孔邊倒角和預腐蝕作用下航空鋁合金疲勞性能及斷裂機理研究

周　松，王　磊，馬　闖，楊林青，許　良，回　麗

(1 沈陽航空航天大學 航空制造工藝數(shù)字化國防重點學科實驗室，沈陽 110136；2 東北大學 機械工程與自動化學院，沈陽 110004)

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孔邊倒角和預腐蝕作用下航空鋁合金疲勞性能及斷裂機理研究

周松1,2，王磊1，馬闖1，楊林青1，許良1，回麗1

(1 沈陽航空航天大學 航空制造工藝數(shù)字化國防重點學科實驗室，沈陽 110136；2 東北大學 機械工程與自動化學院，沈陽 110004)

基于航空鋁合金帶孔結構材料在服役過程中常因腐蝕損傷而導致疲勞斷裂問題，通過對未腐蝕和預腐蝕24h后的7075鋁合金雙孔未倒角和雙孔倒角試樣進行疲勞實驗研究，分析腐蝕預損傷和孔邊倒角對試件疲勞性能的影響及疲勞斷裂特性差異。結果表明：腐蝕預損傷對7075鋁合金材料疲勞壽命的影響顯著，雙孔未倒角和倒角試樣預腐蝕24h后試樣中值疲勞壽命比未腐蝕試樣最大下降了31.74%和26.92%；孔邊倒角對材料疲勞壽命有一定的影響，未腐蝕和預腐蝕24h孔邊倒角試樣中值疲勞壽命比未倒角試樣最大下降了28.02%和15.36%，主要原因是由于孔邊倒角過程中產(chǎn)生加工刀痕，引入了“預損傷”，且倒角后疲勞裂紋萌生位置變多，導致材料發(fā)生疲勞斷裂的概率變大。

鋁合金；孔邊倒角；腐蝕預損傷；腐蝕坑；疲勞；斷裂

飛機在實際服役過程中會受到有害環(huán)境的嚴重影響[1]，特別是沿海一帶服役的軍機，隨著服役時間的增加，腐蝕對其造成的損傷越來越嚴重[2]。大量飛機失效分析實例表明，腐蝕和疲勞是飛機兩類最主要的損傷形式，而腐蝕損傷和破壞又常發(fā)生在機械連接部位、孔邊和應力集中處等[3,4]。

近年來，國內外學者對腐蝕損傷問題從多方面進行了廣泛的研究。Sankaran等[5],Pao等[6],陳躍良等[7]，張有宏等[8]研究了腐蝕預損傷對航空鋁合金疲勞行為的影響，結果得出坑蝕使材料疲勞壽命大幅下降，并初步建立了腐蝕損傷與疲勞壽命間的關系。Duquesnay等[9],Dolley等[10]建立了腐蝕坑的幾何尺寸與疲勞壽命之間的關系。Gruenberg等[11,12]對鋁合金在不同預腐蝕時間、不同應力水平和不同取向的疲勞壽命進行實驗研究，并基于斷裂力學理論對其進行預測，預測的結果和實驗結果相比偏于保守。Malki等[13],Ramana等[14]對航空鋁合金單腐蝕坑和多腐蝕坑的萌生和發(fā)展進行數(shù)值模擬。Kimberli等[15]研究了兩種厚度2024鋁合金不同程度腐蝕預損傷對疲勞短裂紋增長速率的影響。劉建中等[16]系統(tǒng)研究了腐蝕預損傷對2024-T62鋁合金疲勞S-N曲線及長短裂紋擴展行為的影響。但上述研究的疲勞試樣主要是標準試樣，沒有考慮飛機實際結構中存在大量的帶孔結構(包括倒角與未倒角)，如機翼、起落架和機身長銜、梁緣條及蒙皮等構件，因此研究腐蝕預損傷對帶孔試樣鋁合金疲勞行為的影響具有重要的實際應用價值。

本工作以飛機常用7075鋁合金為研究對象，通過實驗深入研究腐蝕損傷與孔邊倒角對雙孔試樣疲勞性能的影響及其斷裂機理，為結構件的實際服役壽命設計與精確預測提供依據(jù)。

1　實驗

1.1材料

實驗材料選用厚度為1.6mm高強鋁合金7075板材，化學成分與實測力學性能見表1和表2。

表1　7075鋁合金化學成分 (質量分數(shù)/%)

