航空裝備鋁合金結(jié)構(gòu)材料點(diǎn)蝕失效行為

劉治國，孫 強(qiáng)，李旭東

（海軍航空大學(xué) 青島校區(qū)，山東 青島 266041）

0 引言

腐蝕疲勞是循環(huán)交變應(yīng)力與腐蝕環(huán)境共同作用的失效形式，Haigh 于1917年首次提出腐蝕疲勞概念，McAdam 于1929年首次開展腐蝕疲勞試驗(yàn)[1]。其中，航空裝備鋁合金材料腐蝕疲勞問題自20 世紀(jì)50～60年代由基礎(chǔ)理論研究逐漸轉(zhuǎn)向應(yīng)用研究方面。截至目前，航空裝備鋁合金材料腐蝕疲勞問題研究已取得了豐碩的成果，對飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命評估、可靠性分析、安全性分析等工作提供了扎實(shí)的理論分析與試驗(yàn)驗(yàn)證支撐。

航空裝備鋁合金材料腐蝕疲勞問題主要涉及腐蝕科學(xué)、材料學(xué)、斷裂力學(xué)、損傷力學(xué)、統(tǒng)計(jì)學(xué)、裂紋學(xué)、失效分析等諸多交叉學(xué)科以及腐蝕試驗(yàn)、疲勞試驗(yàn)、腐蝕疲勞試驗(yàn)、預(yù)腐蝕疲勞試驗(yàn)及斷口分析、無損檢測、原位檢測等多種試驗(yàn)方法及檢測手段。航空裝備鋁合金材料服役環(huán)境下腐蝕類型主要為點(diǎn)蝕，且疲勞裂紋可由點(diǎn)蝕損傷位置萌生，因而諸多研究的關(guān)注點(diǎn)聚焦在以下研究方向：點(diǎn)蝕失效行為研究、點(diǎn)蝕萌生裂紋行為研究、點(diǎn)蝕萌生的疲勞裂紋擴(kuò)展規(guī)律研究、點(diǎn)蝕對疲勞壽命影響研究。上述4個(gè)方面又可細(xì)分為諸多研究分支：點(diǎn)蝕行為機(jī)理研究、點(diǎn)蝕損傷形貌特征及其演變規(guī)律研究、點(diǎn)蝕損傷分布規(guī)律研究、點(diǎn)蝕損傷尺寸與等效初始裂紋尺寸間關(guān)系研究、點(diǎn)蝕萌生裂紋規(guī)律研究、點(diǎn)蝕萌生裂紋影響機(jī)制研究、短裂紋擴(kuò)展規(guī)律研究、點(diǎn)蝕損傷對裂紋擴(kuò)展行為影響研究、點(diǎn)蝕萌生裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測方法研究等諸多方面。

隨著航空裝備服役年限延長，其鋁合金結(jié)構(gòu)材料服役環(huán)境下點(diǎn)蝕失效問題日益突出，點(diǎn)蝕損傷在疲勞載荷作用下萌生疲勞裂紋問題已成為嚴(yán)重制約裝備發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)瓶頸之一，其引發(fā)的失效問題更是嚴(yán)重影響其可靠性和安全性，因此，有必要對航空裝備鋁合金結(jié)構(gòu)材料點(diǎn)蝕失效及點(diǎn)蝕萌生裂紋問題的機(jī)理與規(guī)律進(jìn)行深入研究。本研究對上述2個(gè)核心問題研究進(jìn)行綜述介紹與總結(jié)，并針對問題展望其后續(xù)研究方向。

1 航空裝備鋁合金結(jié)構(gòu)材料點(diǎn)蝕失效行為研究

點(diǎn)蝕失效是航空裝備鋁合金結(jié)構(gòu)在使用過程中典型性和多發(fā)性腐蝕損傷形式。國內(nèi)外結(jié)合老齡飛機(jī)定壽、延壽需要，對航空裝備鋁合金結(jié)構(gòu)點(diǎn)蝕失效行為開展了深入持久的研究，研究方向主要聚焦在點(diǎn)蝕萌生機(jī)理、點(diǎn)蝕損傷形貌演化規(guī)律及其建模分析、隨機(jī)性過程方法分析點(diǎn)蝕行為以及點(diǎn)蝕行為影響因素分析等方面，研究方法通常為將7000/2000 系列鋁合金于3.5%、5.0%（質(zhì)量分?jǐn)?shù)）NaCl 溶液或標(biāo)準(zhǔn)EXCO 溶液中浸泡進(jìn)行點(diǎn)蝕試驗(yàn)，并借助微觀檢測手段，基于電化學(xué)機(jī)理和鋁合金微觀結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析。

