基于數(shù)字圖像相關的預腐蝕2024-T4鋁合金疲勞開裂實驗

宋海鵬,劉長春

（中國民航大學 中歐航空工程師學院，天津 300300）

隨著老齡飛機數(shù)量的不斷增加，航空材料的腐蝕疲勞及其對飛機結構完整性的影響受到越來越多的關注[1]。鋁合金（AA）由于強度高、質量輕而被廣泛用于飛機的機身框架和機翼蒙皮[2-4]。然而，鋁合金對腐蝕環(huán)境很敏感，局部腐蝕容易促進飛機部件在疲勞載荷下的裂紋萌生和擴展[5-7]。為了保證飛行安全，開展局部腐蝕鋁合金疲勞失效研究十分必要。

近年來，局部腐蝕鋁合金損傷失效數(shù)值模擬受到廣泛關注。Pidapatri等利用有限元方法分析鋁合金腐蝕坑周圍的應力分布，結果表明最高應力水平隨腐蝕時間的延長而增加[8]。Hu等提出了一種考慮彈塑性損傷累積的連續(xù)損傷力學方法來預測AA2024-T32的腐蝕疲勞壽命[2]。McMurtrey等采用線彈性斷裂力學模型，結合腐蝕修正等效初始缺陷尺寸，預測了變幅載荷下腐蝕鋁合金AA7075-T6511的疲勞壽命[9]。Wang等基于 Willenborg-Chang準則的裂紋擴展累積方法用于評估AA7050-T7451 的腐蝕-疲勞壽命[10]。

與此同時，研究者通過各種實驗技術對局部腐蝕鋁合金疲勞裂紋的萌生和擴展進行了實驗研究。Rokhlin等基于斷口形貌觀察分析裂紋萌生特征，表明AA2024-T311疲勞裂紋在最深的腐蝕坑處萌生[11]。Kim利用同樣的方法，觀測到在AA7075-T6511試件中，疲勞裂紋萌生于腐蝕坑匯聚的地方[12]。為了確定裂紋萌生時間，Walde等在疲勞過程中對預腐蝕AA2024-T3進行中斷實驗，結果表明，在施加循環(huán)載荷后裂紋立即成核[13]。Jones等使用數(shù)字視頻技術研究了凹坑到裂紋的轉變過程，結果表明在確定裂紋形核的時間和位置方面，凹坑的表面積、凹坑密度與坑的深度一樣重要[14]。Burns等研究發(fā)現(xiàn)腐蝕坑到裂紋的轉變?nèi)Q于腐蝕坑的微觀特征以及施加的疲勞應力水平[15]。Burns利用裂紋表面標記帶法分析預腐蝕AA7050-T7451試件的裂紋擴展速率，結果顯示裂紋擴展速率在不同腐蝕形態(tài)下收斂到可比值[16]。Li等通過掃描電子顯微鏡原位疲勞實驗研究了預腐蝕對AA6151-T6疲勞裂紋擴展的影響[17]。Joshi等利用光學顯微鏡觀察了預腐蝕AA7075-T6的短裂紋擴展。結果表明，在鹽水條件下，短裂紋擴展壽命約為環(huán)境空氣下的5~8倍[18]。

然而，目前尚缺乏對預腐蝕鋁合金疲勞破壞過程的全場定量觀測，以分析預腐蝕鋁合金開裂行為的時空特征。數(shù)字圖像相關（DIC）是一種基于圖像分析獲取材料表面變形信息的光學測量方法，能有效用于觀測材料在不同工況下的變形破壞規(guī)律[19-20]。最近，本文作者利用該方法成功觀測了預腐蝕鋁合金的損傷演化和裂紋擴展[21]。本工作的側重點是進一步通過該方法研究不同載荷條件下預腐蝕2024-T4鋁合金疲勞裂紋的萌生和擴展。為此，對預腐蝕的AA2024-T4試樣進行了三種不同的最大應力水平和應力比的恒幅疲勞實驗。DIC用于獲取疲勞過程中的應變場，直觀地顯示試樣裂紋的萌生和擴展直至失效；進一步通過掃描電鏡觀察由DIC確定的關鍵損傷區(qū)域的斷口，進而分析微裂紋萌生特征；結合應變場演變和斷口形貌分析，探討預腐蝕鋁合金在不同加載條件下的疲勞開裂行為。

