航空高強度LY12CZ鋁合金腐蝕剩余強度預測

李旭東，穆志韜，劉治國

（海軍航空工程學院 青島校區，山東 青島 266041）

對于在沿海機場服役的飛機結構，腐蝕損傷是一種主要的結構損傷形式，是很多故障的主要誘因之一。腐蝕坑的存在降低了疲勞裂紋萌生的門檻，而疲勞裂紋的萌生和擴展會引起材料力學性能的下降，威脅機體結構的完整性和飛行安全[1—4]。由于鋁合金材料大量應用于飛機機體結構中，在腐蝕環境下容易產生腐蝕坑，加速疲勞裂紋的萌生和擴展過程，因此引發了相關研究熱潮。以Sankaran，Hillberry，Hoeppner，Newman等為代表的學者主要在腐蝕擴展規律[5]、腐蝕損傷評估[6]、腐蝕損傷下疲勞裂紋萌生和擴展行為[7]、腐蝕損傷下疲勞壽命衰減規律[8]等方面開展了大量研究。因此文中針對航空鋁合金，研究其腐蝕損傷與結構剩余強度的關系具有重要的工程意義，可為腐蝕條件下飛機結構損傷容限評估奠定基礎。

1 實驗

1.1 材料

試樣所用材料為航空用LY12CZ鋁合金，材料的力學性能（實測值）：抗拉強度為447MPa，屈服強度為293MPa。沿軋制方向截取啞鈴狀試件，其尺寸如圖1所示，厚度為1mm。

圖1 試樣尺寸Fig.1 Detailsofspecimen size

1.2 方法

預腐蝕試驗按照美國材料協會ASTM G34-1標準進行[9]。首先用丙酮溶液清洗試件表面，將試驗件浸潤在EXCO溶液中。控制浸潤時間分別為12，24，36，72 h，以在試件表面造成不同程度的腐蝕損傷。用酒精溶液對腐蝕后的試件進行清洗，去除試件表面的腐蝕附著物。

利用科士達KH-7700三維掃描電子顯微鏡對腐蝕后的試件表面進行觀測，獲得其腐蝕坑的三維和二維形貌，如圖2所示。統計腐蝕坑的數目和深度，不難發現腐蝕坑深度較好地服從Weibull分布，如圖3所示。

圖2 腐蝕試件表面三維形貌與二維形貌Fig.2 Three-dimensional and two-dimensional topography of the corroded specimen surface

預腐蝕試件在Instron 8801試驗機上進行室溫下的靜拉伸試驗，加載速率為0.02mm/s，直至試件斷裂，獲得其剩余靜拉伸強度。

2 結果及討論

2.1 腐蝕損傷對材料靜強度的影響

針對腐蝕不同時間后的試件表面損傷區域，在金相顯微鏡下放大300倍隨機選取視場進行觀測，試件腐蝕區的損傷形貌對比如圖4所示。可以看出，隨著腐蝕損傷加深，試件表面逐步變得粗糙。LY12CZ鋁合金在空氣中形成一層氧化保護層，在酸性EXCO溶液中，氧化保護膜會被溶液中的Cl-溶解破壞，使得腐蝕向鋁合金基體擴展。鋁合金是面心六面體結構，晶粒之間的結合面抗腐蝕能力較差，因此腐蝕損傷首先在晶粒結合部位發生，鋁合金晶粒輪廓逐步顯現，呈現出典型的晶間腐蝕形貌，此時形成的腐蝕坑深度較淺，表面積很小，如圖4b所示。隨著浸潤時間的延長，晶間腐蝕擴展，腐蝕坑分布密度增大，較大的腐蝕坑相互連接，形成大面積剝蝕，晶粒從基體材料上被腐蝕掉，如圖4c和d所示。在外載荷作用下，一方面腐蝕坑會造成應力集中，另一方面腐蝕損傷易造成材料基體松動，使得材料的力學性能下降。

對靜拉伸試驗得到的數據進行處理，獲得了材料拉伸強度隨著腐蝕損傷的變化曲線，如圖5所示。從圖5中可明顯看出，預腐蝕試件的拉伸強度相對于無腐蝕損傷試件均出現了明顯的下降，剩余強度隨腐蝕浸潤時間大致呈線性遞減關系。

圖3 不同浸潤試件表面的腐蝕坑深度Weibull分布P-P圖Fig.3 Weibulldistribution P-Pplotof corrosion pits for specimenwith differentexposureduration

圖4 不同浸潤時間下的試件腐蝕損傷形貌Figs.4 Corrosion damagemorphology of specimen after different exposure times

圖5 剩余強度隨著浸潤時間的變化曲線Fig.5 Residualstrength versusexposure duration

2.2 基于AFGROW的剩余靜強度預測

對于斷口觀測，如圖6所示，斷面上的腐蝕坑多呈半橢圓形。根據試驗件斷口形態，得到了腐蝕坑物理模型。將該腐蝕坑放置于試件中心位置，利用AFGROW軟件建模，進行腐蝕構件的強度預測[10]。分別取前面測得的不同浸潤時間下試件表面腐蝕坑深度和長度的平均值和最大值為該試件腐蝕損傷的特征參數a和2c，計算得到基于兩種特征參數的剩余強度曲線，如圖7所示。從圖7中可以看出，基于腐蝕坑平均值所得到的剩余強度估計值比較接近實驗值，偏差不超過10%，有一定的工程參考價值，但是剩余強度估計偏高，偏危險；基于腐蝕坑最大值得到的剩余強度估計值與實驗值偏差較大，超過20%，但是估計值偏低，偏安全。利用該模型可以給出材料剩余強度的上下限，具有工程參考意義。