關(guān)于點(diǎn)蝕萌生機(jī)理，目前普遍的看法是鋁合金點(diǎn)蝕是電化學(xué)過程，遵循法拉第定律。D.Gary Harlow[2]、Robert P.Wei[3]等認(rèn)為，鋁合金的組成粒子與鋁基體之間存在電位差，具有腐蝕的傾向性，由其建立的化學(xué)反應(yīng)方程可以看出，鋁合金點(diǎn)蝕失效是氧化、破裂、再氧化、再破裂……的循環(huán)往復(fù)過程，鋁離子逐漸溶入溶液中，產(chǎn)生點(diǎn)蝕損傷。S.Ishihara 等[4]與上述觀點(diǎn)一致，認(rèn)為鋁合金點(diǎn)蝕失效是陽極溶解的過程，陽極溶解的速度與腐蝕電流相關(guān)，腐蝕電流與點(diǎn)蝕周期、點(diǎn)蝕深度與點(diǎn)蝕周期之間存在指數(shù)函數(shù)關(guān)系。

在鋁合金點(diǎn)蝕形貌建模/演化規(guī)律方面，一些研究者認(rèn)為，點(diǎn)蝕擴(kuò)展過程遵循常體積規(guī)律，結(jié)合阿赫尼斯方程并假設(shè)點(diǎn)蝕損傷的形狀為半橢球體或半球體，進(jìn)行建模，由此得到點(diǎn)蝕損傷尺寸與點(diǎn)蝕周期為1/3 次方的指數(shù)函數(shù)關(guān)系[2-3,5]。

由于組成粒子分布的隨機(jī)性，因而鋁合金點(diǎn)蝕失效過程從本質(zhì)上看是隨機(jī)性過程，有學(xué)者基于隨機(jī)性過程方法開展點(diǎn)蝕失效行為研究。N.Murer 等[6]認(rèn)為鋁合金點(diǎn)蝕萌生是亞穩(wěn)態(tài)過程，而點(diǎn)蝕擴(kuò)展是穩(wěn)態(tài)過程，通過2024 鋁合金于3.5%NaCl 溶液中點(diǎn)蝕噪聲電流檢測方法，建立點(diǎn)蝕損傷累積的蒙特卡洛模型，研究顯示，點(diǎn)蝕萌生率隨時(shí)間先呈線性增長，后呈指數(shù)性遞減關(guān)系變化；A.Valor 等[7]分別采用泊松過程和非一致的馬爾可夫過程對點(diǎn)蝕萌生過程和點(diǎn)蝕擴(kuò)展過程建模，并用極值統(tǒng)計(jì)確定連接萌生和擴(kuò)展過程的最大蝕坑深度，研究顯示，其萌生時(shí)間服從威布爾分布。

K.van der Walde[8-10]等采用斷口分析對點(diǎn)蝕形貌特征進(jìn)行驗(yàn)證分析。通過掃描電鏡等微觀檢測手段，對預(yù)點(diǎn)蝕鋁合金試件疲勞斷裂斷口進(jìn)行圖像分析，通過點(diǎn)蝕損傷幾何尺寸絕對值、幾何參數(shù)比值以及點(diǎn)蝕損傷密度等量化值表征點(diǎn)蝕損傷形貌特征，并獲取上述量化值隨點(diǎn)蝕周期的變化規(guī)律。研究顯示，鋁合金點(diǎn)蝕損傷形貌并非全部為理論研究認(rèn)為的橢球體或半球體，有的呈非規(guī)則形貌。原因分析認(rèn)為，鋁合金點(diǎn)蝕過程受多種因素影響，若主要考慮材料本體，則點(diǎn)蝕過程主要受環(huán)境因素和微觀結(jié)構(gòu)因素影響，若考慮飛機(jī)使用規(guī)律，則其點(diǎn)蝕失效過程還受載荷因素影響。