表2　7075鋁合金板材力學性能

1.2試樣

疲勞試樣采用雙孔(DFRbase)試樣，取樣方向為L向，具體尺寸如圖1所示。一組試樣未倒角，另一種試樣對雙孔進行雙面30°倒角(即孔邊倒角試樣)。

圖1　雙孔疲勞試樣Fig.1　Fatigue specimen of double hole

1.3實驗過程與方法

疲勞加載前參考ASTM G34—2001標準，采用3.5%NaCl水溶液對部分試樣進行全浸加速預腐蝕實驗，實驗溫度為25℃±5℃，預腐蝕時間為24h。預腐蝕后用KEYENCE VHX-5000三維顯微系統(tǒng)觀測腐蝕深度和點蝕坑開口面積。

依據(jù)HB 5287—1996，利用MTS 810電液伺服疲勞試驗機對未腐蝕和預腐蝕試樣分別進行空氣環(huán)境下的疲勞實驗，實驗溫度為室溫25℃±5℃，濕度為RH<50%，加載頻率為20Hz，波形為正弦波，應力比R取0.06。之后用Nano SEM 450掃描電鏡對疲勞斷口進行觀測分析。

2　實驗結果與分析

2.1腐蝕形態(tài)

全浸預腐蝕實驗后對實驗件進行損傷程度的測量和分析。圖2為7075鋁合金腐蝕24h的雙孔未倒角及倒角試樣在孔邊附近區(qū)域隨機拍攝的3D照片。從圖2可以看出，7075鋁合金在鹽水環(huán)境下主要是以點蝕為主，且分布不均，有的孔邊上只有一個單腐蝕坑(圖2(a)和圖2(c))，有的孔邊大小腐蝕坑交織在一起形成更大的腐蝕坑(圖2(b)和圖2(d))。

圖2　預腐蝕24h下不同試樣的腐蝕損傷形貌顯微照片(a)未倒角試樣孔邊單腐蝕坑；(b)未倒角試樣孔邊腐蝕坑連成片;(c)倒角試樣孔邊單腐蝕坑；(d)倒角試樣孔邊腐蝕坑連成片F(xiàn)ig.2　Micrographs of corrosion damage morphology for pre-corrosion damage at 24h in different samples(a)orifice unchamfered samples with single corrosion pit;(b)orifice unchamfered samples with a piece of corrosion pit;(c)orifice chamfered samples with single corrosion pit;(d)orifice chamfered samples with a piece of corrosion pit

圖3 腐蝕預損傷對材料疲勞S-N性能的影響(a)雙孔未倒角試樣；(b)雙孔孔邊倒角試樣Fig.3　The influence of pre-corrosion damage on the materials’ S-N fatigue performance(a)unchamfered samples with double orifice;(b)chamfered samples with double orifice

2.2腐蝕預損傷對材料疲勞S-N曲線的影響

圖3為預腐蝕24h不同試樣的疲勞S-N曲線，由圖3可以看出預腐蝕損傷導致試樣疲勞壽命顯著降低。預腐蝕24h雙孔未倒角試樣，最大循環(huán)應力為220，150，80，68MPa時所對應的中值疲勞壽命比未腐蝕試樣分別下降了31.74%，29.75%，20.57%和30.54%。預腐蝕24h雙孔孔邊倒角試樣，最大循環(huán)應力為220，140，90，68MPa時所對應的中值疲勞壽命比未腐蝕試樣分別下降了17.47%，23.33%，26.92%和13.69%。預腐蝕24h試樣的疲勞壽命實驗數(shù)據(jù)比未腐蝕試樣具有更大的分散性，這是由于腐蝕造成了材料預損傷(腐蝕坑)，而腐蝕坑的大小和位置具有隨機性。當腐蝕坑處于試樣應力集中最大處(孔邊)時，材料疲勞壽命最短，而腐蝕坑距孔邊越遠時，材料的壽命相對也越大。

2.3孔邊倒角對材料疲勞S-N曲線的影響

圖4為孔邊倒角對雙孔試樣疲勞S-N曲線的影響，孔邊倒角導致試樣的疲勞壽命略微降低。未腐蝕孔邊倒角試樣在最大循環(huán)應力為220，150，80，68MPa時所對應的中值疲勞壽命比未倒角試樣分別下降了18.20%，15.73%，5.64%和28.02%。預腐蝕24h后，孔邊倒角試樣在最大循環(huán)應力為220，120，80，68MPa時所對應的中值疲勞壽命比未倒角試樣分別下降了1.10%，15.36%，7.96%和10.57%?？走叺菇窃嚇拥钠趬勖鼘嶒灁?shù)據(jù)比孔邊未倒角試樣更分散，原因主要是孔邊倒角試樣在倒角過程中會造成材料表面的輕微損傷(如圖5所示)，一方面增加了疲勞數(shù)據(jù)的分散性，同時也造成倒角試樣疲勞壽命的降低。預腐蝕后孔邊倒角對壽命的影響相比未腐蝕試樣效果降低，這主要是由于預腐蝕損傷相比倒角過程造成的表面損傷對疲勞壽命的影響更為顯著，因此，在同樣的預腐蝕條件下，倒角與未倒角試樣S-N曲線非常接近。

