基于局部腐蝕損傷的鋁合金預腐蝕疲勞裂紋擴展模型

孔光明,李旭東,穆志韜

(海軍航空工程學院青島校區,山東青島266041)

基于局部腐蝕損傷的鋁合金預腐蝕疲勞裂紋擴展模型

孔光明,李旭東,穆志韜

(海軍航空工程學院青島校區,山東青島266041)

摘.要.目的建立鋁合金預腐蝕疲勞裂紋擴展模型。方法采用表征局部環境腐蝕損傷影響程度的參數孔蝕率對腐蝕疲勞裂紋擴展速率進行修正。結果修正后的腐蝕鋁合金試件的疲勞裂紋擴展速率與試驗結果吻合程度良好。結論修正后的鋁合金預腐蝕疲勞裂紋擴展速率模型合理有效,試驗數據和預測模型可為海軍飛機結構的損傷容限設計提供參考。

預腐蝕疲勞;孔蝕率;疲勞裂紋擴展;鋁合金

高強度鋁合金型材大量用于飛機結構承力件, 但其對腐蝕損傷較為敏感,嚴重影響飛機結構疲勞壽命[1—2]。飛機維護規程中都要求針對重要的鋁合金承力部件進行周期性檢查,確保在裂紋擴展到臨界值之前將其檢測出來,而建立相對準確的裂紋擴展速率表征模型是制定合理的檢查維護周期的前提條件之一[3—4]。文中針對預腐蝕LY12CZ鋁合金,在掃描電鏡下對其擴展行為進行跟蹤,建立合理的裂紋擴展模型。

1 預腐蝕疲勞裂紋擴展試驗

1.1 試驗材料

試驗材料為可熱處理強化航空鋁合金LY12CZ,其主要化學成分(質量分數)為:Cu 4.0%, Mg 1.2%,Mn 0.7%,Fe 0.5%,Si 0.5%,Zn 0.3%。抗拉強度為415 MPa,屈服強度為275 MPa。為了控制裂紋萌生位置以便捕捉到裂紋,通過線切割沿著材料軋制方向加工成含單邊缺口(SENT)的啞鈴狀薄片小試樣,并在裂紋中部預置半徑為0.05 mm的貫通裂紋。試件形狀及尺寸如圖1所示。

圖1 試件形狀以及尺寸Fig.1 Shape and size sketch of the specimen

1.2 試驗方案

試驗設備為ZJF-45G周期浸潤環境試驗箱,采用文獻[5]提供的我國沿海某機場的加速腐蝕環境譜進行加速腐蝕試驗,溫度為(40±2)℃,相對濕度為95%～100%,腐蝕溶液為H2SO4與5%(質量分數)NaCl混合溶液,pH為4～4.5。每30 min為1個周期,每周期浸泡4.8 min,烘干12 min,干濕交變348個循環相當于試件在外場服役1年承受的損傷。將試件分別加速腐蝕到7,15和19個日歷年。

對預腐蝕試驗件在帶疲勞加載裝置的SS550掃描電鏡進行疲勞加載。試驗在室溫條件下進行,正弦波加載,應力比為0.1,加載頻率為5 Hz。每隔一定循環次數將頻率降低至0.5 Hz,利用掃描電鏡對試件表面進行拍照,記錄裂紋長度及相應的循環數,直到試驗件斷裂為止。

2 結果與分析

2.1 疲勞裂紋擴展速率

Paris斷裂模型認為裂紋擴展速率da/dN受裂尖名義應力強度因子ΔK的控制,即:

式中:C和m是與腐蝕損傷程度、疲勞試驗條件以及材料屬性相關的兩個參數;ΔK是應力強度因子范圍,單邊缺口應力強度因子范圍ΔK的計算公式如式(2)所示:

式中:Δσ為疲勞應力幅值;a表示裂紋長度;f(a/ W)是與裂紋有關的形狀修正因子。針對預腐蝕試件中單邊缺口的形狀特征,其表達式如式(3)所示[6]:

預腐蝕LY12CZ鋁合金的裂紋擴展速率與應力強度因子范圍的關系在雙對數坐標系中如圖2所示。對式(1)兩邊進行對數運算,可見圖2曲線的斜率就是參數m的值,各條曲線的斜率均圍繞2.5波動,表明參數m主要依賴于鋁合金材料自身的屬性,與應力水平以及腐蝕損傷關系不大。比例常數C隨腐蝕損傷的變化曲線如圖3所示,可見總體腐蝕損傷的影響主要體現在參數C上[7—8]。

