基于飛行載荷的LC9鋁合金腐蝕疲勞裂紋擴展

李旭東，劉治國，穆志韜，朱武峰

（海軍航空工程學院 青島校區，青島266041）

承受疲勞載荷的結構經常伴隨有腐蝕損傷現象的發生。很多工程結構設計時要在腐蝕環境中腐蝕很長的時間；海事飛機會承受浪花帶來的腐蝕，對于離岸結構，海軍艦艇也是一樣。已有研究指出腐蝕已經成為世界范圍內飛機老化的主要誘因之一。眾所周知，腐蝕和疲勞往往會同時發生，所帶來的危害要遠遠高于腐蝕或者疲勞單一因素造成的危害。由于機理復雜，對于裂紋萌生于腐蝕損傷的機理這類簡單問題的認識依然十分有限。目前，關于恒幅疲勞載荷條件下腐蝕坑的影響已有了一定的研究，但是對于變幅載荷下的疲勞裂紋如何從腐蝕坑處萌生及其擴展過程的研究有限[1－8]。

由于有較高的強度，LC9鋁合金被廣泛應用于飛機結構中，但該系列鋁合金易受到多種形式的腐蝕損傷。在老化飛機中發現了剝蝕、應力腐蝕、點蝕等多種形式的腐蝕損傷。隨著飛機的制造成本越來越高，人們越來越重視老齡飛機的延壽問題。腐蝕損傷的存在顯然會降低結構的疲勞壽命。這就要求人們能夠客觀準確地評價飛機結構受到的腐蝕損傷狀態。因此，有必要研究腐蝕損傷對結構剩余疲勞壽命影響的評估方法，以便制定合適的檢查周期。

1 試驗

1.1 試驗材料

采用國產飛機常用的結構合金LC9鋁合金，沿著軋制方向截取狗骨狀試件，如圖1所示，厚度為2mm。材料的力學性能通過單向拉伸試驗確定，屈服強度500MPa，抗拉強度540MPa，彈性模量7.2GPa，斷裂韌度KQ為

1.2 試驗方法

由于飛機在飛行過程中主要承受機械疲勞，而在地面停放的時候主要承受來自于環境的腐蝕損傷，因此在其任務剖面中存在“疲勞→腐蝕→再疲勞→再腐蝕”循環，因此本工作先對試件進行預先腐蝕，然后再對腐蝕試件進行疲勞加載的試驗方案。

圖1 試件尺寸

基于ASTM G34標準配置EXCO剝蝕腐蝕溶液，配方為：234g NaCl，64.9g KNO3以及6.3mL 70%濃硫酸加入適量蒸餾水配成1LEXCO溶液，溶液pH為0.4。將試件浸入EXCO溶液形成腐蝕損傷，浸泡時間從幾個小時到幾天不等，用以形成不同程度的腐蝕損傷，試驗裝置如圖2所示。預腐蝕試驗結束后，利用科士達KH－7700三維掃描顯微鏡對試件表面腐蝕損傷形貌進行觀察，獲得腐蝕坑深度、二維形貌，如圖3所示。

圖2 腐蝕試驗設備

圖3 腐蝕試件表面腐蝕坑形貌

對經過EXCO腐蝕的試件在Instron 8801試驗機上進行疲勞加載。疲勞加載采用的是由某型機的飛行譜，模擬該飛機在一個典型任務中的疲勞載荷，這是根據機翼在飛行過程中的荷載測量編制的。該飛行譜以49個應力循環代表1個模擬飛行小時（Simulated Flying Hours，SFH）所受到的疲勞荷載。飛行譜中拉應力峰值和壓應力峰值分別為300，－205MPa，代表了飛行過程中鉚釘孔根部處的應力幅值，或者說是一個應力集中系數為3.0的缺口處應力幅值。有研究表明上述的鉚釘孔或人工缺口等應力集中部位是機翼結構中對于疲勞載荷非常敏感的危險部位，同樣的疲勞試驗也在未腐蝕試件上進行，以便與預腐蝕試件進行對比。加載頻率為25Hz。試件斷裂后，在KH7700顯微鏡下測量斷面上的腐蝕坑寬度2c和深度a。由于腐蝕坑形狀并不規則，并不是一個橢球，斷口上的腐蝕坑也往往并不呈現橢圓形貌，所以寬度定為斷口上腐蝕坑輪廓線與試件自由表面兩個交點之間的距離，如圖4所示。斷口上往往不止一個腐蝕坑，對每一個腐蝕坑分別進行測量。

圖4 試件斷口截面的典型腐蝕坑形貌

一般來說，盡管試驗中在試件表面可以發現多條裂紋，但是通常只有一條裂紋會不斷擴展導致最終斷裂，稱為主導裂紋。沒有觀測到多條裂紋萌生與腐蝕損傷程度的必然相關關系。也就是說，輕腐蝕損傷試件似乎和重腐蝕損傷試件都有相似的萌生多條裂紋的現象，疲勞裂紋并不總是從最大的腐蝕坑或者最深的腐蝕坑處萌生。這些觀測結果與文獻[3]的研究結果一致。

2 結果與討論

腐蝕損傷測量與疲勞壽命的試驗結果見表1。結果表明腐蝕坑的存在會顯著縮短構件的疲勞壽命。從試驗結果中已經可以發現，在EXCO溶液中浸潤4h的試件疲勞壽命最多只有未腐蝕試件疲勞壽命的30%，而對于腐蝕4d的試件，其疲勞壽命已經下降至未損傷試件疲勞壽命的10%以下。疲勞壽命與萌生主導裂紋的腐蝕坑的深度的關系如圖5所示，可以用指數函數進行擬合，統計分析表明疲勞壽命與腐蝕坑的深度存在很強的相關性。

