蝕15天，然后按照疲勞載荷譜進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，試驗(yàn)件斷裂直至所有孔邊裂紋完全連通結(jié)束。疲勞試驗(yàn)結(jié)果如表2所示。

表2 預(yù)腐蝕試驗(yàn)疲勞壽命

與表1對(duì)比，可以看出預(yù)腐蝕試驗(yàn)后，試驗(yàn)件疲勞壽命下降明顯。試件斷裂后的腐蝕形貌如圖7所示，鉚釘區(qū)域的鋁合金基體出現(xiàn)明顯的點(diǎn)蝕，鉚釘孔也發(fā)生了輕微腐蝕，說(shuō)明少量腐蝕溶液滲入鉚釘孔，腐蝕形貌如圖8所示。

圖7 預(yù)腐蝕試驗(yàn)件搭接處腐蝕形貌

搭接處縫隙內(nèi)有明顯的腐蝕痕跡存在，較暴露在外的基體腐蝕更重，縫隙環(huán)境加重了縫隙內(nèi)部的腐蝕，如圖9所示。按照標(biāo)準(zhǔn)《GB/T 16545-2015/ISO 8407: 2009 金屬和合金的腐蝕試樣上腐蝕產(chǎn)物的清除》要求，采用密度為1.42g/mL的硝酸清除圖7中試驗(yàn)件1處的腐蝕產(chǎn)物，并對(duì)明顯腐蝕痕跡（如腐蝕斑點(diǎn)、微小蝕孔等），精確測(cè)量腐蝕損傷尺寸。圖10為鉚釘周圍基體的三維腐蝕坑圖，最大腐蝕深度為0.176mm，平均腐蝕深度為0.09mm。

圖10 預(yù)腐蝕試驗(yàn)件三維腐蝕坑

將圖7中的兩處進(jìn)行切割，掃描電子顯微鏡觀察疲勞源特征，如圖11所示?？梢钥闯隽鸭y源在圖中心部，中心為韌性斷裂。此外還發(fā)現(xiàn)在外表面發(fā)現(xiàn)有脆性特征，也存在解裂、二次裂紋等特征。

對(duì)裂紋源處進(jìn)行能譜分析，結(jié)果如圖12和表3所示?？梢钥闯隽鸭y源處O元素比例較高，也有少量的Cl元素，說(shuō)明裂紋源處已經(jīng)發(fā)生了腐蝕，腐蝕和應(yīng)力的耦合減少了疲勞壽命。

圖12 預(yù)腐蝕試驗(yàn)件裂紋源處EDS圖

表3 預(yù)腐蝕試驗(yàn)件裂紋源處成分分析

2.3 腐蝕—疲勞交替試驗(yàn)結(jié)果

選取三件4mm試驗(yàn)件，開(kāi)展腐蝕—疲勞交替試驗(yàn)。試驗(yàn)順序?yàn)椋侯A(yù)疲勞 5170c（標(biāo)定載荷的一個(gè)周期）→腐蝕5天→疲勞5170c（標(biāo)定載荷的一個(gè)周期）→腐蝕10天→試驗(yàn)到所有孔邊裂紋完全連通，疲勞試驗(yàn)結(jié)果如表4所示。

表4 腐蝕—疲勞交替試驗(yàn)疲勞壽命

從表4可以看出試驗(yàn)件疲勞壽命較預(yù)腐蝕件更低，說(shuō)明腐蝕—疲勞交替試驗(yàn)對(duì)試驗(yàn)件的疲勞性能影響更大。試驗(yàn)件斷裂后搭接區(qū)域的外觀形貌如圖13所示，可以看出腐蝕較預(yù)腐蝕疲勞試驗(yàn)更為嚴(yán)重，鉚釘周圍出現(xiàn)了大量的腐蝕產(chǎn)物，腐蝕已連成片。鉚釘區(qū)域的鋁合金基體有明顯點(diǎn)蝕現(xiàn)象，鉚釘孔腐蝕嚴(yán)重，說(shuō)明大量腐蝕溶液滲入了鉚釘孔，腐蝕形貌如圖14所示。搭接處縫隙內(nèi)腐蝕更為嚴(yán)重，出現(xiàn)了剝蝕跡象，如圖15所示。去除腐蝕產(chǎn)物后，采用三維體式顯微鏡對(duì)圖13中一處進(jìn)行觀察，三維蝕坑如圖10所示。從圖10中可以看出，相鄰腐蝕坑已經(jīng)連接，最大蝕坑深度為0.328mm，平均深度為0.16mm，腐蝕加重。切割圖13中2處疲勞裂紋源處，進(jìn)行SEM觀察，結(jié)果見(jiàn)圖17。從圖中可知裂紋在界面腐蝕坑處發(fā)展，萌生的裂紋呈解理、沿晶等特征，可能是由于發(fā)生腐蝕，材料性質(zhì)發(fā)生改變。裂紋由此發(fā)生，并萌生擴(kuò)展最終導(dǎo)致斷裂，基體表現(xiàn)為低韌性。對(duì)裂紋源處進(jìn)行能譜分析，結(jié)果見(jiàn)圖18和表5?？梢钥闯隽鸭y源處O元素比例較高，Cl元素含量有所增加，說(shuō)明裂紋源處已經(jīng)發(fā)生了較重腐蝕，說(shuō)明腐蝕—疲勞交替加速了Cl—向裂紋源處的滲透，加重了該處的腐蝕，腐蝕—疲勞交替作用及腐蝕和應(yīng)力的耦合極大地減少了疲勞壽命。

