某型飛機典型結(jié)構(gòu)應力腐蝕開裂原因分析

范鑫 姚亮亮 王亞南 王燕禮/ 國營蕪湖機械廠 陸軍裝備部駐重慶地區(qū)軍事代表局駐昆明地區(qū)第一軍事代表室

0 引言

某型飛機在正常進廠維修作業(yè)中，發(fā)現(xiàn)在R 角圓弧底端區(qū)域、緊固件孔邊以及兩孔之間的圓心連線處等一些典型結(jié)構(gòu)上出現(xiàn)了裂紋，嚴重影響飛機的結(jié)構(gòu)完整性，危害飛行安全。出現(xiàn)裂紋的典型結(jié)構(gòu)均采用AA7B04 厚軋板制造，這些裂紋的擴展方向與結(jié)構(gòu)承受的服役載荷方向平行，也與板材的軋制方向平行，打開裂紋后觀察到裂紋表面存在腐蝕產(chǎn)物、腐蝕嚴重。失效分析結(jié)論證實，這些結(jié)構(gòu)的失效形式均為應力腐蝕開 裂（SCC）。

1 材料分析

AA7B04 是7 系高強鋁合金，是在7A04 基礎上通過進一步純化鐵和硅等雜質(zhì)元素而來，其抗疲勞和抗斷裂性能得到相應的提高[1-3]。但是，熱處理制度對該合金的SCC 敏感性有特別明顯的影響，這是因為熱處理工藝不同會導致合金組織的微小變化，從而引發(fā)SCC敏感性出現(xiàn)大幅度波動[4-5]。調(diào)查發(fā)現(xiàn)，該結(jié)構(gòu)使用的高強AA7B04 熱處理狀態(tài)為T651，即峰值時效+預拉伸。

通過透射電子顯微鏡技術(shù)（TEM）觀察到的該合金微觀組織結(jié)構(gòu)如圖1 所示，顯示晶界上分布著連續(xù)鏈狀且細小的彌散相（MgZn2相）[6-7]，且存在一定寬度的晶界無析出帶（PFZ），寬度約為20 ～30nm；晶內(nèi)有大量均勻細密且尺寸較小的粒狀/球狀析出物和細小的半共格GP 區(qū)，根據(jù)形狀和尺寸可以推斷粒狀/球狀物為不穩(wěn)定MgZn2相[8-9]；圖1 中還顯示一些晶內(nèi)析出相已經(jīng)長大成長棒狀，可以看到一些尺寸較大的粒子不規(guī)則地分布在晶內(nèi)，這些粒子應該是CuAl2、Mg2Si 等難溶相[9]。晶界上分布著連續(xù)鏈狀的彌散相，該晶界組織對SCC 和剝落腐蝕十分敏感[10-12]，這是因為在3.5%NaCl 溶液中，MgZn2相的電位（-1.05V）明顯低于α-Al 基體的電位（-0.73V），故在環(huán)境腐蝕作用下，MgZn2相將作為陽極優(yōu)先溶解，形成沿晶界的有選擇性的陽極溶解通道。尤其是在有Cl-存在的情況下，厚板的高向（ST 方向）SCC 敏感性十分明顯。另外，還可以看到合金晶內(nèi)仍有淬火殘留下來的位錯線塞積在晶界附近，它們與晶界有交點，意味著晶內(nèi)結(jié)構(gòu)不均勻，該交接處在應力作用下會產(chǎn)生應力集中，往往是應力腐蝕的裂紋源。

此外，峰值時效狀態(tài)下存在著嚴重的Mg 偏析，很可能因為Mg-H 作用導致合金SCC 敏感性較高。Mg-H 復合體理論認為7000 系鋁合金含有較多Mg，從而導致晶界上存在著過量的自由鎂，易與氫形成Mg-H 復合體，造成晶界上固溶氫增加，形成氫偏聚，使得晶界結(jié)合能下降，從而促進了裂紋的擴展。Mg-H 相互作用已得到試驗證 實[13-16]。