微觀結(jié)構(gòu)因素影響方面：Kimberli Jones 等[10]采用掃描電鏡分析7075 系列鋁合金微觀結(jié)構(gòu)對其點(diǎn)蝕行為的影響，認(rèn)為點(diǎn)蝕更易在晶粒邊界處萌生。Robert P.Wei[3]、D.Gary Harlow[11]等基于試驗(yàn)、理論和仿真研究了組成粒子對7075 和2024兩種鋁合金材料點(diǎn)蝕行為的影響，認(rèn)為鋁合金點(diǎn)蝕由其表面附近的粒子束引起，其后續(xù)擴(kuò)展行為受粒子尺寸、粒子空間位置以及粒子成分等微觀結(jié)構(gòu)影響，其中鐵粒子易誘發(fā)鋁基體萌生點(diǎn)蝕。上述學(xué)者進(jìn)一步采用統(tǒng)計(jì)方法進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)粒子表面積可以采用三參數(shù)威布爾累積分布函數(shù)進(jìn)行描述，并可通過極大似然性方法對函數(shù)中參數(shù)進(jìn)行估計(jì)，發(fā)現(xiàn)表面積大的粒子萌生點(diǎn)蝕概率較大，同時(shí)，鋁合金組成粒子密度、形狀、方位受材料加工工藝、輥壓方向的影響，在不同方向存在較大差異，因而鋁合金試件不同方向上點(diǎn)蝕失效行為存在差異。

環(huán)境因素影響方面：J.Rajasankar 等[4]通過試驗(yàn)，開展了點(diǎn)蝕方式、溫度與時(shí)間對點(diǎn)蝕失效行為的影響，研究發(fā)現(xiàn)溶液滴入方式較溶液浸泡方式下的蝕坑密度、蝕坑擴(kuò)展速率快，隨著溫度升高，蝕坑擴(kuò)展速率呈非線性遞增，在點(diǎn)蝕初期，蝕坑擴(kuò)展較快，而在后期，蝕坑擴(kuò)展處于緩慢的穩(wěn)定狀態(tài)。

載荷因素影響方面：K.van der Walde[8]、D.Gary Harlow 等[11]通過試驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，循環(huán)載荷作用下，蝕坑萌生率是無載荷或拉伸載荷作用下蝕坑萌生率的3～4 倍，但載荷頻率對蝕坑萌生率的影響可以忽略。機(jī)理分析表明，應(yīng)力水平高，易在鋁合金位錯(cuò)區(qū)產(chǎn)生應(yīng)力集中而使其氧化膜破損或削弱，為電化學(xué)點(diǎn)蝕掃清障礙，點(diǎn)蝕更易萌生，實(shí)際應(yīng)力水平越高，這種趨勢愈明顯。循環(huán)載荷對點(diǎn)蝕擴(kuò)展行為影響的機(jī)理與應(yīng)力水平相類似，循環(huán)載荷作用下，材料缺陷、位錯(cuò)聚集區(qū)以及晶粒邊界易產(chǎn)生破壞，可為點(diǎn)蝕繼續(xù)擴(kuò)展創(chuàng)造條件。

