當(dāng)量加速腐蝕條件下7B04-T6高強度鋁合金疲勞裂紋擴展規(guī)律研究

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.中國人民解放軍94801部隊，浙江 嘉興 314013)

軍用飛機97%以上的服役時間處于地面停放狀態(tài)，而當(dāng)飛行高度超過3 000 m時大氣溫度顯著降低，腐蝕介質(zhì)濃度相對地面含量大大減小，所以研究地面停放環(huán)境對疲勞性能影響至關(guān)重要.腐蝕是軍用飛機結(jié)構(gòu)的主要損傷形式之一.腐蝕對軍用飛機的危害性很大，主要表現(xiàn)在三個方面，第一，腐蝕增加飛機飛行安全隱患，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，修理費用大幅度提高［5－8］;第三，腐蝕大大增加維修工時，顯著降低軍用飛機的戰(zhàn)備完好性，嚴重影響其戰(zhàn)斗力［9－13］.

軍用飛機大修間隔主要有兩個指標，一個是與飛行載荷相關(guān)的飛行小時數(shù)或者起落次數(shù)，另一個是與服役時間相關(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.目前在飛機設(shè)計中采用的損傷容限和耐久性設(shè)計方法均不能考慮服役環(huán)境的影響，所以，為了確保飛機的飛行安全性，應(yīng)根據(jù)服役環(huán)境造成的腐蝕損傷對壽命指標進行修正，這主要包括兩個方面，即腐蝕對疲勞裂紋萌生影響和腐蝕對疲勞裂紋擴展行為的影響.

本文針對服役于嚴酷環(huán)境條件的某型飛機，根據(jù)已有的機場環(huán)境數(shù)據(jù)，基于腐蝕機理一致、腐蝕損傷等效的原則編制了加速試驗環(huán)境譜，以某飛機關(guān)鍵結(jié)構(gòu)模擬件高強度鋁合金7B04－T6為研究對象進行加速腐蝕試驗，在實驗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;通過預(yù)腐蝕損傷條件下的疲勞試驗和斷口觀測，分析了裂紋擴展速率da/dN與應(yīng)力強度因子幅值ΔK的對應(yīng)關(guān)系，描述了包括短裂紋階段的疲勞裂紋擴展行為，定量表征了不同當(dāng)量腐蝕損傷對疲勞裂紋擴展行為的影響規(guī)律，其研究結(jié)果將為現(xiàn)役飛機日歷壽命、大修周期的確定及新機設(shè)計提供參考依據(jù).

1 加速腐蝕試驗

1.1 試驗件

試驗件材料為7B04－T6高強度鋁合金，化學(xué)成分如表1所示.

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

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

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，編制了某機場環(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.

通過溶液浸泡模擬酸雨、霧和露的作用;通過周期浸潤試驗?zāi)M自然環(huán)境的干/濕交替的作用;通過遠紅外燈輻照模擬太陽輻照條件.在該機場環(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)時間為20.5 min，包括溶液浸泡時間為7.1 min，溶液外烘烤時間為13.4 min，如圖2所示.

圖2 服役機場環(huán)境當(dāng)量加速試驗譜

1.3 腐蝕損傷形態(tài)演化規(guī)律

針對如圖1所示的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)模擬件，根據(jù)圖2所示的當(dāng)量加速試驗譜，采用ZJF－45G型周期浸潤腐蝕試驗箱進行當(dāng)量加速腐蝕試驗.當(dāng)量加速腐蝕試驗時間為1 a、2 a、5 a、7 a 和10 a，分別隨機抽取5個試件進行留樣、清洗和干燥保存.

借助KH－7700型三維Quaster光學(xué)顯微鏡及其測量軟件，對腐蝕損傷尺寸進行觀測.從圖3可以看出，腐蝕的初期，試件表面產(chǎn)生單個獨立的蝕孔，呈圓錐型凹坑，寬度較窄，僅為幾十微米;隨著腐蝕時間的增長，腐蝕坑的深度和寬度都增大，多個蝕孔相互連接;隨著腐蝕進一步發(fā)展，腐蝕深度和寬度不斷增大，多個蝕坑相互連接為一個大腐蝕坑，達到幾百微米，蝕坑底部起伏不平.

2 預(yù)腐蝕疲勞試驗

借助MTS810疲勞試驗機，采用等幅譜進行疲勞試驗，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時的疲勞斷口宏觀形貌.

圖3 不同腐蝕時間的腐蝕坑形貌

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)擬合試驗測得的裂紋長度a與循環(huán)次數(shù)N的對應(yīng)關(guān)系為

對式(1)進行求導(dǎo)數(shù)，得到

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

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

表2 不同的腐蝕時間的擬合曲線參數(shù)

圖5 不同腐蝕時間條件下a-N曲線

4 da/dN－ΔK曲線

借助JSM－6700F場發(fā)射掃描電鏡進行斷口分析，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，加速腐蝕試驗的腐蝕產(chǎn)物成分與外場服役環(huán)境條件的腐蝕產(chǎn)物成分基本一致.

通過掃描電鏡斷口分析獲得疲勞裂紋長度a與循環(huán)次數(shù)N的試驗數(shù)據(jù).采用修正的割線法計算裂紋擴展速率為

計算疲勞裂紋的應(yīng)力強度因子時，裂紋長度值采用平均裂紋長度為

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

未腐蝕和當(dāng)量腐蝕2 a的試驗件有明顯的小裂紋擴展階段，擴展速率不穩(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相等時小裂紋擴展速率明顯高于長裂紋，表現(xiàn)出典型的小裂紋行為［15－18］.而隨著腐蝕時間的增長，無明顯小裂紋行為，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，裂紋擴展過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，裂紋擴展速率越來越快，如圖8所示的da/dN－ΔK曲線斜率越來越大，如當(dāng)量加速5 a時，曲線斜率為2.39;當(dāng)量加速7 a時，曲線斜率為2.64;當(dāng)量加速10 a時，曲線斜率為2.75.可見，隨著腐蝕時間的增長，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 不同腐蝕時間條件下da/dN-ΔK曲線

5 結(jié)論

1)根據(jù)編制的機場環(huán)境加速試驗譜，通過實驗室條件下的加速腐蝕試驗，模擬和再現(xiàn)了外場條件下的腐蝕損傷模式及演化規(guī)律.

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

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

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

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