1 實驗材料與方法

1.1 實驗材料及試件

實驗材料是6 mm厚的軋制鋁合金2024-T4板材?；瘜W成分（質量分數(shù)/%）為 3.77 Cu、1.76 Mg、0.5 Si、0.5 Fe、0.37 Mn、0.15 Ti和 92.95 Al。試樣制備過程包括機械加工、預腐蝕、清洗和制斑噴漆。首先，沿著軋制方向截取狗骨形試樣，尺寸如圖1所示。測得該材料的單軸拉伸屈服強度為352 MPa，抗拉強度為 492 MPa。其次，將所有試樣均勻浸入標準剝落腐蝕溶液中96 h，以產(chǎn)生預腐蝕損傷。腐蝕液由以下方法配制，將氯化鈉（NaCl）234 g，硝酸鉀（KNO3）50 g 和硝酸（HNO3）6.3 mL與蒸餾水混合稀釋至1 L。然后對預腐蝕樣品進行超聲波清洗，去除表面腐蝕產(chǎn)物。在試樣表面觀察到典型的腐蝕形態(tài)，如圖1所示。最后，在樣品表面用啞光漆制備隨機黑白散斑，便于DIC分析。

1.2 實驗流程

利用Instron-8803疲勞試驗機，在室溫下對預腐蝕試樣進行兩組不同最大應力水平和應力比的疲勞實驗，如圖2所示。在第一組中，設置最大應力為 222 MPa，278 MPa 和 333 MPa，分別對應于抗拉強度的45%，58%和68%，設置應力比R為0.2。在第二組中，應力比R設置為0.1，0.2和0.5，并將最大應力設置為常數(shù)333 MPa。所有測試的加載頻率f均為4 Hz。每種加載條件進行三次重復實驗。

圖1 試件尺寸及表面預腐蝕形貌Fig. 1 Specimen size and surface pre-corrosion morphology

圖2 加載曲線示意圖 （a）不同應力水平加載波形；（b）不同應力比加載波形Fig. 2 Schematic diagram of fatigue waveforms （ a） applied fatigue stress waveforms for different maximum stresses；（b）applied fatigue stress waveforms for different stress ratios.

在疲勞加載過程中，通過商業(yè)軟件VIC-3D拍攝指定疲勞周期零載荷水平下試樣表面的雙目圖像。為了確保捕獲散斑圖像的質量，在拍攝圖像時臨時中斷加載并降至零載荷。相機分辨率為1524 ×3205像素。測試結束后，通過VIC-3D軟件對采集到的試件雙目圖像序列進行處理得到應變場。設置計算的子集大小為27 × 27像素，步長為5像素。

2 結果與分析

2.1 疲勞壽命分析

圖3為不同加載條件下預腐蝕試樣對應的實測疲勞壽命。由圖3可以看出，對于相同的應力比0.2，在最大應力分別為 222，278 和 333 MPa情況下，平均疲勞壽命分別為42742，20534和12004周次。與最大應力222 MPa相比，最大應力為278 MPa和333 MPa加載試樣的平均疲勞壽命分別降低了52%和72%。對于相同的最大應力333 MPa，在應力比分別為0.1，0.2和0.5情況下，平均疲勞壽命分別為9158，12004和32081周次。與應力比為0.5的試樣相比，應力比為0.2和0.1的試樣的平均疲勞壽命分別降低了62.5%和71.4%。這些實驗結果清楚地表明，最大應力和應力比對預腐蝕AA2024-T4的疲勞性能存在重要影響。

圖3 不同加載條件下的疲勞壽命Fig. 3 Measured fatigue lives of pre-corroded specimens under different loading conditions

2.2 基于 3D-DIC 的裂紋萌生和擴展研究

為了進一步描述預腐蝕試樣中宏觀裂紋萌生和擴展的時空演化特征，用3D-DIC計算了在特定疲勞循環(huán)中對應于零載荷水平時試樣的最大拉伸應變場。圖 4 給出了在應力水平 σmax= 222 MPa，R = 0.2時預腐蝕試樣的典型DIC結果。在30000個周期之前沒有觀察到明顯的應變集中（圖4（a））。隨著循環(huán)次數(shù)增加到42200次，在試樣的左邊緣出現(xiàn)一個應變局部化區(qū)域（圖4（b），由白色箭頭指示），反映出損傷已經(jīng)逐漸局部化，并導致裂紋萌生。從關鍵損傷區(qū)Ⅰ1的放大視圖中，檢測到與垂直方向（加載方向）方向呈63°角的裂紋。結果表明，裂紋萌生區(qū)域遠離試樣長度方向的中間位置（對應于最小橫截面面積），表明腐蝕損傷對疲勞裂紋萌生位置有顯著影響?？紤]到裂紋閉合效應會對疲勞裂紋長度測量產(chǎn)生一些不利影響[22]，這里僅通過DIC識別裂紋的起始和方向，在今后的工作中將通過微觀DIC對裂紋長度和裂紋閉合進行更深入的分析。裂紋隨著疲勞循環(huán)次數(shù)的增加而同時擴展（圖4（c）和（d））。應變場演化表明，裂紋的長度和寬度變得越來越大，導致43371周次時試件斷裂（圖 4（e））。