圖4　孔邊倒角對材料疲勞S-N性能的影響(a)未腐蝕試樣；(b)預腐蝕24h試樣Fig.4　Influence of orifice chamfer on the materials’ S-N fatigue performance(a)uncorroded sample;(b)pre-corroded samples for 24h

圖5　孔邊倒角過程中產(chǎn)生的刀痕Fig.5　Cutting marks during the orifice chamfer process

2.4分析討論

未腐蝕情況下，掃描電鏡疲勞斷口觀測發(fā)現(xiàn)孔邊未倒角試樣的疲勞裂紋源主要萌生于孔邊，而孔邊倒角試樣的疲勞裂紋源主要位于孔邊及倒角的邊上，圖6給出了不同試樣裂紋萌生位置的示意圖，可以發(fā)現(xiàn)孔邊倒角試樣裂紋萌生位置變多，導致材料發(fā)生疲勞斷裂的概率變大。

圖7為未腐蝕雙孔未倒角及倒角試樣的典型疲勞斷口(最大應力為80MPa)。由圖7可以看出,未腐蝕試樣的疲勞裂紋源萌生于孔邊，通過滑移擠入/擠出而產(chǎn)生疲勞裂紋源，存在明顯的滑移導致的平面(圖7(a),(c))，其形成是由于裂紋萌生于試樣表面滑移帶中局部應力最大處，之后沿面心立方金屬{111}面滑移向金屬內部擴展，此滑移面的取向大致與正應力成45°交角。裂紋沿著該滑移面擴展一定距離(0.05mm)后改變方向，沿著與正應力垂直的方向擴展，即進入裂紋擴展的第二階段，圖7中A箭頭所指的位置為第一階段向第二階段的轉化區(qū)。裂紋源局部放大圖如圖7(b)所示，可以發(fā)現(xiàn)清晰細密的滑移線，類似擦傷痕跡。B箭頭所指位置清楚顯示類解理河流、臺階花樣及滑移特征，其交角大約60°。這些臺階是由“解理面”不平行的另外兩組{111}面上的二次裂紋所造成，臺階的方向即為{110}方向。

圖6　不同試樣裂紋萌生位置示意圖(a)孔邊未倒角試樣；(b)孔邊倒角試樣Fig.6　Different samples of crack initiation location(a)orifice unchamfered sample；(b)orifice chamfered sample

圖8為腐蝕24h雙孔未倒角及倒角試樣的典型疲勞斷口(最大應力為80MPa)。由圖8可以看出，預腐蝕后試樣的疲勞裂紋萌生在腐蝕坑處，萌生后以半橢圓輪廓線向前擴展，并產(chǎn)生與裂紋擴展方向一致的放射臺階和條紋。

通過觀察未腐蝕與腐蝕24h雙孔未倒角及倒角試樣裂紋穩(wěn)定擴展區(qū)和瞬斷區(qū)的斷口形貌，發(fā)現(xiàn)它們具有相同的特征，圖9為典型的裂紋穩(wěn)定擴展區(qū)和瞬斷區(qū)斷口形貌。圖9(a)中清晰顯示了在不同平面和不同方向上的塑性疲勞條帶，這是由于相鄰的晶粒取向不同，裂紋擴展由一個平面轉移至另一個平面，疲勞條帶分布在高低、方向不同的平面上，具有明顯的晶體學特征。圖中白色箭頭表示裂紋擴展方向，黑色箭頭指示處為晶界，紅色箭頭指示處為二次裂紋。從圖9(b)中可以看出，瞬斷區(qū)斷口由大量的大小不等的韌窩及空洞組成，部分韌窩內存在破碎的第二相粒子，韌窩由撕裂棱連接，撕裂棱呈小平面。從該圖中可以發(fā)現(xiàn)7075鋁合金以靜態(tài)失效模式發(fā)生突發(fā)性的疲勞失效呈典型的韌性斷裂。

圖7　雙孔未腐蝕疲勞試樣SEM斷口形貌(a)孔邊未倒角試樣；(b)圖7(a)中A區(qū)的放大；(c)孔邊倒角試樣Fig.7　SEM fracture morphology of the specimens with different pre-corrosion damage(a)orifice unchamfered sample；(b)the magnification of region A in fig.7(a)；(c)orifice chamfered sample