國內(nèi)學(xué)者為獲取鋁合金點(diǎn)蝕對其結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響因素，分別以LY12、LC4 等型鋁合金為研究對象開展了點(diǎn)蝕失效行為研究，普遍認(rèn)為點(diǎn)蝕蝕坑深度是度量腐蝕損傷的重要物理量[12]，因而根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)或飛機(jī)服役環(huán)境下點(diǎn)蝕損傷數(shù)據(jù)，從概率角度對蝕坑深度的分布類型進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，認(rèn)為蝕坑深度遵循Gumbel 或正態(tài)對數(shù)分布。劉治國、李玉海等[13-14]則以LD2、LC4 系列鋁合金為研究對象，開展材料試件的加速模擬腐蝕試驗(yàn)，基于統(tǒng)計(jì)分析、時(shí)間序列方法建立點(diǎn)蝕深度、點(diǎn)蝕寬度等尺寸等參量隨腐蝕周期演變的動力學(xué)規(guī)律。除上述蝕坑深度、寬度等幾何指標(biāo)外，部分學(xué)者還將分形維數(shù)、失重率、點(diǎn)蝕率等作為特征損傷指標(biāo)進(jìn)行研究；朱做濤、許成龍等[15-16]以鋁合金表面點(diǎn)蝕率為指標(biāo)，開展了點(diǎn)蝕率所對應(yīng)的腐蝕等級隨時(shí)間變化規(guī)律；高慶吉、許述劍等[17-18]運(yùn)用腐蝕圖像處理技術(shù)，精確得到試件腐蝕損傷比重參量，通過該參量對點(diǎn)蝕行為進(jìn)行描述；張川、張有宏[19-20]則選取表面損傷度、蝕坑張開角等表征點(diǎn)蝕損傷形貌的特征量，進(jìn)行鋁合金點(diǎn)蝕行為規(guī)律研究。

點(diǎn)蝕行為影響因素方面，王逾涯、李旭東等[21-22]基于鋁合金電化學(xué)腐蝕機(jī)理和鋁合金微觀結(jié)構(gòu)，以點(diǎn)蝕蝕坑尺寸為研究參量，對LY12CZ、LD2 鋁合金點(diǎn)蝕擴(kuò)展行為進(jìn)行建模研究，并對鋁合金點(diǎn)蝕行為的影響因素進(jìn)行了分析。

2 航空裝備鋁合金結(jié)構(gòu)材料點(diǎn)蝕萌生裂紋失效行為本體研究

航空裝備鋁合金結(jié)構(gòu)材料點(diǎn)蝕萌生裂紋失效行為研究是疲勞壽命評估、預(yù)測的起點(diǎn)和基礎(chǔ)，涉及材料微觀結(jié)構(gòu)、載荷、環(huán)境介質(zhì)等多種因素，諸多學(xué)者通過疲勞試驗(yàn)并結(jié)合理論分析的方式對該問題開展研究。

Pao 等[23]采用在試件中間開盾形缺口、軸向加載的方法原位觀測裂紋，他們發(fā)現(xiàn)預(yù)腐蝕條件下，盾形缺口萌生裂紋的速率是沒有預(yù)腐蝕試件裂紋萌生速率的2～3 倍，但由于點(diǎn)蝕造成的試件表面粗糙而影響了原位觀測裂紋精度，學(xué)者們改用人為制造點(diǎn)蝕損傷來代替真實(shí)點(diǎn)蝕損傷，Perez等[24]采用這種方法進(jìn)行2024/7075 系列鋁合金裂紋萌生與擴(kuò)展行為研究，通過試驗(yàn)，學(xué)者們都發(fā)現(xiàn)了在少量循環(huán)疲勞載荷作用下，裂紋即由蝕坑位置萌生。

K.van der Walde[8]、Kimberli Jones[25]采用疲勞試驗(yàn)結(jié)合斷口分析方法開展研究，發(fā)現(xiàn)預(yù)先點(diǎn)蝕試件在一定的疲勞循環(huán)后即由點(diǎn)蝕部位萌生裂紋，斷口分析表明蝕坑萌生裂紋的位置大都位于蝕坑側(cè)邊或蝕坑底部，并且在一定疲勞循環(huán)后有多裂紋萌生現(xiàn)象。Kimberli Jones 等[25]同時(shí)發(fā)現(xiàn)低應(yīng)力水平下，點(diǎn)蝕到裂紋轉(zhuǎn)變過程受多種因素影響，其中微觀結(jié)構(gòu)因素更容易影響到裂紋轉(zhuǎn)變和擴(kuò)展，材料初始不連續(xù)狀態(tài)對此也影響較大，任何具有適當(dāng)形狀和尺寸的組成粒子都有可能萌生疲勞裂紋，點(diǎn)蝕可加劇這種狀況，尤其是在基體圍繞粒子處產(chǎn)生點(diǎn)蝕坑的情況下。