圖13 腐蝕—疲勞試驗(yàn)件搭接處腐蝕形貌

圖14 腐蝕-疲勞交替試驗(yàn)件鉚釘孔周圍區(qū)域腐蝕微觀圖（20×）

圖17 腐蝕-疲勞交替試驗(yàn)件疲勞斷口形貌

圖18 腐蝕-疲勞交替試驗(yàn)件疲勞斷口EDS圖

表5 腐蝕-疲勞交替試驗(yàn)件疲勞斷口成分分析

3 結(jié)論

研究了搭接件在三種不同試驗(yàn)條件下的疲勞特性，觀察搭接件內(nèi)部腐蝕情況、斷口情況，對(duì)比分析了三種不同情況的下的結(jié)果形成原因。從腐蝕產(chǎn)物、腐蝕形態(tài)、裂紋形成位置、裂紋源處能譜等方面進(jìn)行了微觀對(duì)比分析?？梢缘玫饺缦陆Y(jié)論：

1）預(yù)腐蝕試驗(yàn)后，試驗(yàn)件疲勞壽命下降明顯，腐蝕-疲勞交替試驗(yàn)疲勞壽命最低，腐蝕-疲勞交替試驗(yàn)對(duì)試驗(yàn)件的疲勞性能影響最大，相對(duì)于基準(zhǔn)試驗(yàn)，疲勞平均壽命下降分別為20.3%、38.4%。

2）預(yù)腐蝕試驗(yàn)后，搭接處縫隙內(nèi)有明顯的腐蝕痕跡，較暴露在外的基體腐蝕更重，而腐蝕-疲勞交替試驗(yàn)搭接處縫隙內(nèi)腐蝕更為嚴(yán)重，出現(xiàn)了剝蝕跡象，縫隙環(huán)境加重了縫隙內(nèi)部的腐蝕，平均腐蝕深度增加77%。

3）對(duì)于預(yù)腐蝕搭接件，裂紋源為韌性斷裂，外表面有脆性特征，也存在解裂、二次裂紋等特征；腐蝕和應(yīng)力的耦合減少了疲勞壽命。對(duì)于腐蝕-疲勞交替試驗(yàn)搭接件，裂紋在界面腐蝕坑處發(fā)展，萌生的裂紋呈解理、沿晶等特征。

4）裂紋源處O元素比例較高，Cl元素含量隨著腐蝕-疲勞的交替有所增加，腐蝕-疲勞交替加速了Cl-向裂紋源處的滲透。

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Study on the Corrosion Fatigue Test of Wide Riveting Lap Joint

XU Li YU Da-zhao XU Zhen-xiao LIU Qi

(School of Aeronautical Foundation of Naval Aviation University, Yantai, 264001, China)

Experimental data of lap joint specimens of LY12CZ was gained through fatigue test with different condition. The corrosion and fracture morphology was observed and was analyzed the reason of three different cases. The microanalysis of the specimens was made based on corrosion products and corrosion morphology and crack formation location and energy spectrum analysis. The results show that the fatigue life of the pre-corroded specimens declines markedly and the fatigue life of the corrosion-fatigue specimens is lowest. The effect of corrosion-fatigue on the fatigue life is great. The gap of the lap joint has corrosion trace and the gap environment aggravates the corrosion of the cracks inside. The source of crack is ductile fracture and the outside surface has brittle properties and has the feature of disaggregation and secondary crack. The crack develops from the etch pit of the interface, and has the feature of cleavage and intergranular fracture. The coupling of corrosion and stress reduces the fatigue life.

Lap joint; Fatigue test; Fatigue life; Microscopic analysis

V215.6

A

1006-3919(2021)04-0052-07

10.19447/j.cnki.11-1773/v.2021.04.009

2020-10-16；

2021-03-14

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目（51375490）

徐麗（1980—），女，講師，博士，研究方向：腐蝕和多處損傷對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的影響；（264001）山東煙臺(tái)芝罘區(qū)海軍航空大學(xué)基礎(chǔ)學(xué)院飛機(jī)總體教研室.