腐蝕損傷對典型鋁合金結構疲勞壽命的影響研究

譚曉明，金平，蔡增杰，王剛，王德

（海軍航空工程學院 青島校區，山東 青島 266041）

海軍飛機在沿海高溫、高濕和高鹽分的嚴酷環境條件下服役，作為主體材料的高強度鋁合金將長期暴露在腐蝕介質中，導致其發生孔蝕、晶間腐蝕和剝蝕，引起結構疲勞壽命顯著衰減，大大縮短其使用壽命[1—2]。因此，海軍飛機結構的腐蝕損傷檢測、腐蝕損傷下疲勞性能退化規律以及飛行安全等方面，一直是國內外航空領域的研究熱點。

文中試圖通過腐蝕和疲勞試驗，研究確定腐蝕損傷尺寸與疲勞壽命腐蝕影響系數的對應關系，為外場腐蝕損傷檢測、維修及壽命管理提供重要的參考依據。

1 加速試驗環境譜

選取氯離子、二氧化硫、溫度和濕度等環境要素，考慮風向和風速的影響，編制了某機場環境譜，編制方法如圖1所示。

圖1 機場環境譜編制方法Fig.1 Establishmentmethod of the airport environment spectrum

選取5%（質量分數）NaCl溶液、溫度40℃的鹽霧條件作為實驗室加速腐蝕條件，確定在實驗室加速腐蝕條件與外場環境條件下鋁合金材料的腐蝕損傷模式一致和腐蝕損傷等效原則。參考文獻[2]給定的鋁合金在各種環境條件下的當量折算系數，編制了鋁合金關鍵結構的當量加速試驗環境譜，即在5% NaCl溶液、溫度40℃的鹽霧條件下作用189.7 h的腐蝕損傷，與機場環境條件下暴露腐蝕1 a的腐蝕損傷程度相當。

2 加速腐蝕試驗及腐蝕損傷規律

2.1 試驗件

試驗件材料為7B04鋁合金，某型飛機結構細節模擬件如圖2所示，厚度、孔徑及加工工藝均嚴格按照實際結構部位的要求，試驗件表面無涂層。

圖2 關鍵結構模擬件Fig.2 Fatigue specimen details

2.2 加速腐蝕試驗

針對如圖2所示的關鍵結構模擬件，采用編制的加速試驗環境譜進行當量加速腐蝕試驗。當量加速腐蝕試驗時間為2，4，5，7，8和10 a，分別隨機抽取5個試件進行留樣、清洗和干燥保存。

通過對不同當量腐蝕年限的試驗件進行觀察和腐蝕損傷檢測知，試驗進行至當量腐蝕2 a時，試驗件表面出現明顯的腐蝕斑點，在顯微鏡下觀察到試件表面比較均勻地分布著單個獨立的點腐蝕坑。隨著腐蝕時間的增長，腐蝕坑的深度和寬度都增大。在腐蝕的后期，多個蝕坑相互連接為一個大腐蝕坑，蝕坑底部起伏不平。當量加速腐蝕時間為2 a的試件表面和孔邊的腐蝕形貌分別如圖3和圖4所示。

2.3 腐蝕損傷動力學規律

腐蝕動力學規律指的是腐蝕量隨時間的變化規律，可以用多種函數形式描述[3—4]。文獻[5—7]指出，腐蝕深度D隨時間的變化規律可用冪函數式D=atb、指數函數式D=a ebt、自然對數線性函數式D=a+b ln t和線性函數式D=a+bt等模型來描述。腐蝕坑的深度D、寬度w和截面積A隨腐蝕時間的變化規律采用以上4種函數模型進行擬合，計算結果見表1。