圖 5 顯示了在應力水平 σmax= 278 MPa，R =0.2時試樣中最大拉伸應變場的演變。局部損傷區(qū)域在 18000次循環(huán)之前不明顯（圖 5（a））。在18600次循環(huán)后，在試樣的左邊緣觀察到一個應變集中區(qū)域Ⅱ1，它具有明顯高于其他區(qū)域的應變值（圖5（b），如箭頭所指），這表明裂紋已經(jīng)在該區(qū)域（遠離試樣的中間長度位置）開始萌生。裂紋取向與垂直方向成61°角。與222 MPa的最大應力相比，較高的最大應力導致疲勞裂紋過早出現(xiàn)。裂紋在疲勞載荷作用下從18900周次到19100周次快速增長（圖 5（c）和（d）），并導致試樣在 19136 周次時斷裂（圖 5（e））。與最大應力為 222 MPa的情況類似，單裂紋萌生并主導了整個破壞過程。

對于應力水平為 σmax= 333 MPa，R = 0.2 的試樣，圖6所示的應變云圖反映了疲勞裂紋的萌生和擴展。在損傷累積和局部化后，經(jīng)過12800次循環(huán)，在試樣右邊緣的Ⅲ1區(qū)域形成了裂紋（圖6（b））。如第Ⅲ1區(qū)的放大視圖所示，裂紋方向與垂直方向成62°的夾角。隨著疲勞循環(huán)次數(shù)的增加，裂紋逐漸擴展（圖6（c）），紅色應變集中區(qū)反映了這一點。在13200周次疲勞循環(huán)后，一些其他裂紋也在試樣的左側邊緣成核（圖6（d），由白色箭頭指示）。起源于Ⅰ1和Ⅰ2區(qū)域的兩個主裂紋的快速擴展和結合導致了最終的失效（圖 6（e））。

圖4 應力水平為222 MPa，應力比為0.2條件下的預腐蝕鋁合金損傷演化、裂紋萌生與擴展 （a）30000周次；（b）42200周次；（c）42800周次；（d）43300周次，（e）43371周次Fig. 4 Evolution of maximum tensile strain，visualization of damage，crack initiation and propagation in pre-corroded aluminum alloy at a stress level of σmax = 222 MPa，R = 0.2 （a）30000 cycles；（b）42200 cycles；（c）42800 cycles；（d）43300 cycles；（e）43371cycles

圖5 應力水平為 278 MPa，應力比為 0.2條件下的預腐蝕鋁合金損傷演化、裂紋萌生與擴展 （a）18000周次；（b）18600周次；（c）18900周次；（d）19100周次；（e）19136周次Fig. 5 Evolution of maximum tensile strain，visualization of damage，crack initiation and propagation in pre-corroded aluminum alloy at a stress level of σmax = 278 MPa， R = 0.2 （ a） 18000 cycles； （ b） 18600 cycles； （ c） 18900 cycles；（d）19100 cycles；（e）19136 cycles

圖6 應力水平為 333 MPa，應力比為 0.2條件下的預腐蝕鋁合金損傷演化、裂紋萌生與擴展 （a）12500周次；（b）12800周次；（c）13000周次；（d）13200周次；（e）13203周次Fig. 6 Evolution of maximum tensile strain，visualization of damage，crack initiation and propagation in pre-corroded aluminum alloy at a stress level of σmax = 333 MPa， R = 0.2 （ a） 12500 cycles； （ b） 12800 cycles； （ c） 13000 cycles；（d）13200 cycles；（e）13203 cycles

圖7 應力水平為 333 MPa，應力比為 0.1條件下的預腐蝕鋁合金損傷演化、裂紋萌生與擴展 （a）9000周次；（b）10000周次；（c）10200周次；（d）10400周次；（e）10469周次Fig. 7 Evolution of maximum tensile strain，visualization of damage，crack initiation and propagation in pre-corroded aluminum alloy at a stress level of σmax = 333 MPa， R = 0.1 （ a） 9000 cycles； （ b） 10000 cycles； （ c） 10200 cycles；（d）10400 cycles；（e）10469 cycles