結(jié)合上述文獻(xiàn)普遍認(rèn)為點(diǎn)蝕處的應(yīng)力集中效應(yīng)導(dǎo)致并加速了裂紋萌生的觀點(diǎn)，相關(guān)學(xué)者對點(diǎn)蝕萌生裂紋失效行為的影響機(jī)制開展了定量分析[26-29]，通常通過有限元建模、將點(diǎn)蝕簡化/等效為半橢球體或半球體的方法進(jìn)行分析。其中，Ramana M.Pidaparti 等[28]以2024-T3 鋁合金為研究對象，基于原子力學(xué)顯微鏡觀測得到的蝕坑形貌，采用CAD 建模、有限元分析方法，對其點(diǎn)蝕形貌與應(yīng)力分布關(guān)系進(jìn)行研究。結(jié)果顯示，最大應(yīng)力發(fā)生在點(diǎn)蝕坑深度最深位置上，且應(yīng)力分布規(guī)律隨著時(shí)間變化而變化，這是因?yàn)闀r(shí)間改變后點(diǎn)蝕坑形貌也隨之變化，因而其對應(yīng)的應(yīng)力分布發(fā)生改變。Yongfang Huang 等[29]對此問題的研究更加深入一步，通過掃描電鏡對7075-T6 鋁合金預(yù)腐蝕疲勞試件斷口形貌觀測，獲取點(diǎn)蝕形貌三維參數(shù)，將其視為半橢球體，基于線彈性斷裂力學(xué)對蝕坑有限元模型進(jìn)行分析，建立了點(diǎn)蝕坑處產(chǎn)生的應(yīng)力集中系數(shù)與表征蝕坑形貌的特征參數(shù)的函數(shù)關(guān)系。結(jié)果顯示，表面寬度大、深度深的點(diǎn)蝕坑能夠產(chǎn)生較大的應(yīng)力集中效應(yīng)，易在疲勞載荷作用下萌生裂紋。這一結(jié)論與文獻(xiàn)[8,23,25]的研究結(jié)論相接近，這證實(shí)了多個(gè)點(diǎn)蝕形貌特征，諸如點(diǎn)蝕深度、AR 值（蝕坑寬度與長度之比）、蝕坑面積、蝕坑內(nèi)部尺寸等，對決定點(diǎn)蝕到裂紋的轉(zhuǎn)變起重要作用。

點(diǎn)蝕處的應(yīng)力集中效應(yīng)勢必改變其周圍的應(yīng)力分布，由斷裂力學(xué)可知，控制裂紋萌生與擴(kuò)展的應(yīng)力強(qiáng)度因子幅值ΔK勢必也隨應(yīng)力分布改變而改變，V.Sabelkin 等[30]從此角度對7075-T6 鋁合金點(diǎn)蝕萌生裂紋行為開展試驗(yàn)研究與理論分析，其中，G Joshi 等[31]對鋁合金貫穿蝕坑、角蝕坑于實(shí)驗(yàn)室空氣環(huán)境和鹽水環(huán)境下裂紋萌生行為進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)鹽水環(huán)境下的蝕坑萌生裂紋壽命較短，貫穿裂紋萌生壽命小于角裂紋萌生壽命，并且裂紋萌生壽命隨應(yīng)力幅值增加而減少，研究認(rèn)為蝕坑形貌影響其萌生裂紋行為。V.Sabelkin 等[32]建立了蝕坑萌生250 μm 長度裂紋時(shí)的壽命與應(yīng)力幅值Δσ和應(yīng)力強(qiáng)度因子ΔK的關(guān)系，結(jié)果顯示，在同一環(huán)境下，貫穿蝕坑萌生裂紋需要的Δσ小于角蝕坑萌生裂紋需要的Δσ，而對ΔK而言，角蝕坑萌生裂紋所需的ΔK小于貫穿裂紋所需的ΔK，而在兩種環(huán)境下，點(diǎn)蝕萌生裂紋的行為在機(jī)理上都是平面位錯(cuò)機(jī)制。V.Sabelkin 等[33]針對點(diǎn)蝕萌生裂紋行為研究，建立了蝕坑萌生250 μm 裂紋時(shí)的壽命與實(shí)際應(yīng)力的對應(yīng)關(guān)系，研究發(fā)現(xiàn)：蝕坑萌生裂紋壽命先隨實(shí)際應(yīng)力增加而減少，這是因?yàn)樵诘蛻?yīng)力水平下，蝕坑前緣先形成多個(gè)微觀裂紋，由此降低了萌生壽命。其后隨實(shí)際應(yīng)力增加而增加，這是因?yàn)橐衙壬牧鸭y前緣在高應(yīng)力水平下形成塑性區(qū)，由此增加了裂紋擴(kuò)展所需的循環(huán)數(shù)。