圖3 腐蝕后的試件表面狀況Fig.3 Surface condition of corrosion specimen

圖4 結構細節的腐蝕狀況（×20）Fig.4 Corrosion condition ofstructuraldetail（×20）

表1 腐蝕損傷變化曲線擬合結果Table1 Fitting resultsof corrosion damagewith corrosion time

給定顯著水平α=0.05，表1的擬合結果表明，該型鋁合金材料腐蝕坑的深度、寬度和截面積隨腐蝕時間的變化規律滿足以上4種函數模型擬合的線性相關性要求。這說明在海洋環境下，采用以上4種函數模型描述腐蝕坑的深度、寬度和截面積隨腐蝕時間的變化規律是合理的。相對而言，腐蝕坑的深度和寬度隨腐蝕時間的變化規律采用冪函數模型擬合的相關性最好，而腐蝕坑的截面積隨腐蝕時間的變化規律采用指數函數模型擬合的相關性最好。

圖5—7給出了腐蝕損傷尺寸（深度D、寬度w和截面積A）隨腐蝕時間的變化規律。

圖5 腐蝕坑深度變化曲線Fig.5 Curve ofpitdepthwith corrosion time

圖7 腐蝕坑截面積變化曲線Fig.7 Curveofpitcrosssection areawith corrosion time

3 疲勞試驗及腐蝕影響系數

借助MTS810材料試驗系統進行腐蝕試驗后的等幅疲勞試驗，其結果見表2。疲勞壽命一般服從對數正態分布[2]，根據文獻[2],疲勞壽命腐蝕影響系數可定義為：

式中：N50（t）為預腐蝕時間t后的中值疲勞壽命；N50（0）為未腐蝕條件下的中值疲勞壽命。

根據參考文獻[2]，對表2中的腐蝕影響系數C和腐蝕時間t進行擬合，其表達式為：

表2 疲勞壽命腐蝕影響系數Table 2 Corrosion influencing factorof fatigue life

4 腐蝕影響系數與腐蝕損傷尺寸的對應關系

根據圖5—7中表示的腐蝕損傷尺寸和表2中的疲勞壽命腐蝕影響系數進行統計分析，計算結果分別如圖8—10所示。

從圖8—10可知，腐蝕寬度與疲勞壽命腐蝕影響系數相關性最好，腐蝕面積次之，腐蝕深度最差。在外場維修條件下，蝕坑截面積和蝕坑深度用常規的NDE/NDT方法難以進行準確的測量，然而蝕坑寬度的測量相比腐蝕面積和腐蝕深度的測量更容易實現。圖11描述了當量加速腐蝕時間與腐蝕寬度和腐蝕影響系數的關系曲線。在飛機結構使用過程中，若能獲得如圖11所示的關系曲線，那么對確保飛機結構在腐蝕損傷條件下的使用安全具有重要意義。

圖8 腐蝕寬度與腐蝕影響系數相關性Fig.8 Correlation between corrosion pitwidth and corrosion influencing factor

圖9 腐蝕面積與腐蝕影響系數相關性Fig.9 Correlation between corrosion pitareaand corrosion influencing factor

圖10 腐蝕深度與腐蝕影響系數相關性Fig.10 Correlation between corrosion pitdepth and corrosion influencing factor

圖11 腐蝕時間與腐蝕影響系數和腐蝕寬度關系曲線Fig.11 Relation between corrosion time and corrosion influencing factorand corrosionwidth

5 結論

1）在5%（質量分數）NaCl溶液、溫度40℃的鹽霧條件下作用189.7 h的腐蝕損傷，與機場環境條件下暴露腐蝕1 a的腐蝕損傷程度相當。

2）飛機關鍵結構模擬件加速腐蝕試驗后，疲勞壽命顯著衰減，加速腐蝕時間為10 a時，疲勞壽命衰減至原來的71.2%。

3）疲勞壽命腐蝕影響系數與腐蝕損傷寬度的相關性最好。

綜上所述，該結論可以應用于飛機結構的維修工作，通過借助蝕坑寬度與疲勞壽命腐蝕影響系數的對應關系，可以確定給定的腐蝕損傷尺寸條件下疲勞壽命的衰減程度。

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