圖 7 顯示了對應于 σmax= 333 MPa，R = 0.1 應力水平的應變場演變。9000次循環(huán)之前應變場相對均勻（圖7（a））。然后，在加載至10000次時（圖7（b）），在試樣的左邊緣（分別位于下部和中部，由白色箭頭指示）出現(xiàn)兩個相鄰的應變集中區(qū)域Ⅳ1和Ⅳ2，表明兩個裂紋已經(jīng)在這兩個區(qū)域中成核。其中Ⅳ1區(qū)（應變相對較大的區(qū)域）萌生的裂紋與垂直方向呈60°角。這兩個裂紋隨著疲勞周期的增加而持續(xù)增長（圖 7（c），（d））?？梢园l(fā)現(xiàn)，這兩個相鄰的裂紋是相互競爭的關系，并且Ⅳ1區(qū)的裂紋擴展速率明顯快于Ⅳ2區(qū)。最后，萌生于關鍵損傷區(qū)Ⅳ1的裂紋快速擴展導致最終失效（圖7（e）），而另一個裂紋沒有進一步擴展。

對于 σmax= 333 MPa，R = 0.5 時的應力水平，應變場如圖8所示。在疲勞載荷作用下的損傷累積后，在32100次循環(huán)時試樣的兩側分別出現(xiàn)兩個應變集中區(qū)Ⅴ1和Ⅴ2，表明兩個裂紋在這兩個區(qū)域開始萌生（圖8（b）中的箭頭所示）。位于試樣中部的Ⅴ1區(qū)應變相對大于位于上部的Ⅴ2區(qū)，并且Ⅴ1區(qū)的裂紋方向與垂直方向成68°角。此后，這兩個裂紋隨著加載繼續(xù)增長（圖 8（c）和（d））。源自區(qū)域Ⅴ1的裂紋的快速擴展導致最終失效（圖8（e））。值得注意的是，來自Ⅴ2區(qū)的裂紋同時擴展，并導致了較大的二次斷裂。

2.3 斷口形貌分析

如上所述，通過DIC結果確定了促進疲勞裂紋萌生的關鍵損傷區(qū)域。為了進一步分析失效特征，進行了斷口分析，給出了微觀斷裂特征，重點分析疲勞裂紋萌生部位。圖9、圖10和圖11顯示了與圖4、圖5、圖6、圖7和圖8相對應的失效試樣的典型斷裂形態(tài)。觀察到典型的河流模式以追蹤裂紋起始位置和裂紋擴展方向。發(fā)現(xiàn)疲勞裂紋起源于試樣邊緣的局部腐蝕區(qū)域，表明局部腐蝕的存在導致應力集中促進裂紋萌生。裂紋從萌生源向周圍區(qū)域徑向擴展。從裂紋萌生區(qū)的擴大視圖來看，在疲勞裂紋源區(qū)（局部腐蝕）處觀察到典型的準解理斷裂特征，表明腐蝕引起了明顯的材料氫脆現(xiàn)象。

2.4 斷裂過程分析討論

圖8 應力水平為 333 MPa，應力比為 0.5條件下的預腐蝕鋁合金損傷演化、裂紋萌生與擴展 （a）30000周次；（b）32100周次；（c）33000周次；（d）33200周次；（e）33205周次Fig. 8 Evolution of maximum tensile strain，visualization of damage，crack initiation and propagation in pre-corroded aluminum alloy at a stress level of σmax = 333 MPa，R = 0.5 （a）30000 cycles；（b）32100 cycles；（c）33000 cycles；（d）33200 cycles；（e）33205 cycles

圖9 預腐蝕試件的典型斷口形貌 （a），（b）應力水平為 222 MPa，應力比為 0.2；（c），（d）應力水平為278 MPa，應力比為 0.2Fig. 9 Fracture morphology of pre-corroded aluminum alloy （a），（b）σmax = 222 MPa，R = 0.2；（c），（d）σmax = 278 MPa，R = 0.2.