從上述研究可以看出，點(diǎn)蝕萌生裂紋行為受多種因素影響，如蝕坑形貌、應(yīng)力分布以及載荷狀況，某些情況下，蝕坑萌生裂紋壽命/周期較長。但上述研究認(rèn)定的裂紋萌生時(shí)是以裂紋長度為250 μm為基準(zhǔn)，這種方法忽略了裂紋萌生的物理本質(zhì)，也帶來了不必要的麻煩，因此文獻(xiàn)[34]采用基于斷裂力學(xué)的裂紋擴(kuò)展速率定義裂紋萌生，闡述ASTM-E647 疲勞試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)，標(biāo)準(zhǔn)中建議da/dN=10?7mm/cycle，則其對應(yīng)疲勞裂紋萌生，對應(yīng)的應(yīng)力強(qiáng)度因子為應(yīng)力強(qiáng)度因子門檻值ΔKth，此標(biāo)準(zhǔn)給出了定義裂紋萌生壽命堅(jiān)實(shí)的物理參數(shù)基礎(chǔ)，而非任意選擇一個(gè)裂紋長度值，如上述文獻(xiàn)中提及的250 μm。與文獻(xiàn)[34]觀點(diǎn)類似，G.S.Chen 等[35]通過開展2024 鋁合金腐蝕疲勞試驗(yàn)，認(rèn)為點(diǎn)蝕萌生裂紋是點(diǎn)蝕擴(kuò)展與裂紋擴(kuò)展相互競爭的結(jié)果，并提出兩條點(diǎn)蝕萌生裂紋的判據(jù)，分別為應(yīng)力強(qiáng)度因子門檻值判據(jù)和裂紋擴(kuò)展速率大于點(diǎn)蝕擴(kuò)展速率判據(jù)，假設(shè)蝕坑為半橢球體形貌，給出了萌生裂紋的點(diǎn)蝕蝕坑尺寸與應(yīng)力水平和載荷頻率的定律關(guān)系函數(shù)。

目前，國內(nèi)在此方面的研究主要集中在腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展行為研究以及點(diǎn)蝕對疲勞壽命的影響研究，而對點(diǎn)蝕萌生裂紋的行為本體研究開展較少。有研究者開展了蝕坑萌生裂紋的條件研究。張川[19]開展LC4CS 鋁合金點(diǎn)蝕試驗(yàn)，通過張開角定義蝕坑形貌，并將其與蝕坑萌生裂紋行為相關(guān)聯(lián)，定義萌生裂紋的危險(xiǎn)蝕坑評判標(biāo)準(zhǔn)，認(rèn)為張開角小于1°的蝕坑易萌生裂紋；張有宏[20]以LY12CZ 材料為研究對象，采用有限元方法定量分析了平均腐蝕深度和表面損傷度兩個(gè)指標(biāo)對蝕坑應(yīng)力分布的影響，進(jìn)而給出易萌生裂紋的點(diǎn)蝕損傷部位；李旭東等[36]通過開展6A02-T6 預(yù)先點(diǎn)蝕試驗(yàn)和預(yù)點(diǎn)蝕后疲勞試驗(yàn)，對其點(diǎn)蝕萌生裂紋行為進(jìn)行研究，建立了表征點(diǎn)蝕損傷特征的組合參量，由其分析對蝕坑局部應(yīng)力應(yīng)變以及萌生裂紋能力的影響，結(jié)果顯示，蝕坑深度對裂紋萌生影響明顯。