圖8　雙孔預腐蝕24h疲勞試樣SEM斷口形貌　(a)孔邊未倒角試樣；(b)孔邊倒角試樣Fig.8　SEM fracture morphology of the specimens with pre-corrosion double orifices for 24h(a)orifice unchamfered sample；(b)orifice chamfered sample

圖9　雙孔疲勞試樣裂紋擴展區(qū)和瞬斷區(qū)斷口形貌　(a)疲勞條帶；(b)韌窩Fig.9　SEM fracture morphology of the specimens with double orifices in propagation areas and rupture regions(a)fatigue striation; (b) toughness cavity

從圖7～9中可以看出,未腐蝕試樣的疲勞裂紋萌生機制為平面位錯滑移機制，而預腐蝕試樣的裂紋由腐蝕坑處萌生，將導致裂紋萌生壽命顯著降低；所有試樣疲勞裂紋第二階段的斷口形貌基本相似，裂紋沿著阻力最小的晶面方向擴展呈現(xiàn)河流狀花樣，表現(xiàn)為穿晶斷裂特征。斷口表面可以觀察到一些面積大小不一、高低不等的小平面和解理臺階等，這些小平面之間大多是以撕裂棱連接。

3　結論

(1)在3.5%NaCl鹽水中，7075雙孔鋁合金試樣易于在孔邊表面產(chǎn)生腐蝕坑形成分布不均的腐蝕損傷。

(2)腐蝕預損傷對雙孔7075鋁合金試樣的疲勞壽命影響顯著。在雙孔未倒角試樣中，預腐蝕24h試樣最大循環(huán)應力為220，150，80，68MPa時所對應的中值疲勞壽命比未腐蝕試樣分別下降了31.74%，29.75%，20.57%和30.54%。在雙孔孔邊倒角試樣中，預腐蝕24h試樣最大循環(huán)應力為220，140，90，68MPa時所對應的中值疲勞壽命比未腐蝕試樣分別下降了17.47%，23.33%，26.92%和13.69%。

(3)孔邊倒角對材料疲勞壽命有一定的影響，在未腐蝕和預腐蝕24h試樣中，孔邊倒角試樣中值疲勞壽命比未倒角試樣最大下降了28.02%和15.36%，主要原因是由于孔邊倒角過程中產(chǎn)生刀痕，引入了“預損傷”，裂紋更易于萌生而導致疲勞壽命下降。

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Fatigue Properties and Fracture Mechanism of Aluminum Alloy with Orifice Chamfer and Pre-corrosion Damage

ZHOU Song1,2，WANG Lei1，MA Chuang1，YANG Lin-qing1，XU Liang1，HUI Li1

(1 Key Laboratory of Fundamental Science for National Defense of Aeronautical Digital Manufacturing Process,Shenyang Aerospace University, Shenyang 110136，China； 2 Department of Mechanical Engineering and Automation,Northeastern University,Shenyang 110004,China)

Fatigue fracture often occurs because of the corrosion damage to aerospace structural aluminum alloy with holes. Fatigue tests of 7075 aluminum alloy of both unchamfered and chamfered double-hole specimens under uncorrosion and 24h pre-corrosion were carried out. The influence of both pre-corrosion damage and orifice chamferer on fatigue properties and the differences of fatigue fracture characteristics were analyzed. The results show that the effect on fatigue life of pre-corrosion damage is significant. Median fatigue lives of both unchamfered and chamfered double-hole specimens under 24h pre-corrosion decrease about 31.74% and 26.92% compared with uncorrosion specimens. The orifice chamferer have a certain effect on fatigue life of both uncorrosion and 24h pre-corrosion specimens, with median fatigue lives decreased about 28.02% and 15.36% compared with unchamfered specimens, the main reason is due to the stress concentration after orifice chamfered, on the other hand, cutting marks lead to pre-damage during the orifice chamfering process which will result in an increase of the fatigue crack initiation sites and the fracture probability.

aluminum alloy; orifice chamfer; pre-corrosion damage; corrosion pit; fatigue; fracture

回麗(1965-)，女，教授，博士后，從事結構強度及完整性評定方面的研究，聯(lián)系地址：遼寧省沈陽市沈北新區(qū)道義南大街37號 沈陽航空航天大學航空制造工藝數(shù)字化國防重點學科實驗室(110136)，E-mail：syhuili@126.com

10.11868/j.issn.1001-4381.2016.06.015

V252;V216

A

1001-4381(2016)06-0098-06

國家自然科學青年基金(51405309)；沈陽航空航天大學航空制造工藝數(shù)字化國防重點學科實驗室開放基金(SHSYS2015002) ；沈陽航空航天大學青年自選基金(201305Y)

2015-05-15;

2015-09-06