圖6 斷面上的腐蝕坑及腐蝕坑物理模型Fig.6 Corrosion pitgeometry and physicalmodel in fracture surface

圖7 不同浸潤時間下的試件剩余強度預測值Fig.7 Residual strength prediction of specimen of different exposure duration

2種預測模型與實驗值的誤差隨著腐蝕時間的延長而增長，預測精度逐步下降。這是因為腐蝕時間較短的時候，腐蝕損傷程度輕，腐蝕坑的平均值與最大值相差不大。隨著腐蝕程度的加重，腐蝕坑的差異程度加大，多條裂紋萌生與連接現象更為普遍，影響因素趨于增多，影響機理更為復雜，難以對剩余強度作出準確的預測。因此上述模型在應用于重損傷試驗件預測時，必須考慮多腐蝕坑萌生與多裂紋擴展的影響。

3 結論

1）LY12CZ鋁合金材料在EXCO溶液中容易產生腐蝕損傷，形成點蝕腐蝕坑，腐蝕損傷的程度受腐蝕時間控制。隨著腐蝕損傷加重，晶間腐蝕傾向明顯[11]。

2）預腐蝕試驗件的剩余強度隨腐蝕損傷程度加深呈下降趨勢，大致隨腐蝕浸潤時間的延長而遞減。

3）利用AFGROW軟件，提供了一種預測預腐蝕試驗件剩余強度的簡易方法，為飛機結構腐蝕損傷容限分析奠定了基礎。

[1] LIXu-dong，WANG Xi-shu，REN Huai-hui，et al.Effect of Prior Corrosion State on The Fatigue Small Cracking Behavior of 6151-T6 Aluminum Alloy[J].Corrosion Science，2012，55：26—33.

[2]李旭東，穆志韜，劉治國，等.預腐蝕鋁合金材料裂紋萌生壽命評估[J].裝備環境工程，2012，9（5）：24—28. LIXu-dong，MU Zhi-tao，LIU Zhi-guo，etal.Evaluation of Fatigue Initial Life for Aluminum Alloy with Pre-corrosion [J].Equipment Environmental Engineering，2012，9（5）：24—28.

[3]李旭東，穆志韜，劉治國，等.基于分形理論的6A02鋁合金腐蝕損傷評估[J].裝備環境工程，2012，9（4）：27—30. LIXu-dong，MU Zhi-tao，LIU Zhi-guo，etal.Evaluation of Corrosion Damage for 6A02 Aluminum Alloy Based on Fractal Theory[J].Equipment Environmental Engineering，2012，9（4）：27—30.

[4] 李旭東，劉治國，穆志韜.基于短裂紋的LD10CZ鋁合金腐蝕疲勞裂紋擴展研究[J].海軍航空工程學院學報，2013，28（1）：47—52. LI Xu-dong，LIU Zhi-guo，MU Zhi-tao，et al.Fatigue Crack Growth of LD10CZAluminum Alloywith Pre-Corrosion Based on Micro-Crack[J].Journal of Naval Aeronauticaland Astronautical，2013，28（1）：47—52.

[5]SANKARAN K K，PEREZ R，JATA K V.Effects of Pitting Corrosion on the Fatigue Behavior of Aluminum Alloy 7075-T6：Modeling and Experimental Studies[J].Materials Scienceand Engineering，2001，A297：223—229

[6]GRUENBERG K M，CRAIG B A，HILLBERRY BM，etal. Predicting Fatigue Life of Pre-corroded 2024-T3 Aluminum [J].International Journalof Fatigue，2004，26：629—640

[7]BURNS J T，LARSEN JM，GANGLOFF R P.Effect of Initiation Feature on Microstructure Scale Fatigue Crack Propagation in Al-Zn-Mg-Cu[J].International Journal of Fatigue，2012，42：104—121

[8]LIAOM，RENAUDG，BELLINGER N C.FatigueModeling for Aircraft Structures Containing Natural Exfoliation Corrosion[J].International Journal of Fatigue，2007，29：677—686

[9] Standard testmethod for exfoliation corrosion susceptibility in 2XXX and 7XXX series aluminum alloys（EXCO test）[S].ASTM G34201，USA：American Society for Testing and Materials，2002.

[10]HARTER JA.AFGROW Users Guide and TechnicalManual[Z].AFRL-VA-WP-TR-2002，2002.

[11]趙立華.超高強度鋁合金研究現狀及發展趨勢[J].四川兵工學報，2002011，32（10）：147-150. ZHAO Li-Hua.Current Status and Trends in Ultra high Strength Aluminum Alloy Research[J].Journal of Sichuan Ordnance，2011，32(10):147-150.