采用背散射電子衍射技術(shù)（EBSD）觀察到的該合金縱斷面金相組織如圖2所示?？梢钥闯?，晶粒平行軋制方向被嚴重拉長，縱橫比達到10 以上，晶界傾向于分布在同一個平面內(nèi)，這些特征為晶間腐蝕提供了連續(xù)的發(fā)展空間[17]。這是因為拉長晶粒使腐蝕產(chǎn)物沿晶界連續(xù)分布，腐蝕溶液很容易滲透到腐蝕尖端，從而進一步促使晶間腐蝕的 延伸。

圖1 7B04-T651材料微觀組織結(jié)構(gòu)（TEM）

圖2 7B04-T651材料微觀組織結(jié)構(gòu)（EBSD）

2 緊固件孔過渡配合應力計算分析

調(diào)查發(fā)現(xiàn)， 發(fā)生SCC 的連接孔與緊固件以過渡配合形式安裝。以發(fā)生SCC 的?8 孔為例，孔的加工公差要求為H9（0 ～+0.036mm）， 緊 固 件 螺 栓MJ8×1.25 的公差要求為d1（極限偏差為+0.006 ～+0.028mm，材料TC16，強度極限1030 ～1180MPa）。為此，計算在不同單邊過渡量條件下配合時，過渡量分別為0.010mm、0.012mm、0.014mm、0.016mm、0.018mm、0.020mm 時孔邊的應力分布狀態(tài)。垂直于裂紋擴展方向的孔邊應力分布云圖如圖3 所示，不同單邊過渡量裝配時的孔邊最大應力如圖4 所示。

結(jié)果表明，當單邊過渡量為0.010mm 時，孔邊存在104MPa 拉應力；當單邊過渡量增大為0.012mm 時，孔邊存在125MPa 拉應力，已經(jīng)大于7B04-T6 狀態(tài)下應力腐蝕門檻值120MPa[18]。因此，在特定的腐蝕環(huán)境下必然會發(fā)生SCC。另外，孔邊本身就存在應力集中，且腐蝕介質(zhì)容易殘留在孔周圍，更易誘發(fā)SCC。

因此，飛機制造和維修中，應嚴格控制過渡量，減小緊固件配合引入的拉應力值?；蝾A先采用孔擠壓技術(shù)對孔進行強化，在孔壁引入一定的殘余壓應力，以抵消過渡配合造成的拉應力，從而避免或降低孔結(jié)構(gòu)發(fā)生應力腐蝕的可能性。

3 R 角結(jié)構(gòu)不匹配裝配應力計算分析

調(diào)查發(fā)現(xiàn)，在分解某些下緣條與下壁板連接螺栓后，二者之間均存在大小不等的間隙，且沒有安裝補償墊板，最大間隙超過1mm。若裝配時僅通過加大螺栓預緊力，強迫去除下緣條與下壁板之間的間隙，則這種不匹配裝配必然產(chǎn)生裝配應力，特別是在R角底部。間隙分別為0.1mm、0.2mm、0.3mm和0.4mm 時，R 角處的裝配應力（該應力垂直于裂紋擴展方向）如圖5 所示。顯然，這種不匹配安裝方法會在R 角內(nèi)弧區(qū)域產(chǎn)生較大拉應力，在特定腐蝕環(huán)境中將導致發(fā)生SCC 的可能性大增。

圖3 孔邊應力分布云圖

圖5 R角不匹配裝配應力分布云圖

圖4 孔邊應力隨過渡量變化趨勢

4 制造工藝分析

設計要求飛機典型結(jié)構(gòu)用模鍛件制造，但也允許用δ=50mm 的厚板加工制造。實際生產(chǎn)采用后一種方法。圖6 顯示，采用后一種方法，SCC 裂紋正好垂直于板材高向，而鋁合金厚軋板受晶粒取向影響，其高向應力腐蝕傾向是最嚴重的，即工程中使用了材料SCC 性能最差的方向。其次，這種加工方法去除了具有很好耐腐蝕性的包鋁層，而在存在包鋁層的基礎上進行陽極化處理，陽極化膜厚度將更大更均勻。此外，不當?shù)你娤鞴に囈部赡茉诒砻嬉霘堄嗬?應力。