在鋁合金點(diǎn)蝕萌生裂紋的行為本體研究方面，Li Xu-Dong 等[37]開展了6561-T6 鋁合金的預(yù)先點(diǎn)蝕試驗(yàn)和預(yù)點(diǎn)蝕后疲勞試驗(yàn)，在疲勞試驗(yàn)過程中通過原位掃描電鏡觀測方法，研究表面疲勞裂紋的萌生與早期疲勞短裂紋擴(kuò)展行為，研究表明蝕坑形狀與裂紋萌生位置、擴(kuò)展方向之間存在關(guān)聯(lián)，裂紋通常在較大蝕坑處萌生，并且隨點(diǎn)蝕程度增加，存在多裂紋萌生行為，蝕坑分布位置對裂紋擴(kuò)展具有吸附作用，點(diǎn)蝕萌生的表面裂紋擴(kuò)展非一直沿垂直于載荷方向擴(kuò)展；李旭東等[36]繼而假設(shè)萌生裂紋蝕坑為半橢球體，基于斷裂力學(xué)，采用有限元建模方法對蝕坑萌生裂紋過程中的幾何尺寸變化規(guī)律進(jìn)行研究，結(jié)果顯示蝕坑萌生的裂紋形狀變化歷程僅僅依賴于該腐蝕坑的初始形狀，與LC9 鋁合金點(diǎn)蝕萌生裂紋試驗(yàn)結(jié)果相吻合；葉序彬等[38]開展了2024 鋁合金的預(yù)點(diǎn)蝕疲勞小裂紋試驗(yàn)，對該材料腐蝕損傷萌生裂紋行為進(jìn)行研究，結(jié)果顯示，小裂紋大都在腐蝕坑底部位置萌生，形貌特征為半橢圓形，裂紋萌生壽命約占疲勞壽命的15%～25%。

3 總結(jié)與展望

綜上所述，針對航空裝備鋁合金材料的點(diǎn)蝕萌生裂紋失效行為，國內(nèi)外開展了大量試驗(yàn)分析及理論研究，發(fā)現(xiàn)諸多規(guī)律并取得諸多研究成果，本研究對其行為機(jī)理與規(guī)律的研究進(jìn)行了歸納與總結(jié)，這對于航空裝備鋁合金結(jié)構(gòu)中腐蝕疲勞壽命分析有很大幫助。但是，從上述綜述中可見，針對新型航空鋁合金材料，國內(nèi)外的相關(guān)研究存在以下幾方面不足，應(yīng)在后續(xù)的研究中加以拓展與深入。

1）從研究對象上看，國外主要集中在2000/7000 系列鋁合金方面，國內(nèi)主要集中在LY12/LC4/LD2 系列鋁合金方面。而國產(chǎn)新型航空鋁合金材料，如7B04、2B06 等系列鋁合金則幾乎沒有涉及，但這些鋁合金材料目前已開始大量應(yīng)用于國產(chǎn)新型航空裝備，因此有必要針對這些材料開展相關(guān)點(diǎn)蝕失效以及點(diǎn)蝕萌生裂紋的失效分析研究。

2）從點(diǎn)蝕試驗(yàn)的開展方式來看，國內(nèi)外研究主要以ASTM G110/ASTM E 407 標(biāo)準(zhǔn)中規(guī)定的腐蝕溶液（以EXCO 溶液為主）或3.5%、5.0%NaCl溶液為主開展點(diǎn)蝕試驗(yàn)，而模擬航空裝備服役環(huán)境的仿真點(diǎn)蝕試驗(yàn)方式較少，航空鋁合金由上述溶液點(diǎn)蝕后萌生裂紋行為勢必與其在服役環(huán)境下點(diǎn)蝕萌生裂紋行為關(guān)聯(lián)性較差，因而上述文獻(xiàn)中提及的點(diǎn)蝕方法應(yīng)用于航空裝備鋁合金結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞壽命分析具有一定的局限性。

3）從點(diǎn)蝕萌生裂紋失效行為的本體研究來看，國外開展了大量的相關(guān)試驗(yàn)研究及理論分析，取得了豐碩的研究成果，而國內(nèi)在此方面的研究，尤其是針對新型鋁合金材料，缺乏基礎(chǔ)性的點(diǎn)蝕萌生裂紋行為量化分析研究以及新材料在特殊環(huán)境下的腐蝕疲勞行為與其斷口特征內(nèi)在聯(lián)系的研究，因而后續(xù)研究有較大的需求空間。