圖10 應力水平為333 MPa，應力比為0.2條件下預腐蝕試件的典型斷口形貌 （a），（b）區(qū)域Ⅲ1斷口特征及局部放大形貌；（c），（d）區(qū)域Ⅲ2斷口特征及局部放大形貌Fig. 10 Fracture morphology of pre-corroded aluminum alloy at a stress level of σmax = 333 MPa，R = 0.2. （a），（b）regionⅢ1 and enlarged view；（c），（d）region Ⅲ2 and enlarged view

疲勞裂紋起源于局部腐蝕區(qū)域，并伴隨著典型的準解理斷裂特征的現(xiàn)象，與文獻[15，23-25]中報道的結果相一致，揭示了局部腐蝕的應力集中加速了裂紋的萌生，并且預腐蝕導致了鋁合金的氫脆。本工作進一步通過DIC應變圖研究了預腐蝕鋁合金在不同加載條件下疲勞裂紋萌生和擴展的時空特征。結果表明，試件邊緣局部腐蝕對疲勞裂紋萌生位置有顯著影響。大多數(shù)裂紋萌生源都位于遠離試件中間長度的位置，與中間長度位置相比，萌生源區(qū)的應力相對較小。這些現(xiàn)象表明，腐蝕損傷可以明顯改變疲勞裂紋的形核位置。此外，通過DIC識別的裂紋方向與加載方向的角度范圍為60°~68°，表明疲勞裂紋擴展的早期階段可以用KⅠ/KⅡ混合模式來描述。已有大量基于斷裂力學[9，23，26-27]預測預腐蝕鋁合金疲勞壽命的建模工作。然而，這些工作沒有考慮混合型開裂行為。本工作實驗中的觀察結果可以為通過考慮混合型斷裂來改進建模工作提供實驗參考。

圖11 預腐蝕試件的典型斷口形貌 （a），（b）應力水平為 333 MPa，應力比為 0.1；（c），（d）應力水平為 333 MPa，應力比為0.5Fig. 11 Fracture morphology of pre-corroded aluminum alloy （a），（b）σmax = 333 MPa，R = 0.1；（c），（d）σmax = 333 MPa，R = 0.5.

此外，本工作實驗中觀察到了四種典型的斷裂模式：單一裂紋模式、多裂紋聯(lián)合、多裂紋競爭和多裂紋平行擴展模式。單一裂紋模式如圖4和圖5所示，發(fā)生在相對較低的最大應力水平。在這種模式下，只有一條裂紋起源于局部腐蝕，并隨著疲勞周期的增加而沿一定角度擴展，直至斷裂。在相對較高的最大應力水平下，發(fā)現(xiàn)多個裂紋在試樣邊緣的不同區(qū)域萌生，如圖7、圖8和圖9所示，這可以區(qū)分為多裂紋聯(lián)合、多裂紋競爭和多裂紋平行擴展模式。對于多裂紋聯(lián)合模式，發(fā)現(xiàn)多個裂紋在不同區(qū)域同時萌生和擴展，兩個萌生于關鍵損傷區(qū)的主裂紋聯(lián)合導致最終失效。對于多裂紋競爭模式，兩個或兩個以上的裂紋在相鄰區(qū)域產(chǎn)生，但只有一個最終形成主裂紋并導致失效。對于多裂紋平行擴展模式，發(fā)現(xiàn)多個裂紋在沒有交互作用的情況下同時平行擴展。實驗結果表明，不同模式下的斷裂路徑有很大差異。這些斷裂模式是由加載條件的耦合效應和關鍵損傷區(qū)域的相對位置決定的。較高的最大應力水平促進了多重裂紋的萌生，這與文獻[28]中報道的發(fā)現(xiàn)一致。關鍵損傷區(qū)域的相對位置與局部腐蝕的分布有關，對斷裂模式有重要影響。例如，如圖7所示，兩個裂紋在相鄰區(qū)域開始萌生，觀察到一個裂紋的快速增長明顯抑制了另一個裂紋的擴展。

3 結論

（1）采用DIC應變圖和SEM斷口形貌研究2024-T4鋁合金在三種最大應力和應力比下的失效過程。表明最大應力和應力比對預腐蝕AA2024-T4的疲勞性能有明顯影響。

（2）局部腐蝕穿透試樣邊緣，促進疲勞裂紋萌生，顯著影響裂紋的形核位置、裂紋取向和斷裂方式，并伴隨材料脆化。

（3）通過DIC識別的裂紋方向與加載方向之間夾角為60°～68°，表明疲勞裂紋擴展的早期階段可以用KⅠ/KⅡ混合模式描述。

（4）觀察到四種典型的斷裂模式：單裂紋斷裂、多裂紋合聯(lián)合、多裂紋競爭和多裂紋平行擴展，它們是由加載條件和關鍵損傷區(qū)域的相對位置決定的。