5 服役大氣環(huán)境分析

大氣一般分為工業(yè)大氣、海洋大氣、海洋工業(yè)大氣、城市大氣、農(nóng)村大氣和一般大氣環(huán)境。工業(yè)大氣環(huán)境中的污染物主要是硫化物，其溶解于金屬表面水膜時具有強腐蝕性，會引起腐蝕產(chǎn)物的自催化而加速腐蝕作用。海洋大氣中主要是含海鹽粒子，其濃度隨著與海岸距離的增加而減小。海洋工業(yè)大氣中既有有害工業(yè)廢氣又含海鹽粒子，SO2和海鹽粒子聯(lián)合作用對金屬的腐蝕比單一SO2或CL-的作用嚴重得多。隨著近年來工業(yè)化進程的加快，大量工業(yè)廢氣排放到空氣中，氯離子普遍存在于大氣中，各地大氣污染數(shù)據(jù)見表1。從中可以看出，即使是西部沙漠地區(qū)，由于空氣塵降物中富含鹽類物質(zhì)，對鋁合金的破壞反而比東部城市的大氣嚴重。無論在東部沿海、工業(yè)城市，還是在西部戈壁、沙漠地區(qū)，典型結(jié)構(gòu)所用鋁合金材料都同樣受到Cl-的侵襲，這為7B04-T6 鋁合金發(fā)生SCC 提供了必要的環(huán)境條件。

圖6 構(gòu)件加工示意圖

表1 各地大氣污染數(shù)據(jù)

6 結(jié)論及建議

以上分析表明：典型結(jié)構(gòu)使用AA7B04-T6，受材料微觀組織結(jié)構(gòu)影響，其抗SCC 性能較低；不當過渡配合會在孔邊產(chǎn)生大于AA7B04-T6 應力腐蝕門檻值的拉應力；不匹配安裝會在R 角內(nèi)側(cè)產(chǎn)生大于AA7B04-T6 應力腐蝕門檻值的拉應力；實際構(gòu)件加工方法造成孔結(jié)構(gòu)和R 角內(nèi)側(cè)恰好是軋制鋁合金的高向，這是SCC 性能最薄弱的方向；隨著工業(yè)化進程的加快，大量工業(yè)廢氣排放到空氣中，氯離子普遍存在于大氣中，提供了特定的腐蝕環(huán)境。此外，孔邊存在結(jié)構(gòu)應力集中且容易富集腐蝕溶液，不銑削工藝會在構(gòu)件表面引入殘余拉應力。綜上所述，這些因素的耦合最終導致了典型結(jié)構(gòu)SCC 的發(fā)生。

因此，為提高飛機典型結(jié)構(gòu)的應力腐蝕抗性，建議新飛機的制造在保障材料靜強度、疲勞強度、斷裂韌性等性能的前提下改變材料熱處理制度或更換材料，對不能更換材料的現(xiàn)役飛機，在維修中應嘗試對應力腐蝕開裂高頻區(qū)域采取局部強化處理以引入殘余壓應力，并做好局部阿洛丁氧化處理和漆層涂裝處理，以提高飛機結(jié)構(gòu)的應力腐蝕開裂抗性，具體建議如下。

1）新飛機制造中，在保障材料強度、剛度等性能的前提下，可考慮選用T74 或T73 熱處理狀態(tài)，大量文獻研究表明T74 狀態(tài)有很好的應力腐蝕抗性，而T73 狀態(tài)幾乎沒有應力腐蝕抗性 傾向。

2）已服役飛機的材料無法更換，可在維修中進行材料局部表面強化處理，如噴丸、滾壓、激光沖擊等技術(shù)，引入有益殘余壓應力；同時做好局部氧化處理，如阿洛丁可實現(xiàn)機體表面處理以及漆層涂裝處理。

3）制造或維修過程中應注意孔和緊固件之間的安裝過渡量，避免過渡量太大，引入拉應力；推薦采用孔擠壓技術(shù)，預先在孔壁引入有益的殘余壓 應力。

4）制造或維修過程中應注意R 角結(jié)構(gòu)的安裝，當構(gòu)件之間存在間隙時，推薦加裝補償墊片，杜絕不匹配強迫裝配而人為在R 角過渡圓弧底部引入拉應力。