利用美國空軍實驗室AFGROW軟件進行基于疲勞裂紋擴展的疲勞壽命預測。AFGROW軟件已經多次成功被研究人員用以預測恒幅載荷作用下的腐蝕試件疲勞壽命?；贏FGROW的分析純粹是一個裂紋擴展分析，對于裂紋萌生壽命則無法進行分析。根據相關文獻的研究結果表明，腐蝕損傷會使得裂紋萌生壽命在全壽命中所占的比重低于10%。由于腐蝕坑模型比較尖銳，而且飛行載荷譜中存在基于“地－空－地”大循環的周期性拉壓過載，因此裂紋萌生階段所消耗的壽命可以忽略不計。

表1 不同浸潤時間下的腐蝕坑尺寸和疲勞壽命

圖5 疲勞壽命隨著腐蝕坑深度的變化曲線

AFGROW軟件中，將計算出來飛行譜進行歸一化，經過雨流法處理，轉換成為塊譜作為疲勞載荷。由于疲勞載荷譜中既有拉伸載荷又有壓縮載荷，裂紋閉合效應不明顯，因此在AFGROW中模型中不考慮裂紋遲滯效應。雖然在疲勞載荷作用下會產生多條裂紋，但是如之前所述，導致最終斷裂的只有主導裂紋，因此萌生主導裂紋的腐蝕坑是對疲勞壽命的影響是最關鍵的，因此在AFGROW中僅在試件中部定義一個中心半橢圓表面缺陷模型（Center Semi－elliptic Surface Flaw－standard solution model）代表腐蝕坑，模型中a和2c的初始尺寸設為表1所示的主導裂紋萌生處的腐蝕坑測量數據，如圖4（b）所示。由于AFGROW材料庫中沒有LC9，選用與其理化性質最接近的7075－T6511作為母板試件進行模擬。利用Newman和Raju得到的半橢圓形裂紋應力強度因子計算公式，計算疲勞載荷作用下裂紋擴展隨著應力應力強度因子的發展，并不斷更新裂紋強度因子。當裂紋尖端的應力強度因子達到材料的斷裂韌度 ，這時候就認為結構發生斷裂，此時所對應的應力循環次數經過折算便得到試件的疲勞壽命（SFH）。仿真結果如圖6所示，可以看出，對于長壽命試件（即腐蝕坑深度低），AFGROW給出的疲勞壽命明顯高于疲勞試驗得到的壽命值，但是預測值與實驗值仍保持在一個數量級上。對于工程應用來說，預測結果依然是有價值的。

圖6 疲勞壽命試驗值與預測值的對比

造成長壽命試件預測差別較大的原因可能是由于腐蝕坑較淺的時候，腐蝕坑處的應力集中系數較低，意味著短裂紋階段所占比重提高。而Pearson的工作證實[6]，在相同應力強度因子情況下，短裂紋擴展速度要遠遠高于長裂紋。而AFGROW模型中不考慮短裂紋效應，將所有裂紋均視為長裂紋，造成裂紋擴展速率的預測值低于實際值，從而高估了淺腐蝕坑試件的疲勞壽命。不難理解，隨著裂紋萌生位置腐蝕坑的深度變淺、短裂紋效應的增強，預測誤差將逐步提高。從圖6中已經可以看出試件壽命越長，數據點背離斜率為1的直線程度越大的趨勢。因此單純考慮腐蝕坑的深度所得到的預測結果是不理想的，必須考慮腐蝕坑的其它幾何參數，比如寬度參數2c。

圖7 表面裂紋寬度隨疲勞加載的試驗值與預測值對比

圖7 為浸潤24h后試件從腐蝕坑處萌生的表面裂紋長度2c隨著疲勞加載的變化情況，及AFGROW的預測值。將腐蝕坑的寬度作為初始表面裂紋的寬度，可以看出，表面裂紋長度擴展的預測值與試驗值誤差較小。這就說明可以用表面裂紋寬度作為參量來進行疲勞預測是可行的。但是確定初始裂紋的長度，也就是萌生腐蝕坑的寬度是十分困難的，尤其當裂紋萌生處腐蝕坑相距較近或者發生重合的情況下更無法進行測量，而這種情況在試驗中經常發生，尤其是浸潤時間較長、腐蝕較重的試件。當在飛機結構中發現腐蝕損傷的時候，精確測量腐蝕坑的寬度的難度也高于測量腐蝕坑的深度。從表1中計算得到主導裂紋萌生位置的腐蝕坑寬度平均值為1.9mm，可以假設此值代表該類試件腐蝕坑的平均寬度2c，帶入前面所述的AFGROW模型中進行計算，結果如圖8所示。預測值與表1所示的試驗值吻合程度良好。腐蝕坑寬度2c圍繞1.9mm上下浮動0.8mm給出的預測曲線基本上可以將試驗值包含在內，從而給出了疲勞壽命的上下限。至此基于腐蝕坑的深度并考慮其寬度影響的AFGROW預腐蝕疲勞裂紋預測模型具有令人滿意的預測精度，對于腐蝕疲勞壽命評定具有重要的參考價值。

圖8 基于腐蝕坑平均寬度的疲勞壽命預測值與試驗值對比

3 結論

（1）腐蝕損傷會明顯降低鋁合金結構的疲勞壽命。

（2）基于腐蝕坑深度和寬度表征腐蝕損傷結構疲勞壽命是可行的。

（3）基于某型飛機的飛行載荷譜，考慮腐蝕坑的深度以及寬度，利用AFGROW軟件建立具有一定預測精度的腐蝕疲勞裂紋擴展壽命的模型，具有工程參考價值。

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