圖2 不同腐蝕年限下裂紋擴展速率與應力強度因子范圍關系Fig.2 Relationship of fatigue crack growth rate and the stress intensity factor range after different corrosion years

圖3 比例常數C與預腐蝕年限的關系Fig.3 Relationship of the proportionality constant C with corrosion years

2.2 模型修正

含缺口預腐蝕構件疲勞裂紋擴展速率不僅取決于缺口局部最大應力,而且還與圍繞最大應力某一區域內的局部腐蝕情況相關。區域內腐蝕坑的分布差異造成裂紋尖端的局部應力集中不同,對不同裂紋長度的裂紋擴展速率造成很大的影響,在對預腐蝕試件裂紋擴展速率修正應當考慮局部腐蝕損傷的影響程度[9—11]。采用帶疲勞加載裝置的掃描電鏡進行疲勞試驗,能夠方便地采集到裂紋尖端局部腐蝕圖像,采用裂紋尖端附近的局部孔蝕率α(Surface damage ratio)表征腐蝕損傷的嚴重程度,用于修正腐蝕疲勞裂紋擴展速率(da/dN)CF無疑成為一種有效的途徑。

考慮裂紋尖端附近區域局部腐蝕損傷對裂紋擴展速率的影響,給定距裂紋尖端附近處一定范圍內的平均孔蝕率表示局部參量,對預腐蝕疲勞裂紋擴展速率(da/dN)CF表達式進行修正:

式中:D(α)為反映局部環境腐蝕損傷影響程度的腐蝕疲勞損傷影響因子,α為局部環境腐蝕損傷影響程度,即局部孔蝕率,其定義如下:

式中:n為腐蝕表面上蝕坑數量;A是試件表面的總投影面積;Ai代表試件表面第i個腐蝕坑的投影面積。

當α→0,D(α)→1;當α→1,D(α)→某一上界。設D(α)和α滿足如式(6)所示關系式:

式中:k(k＞0)為待定常數。

對式(4)兩邊取對數得到:

式(7)表示驅動力為D(α)1/2.5·ΔK的疲勞裂紋擴展模型,對每一裂紋長度下應力強度因子范圍ΔK進行修正,修正系數為D(α)1/2.5。

Neuber[12]認為缺口件的疲勞壽命應當以距缺口根部一定距離內彈性應力的平均值作為有效應力——疲勞評定的“局部參量”,當“局部參量”大于臨界值時,試件就發生失效破壞。Peterson[13]簡化并發展了這一觀點,提出距缺口根部一定距離上某一點的應力作為有效應力。因此,取以臨界裂紋尖端為中心,沿裂紋擴展方向取距離L為半徑構成的半圓區域作為局部孔蝕率的采集區域,如圖4所示,其半徑L由臨界距離理論給出[6]:

式中:Δσ0,ΔKth分別是光滑試樣的疲勞極限和疲勞裂紋擴展門檻值,由文獻[14]可查出:Δσ0=248 MPa,ΔKth=4.4 MPa·m1/2,計算得L=0.1002 mm。

圖4 局部孔蝕率示意Fig.4 Schematic illustration for local pitting rate

因為蝕坑形狀過于復雜,單個蝕坑的面積難以利用傳統測量手段獲得,必須采取其他的方式來獲得孔蝕率α。文獻[15]提供了基于數字圖像處理技術的計算孔蝕率的方法,采用二值特征提取的腐蝕圖像,獲取孔蝕區域和未腐蝕區域的像素點值,二者的比值即為孔蝕率。應力水平為220 MPa,腐蝕19年裂紋尖端附近局部孔蝕率舉例見表1。

利用式(4)得到的結果與試驗結果對比如圖5所示。修正前后裂紋擴展模型擬合相關系數對比見表2,從中可以看出修正后的模型與試驗結果的吻合程度大為提高,所建立的修正模型是合理的。

表1 預腐蝕19年裂紋尖端附近局部孔蝕率Table 1 The local pitting rate around the crack tip after 19 corrosion years

圖5 不同腐蝕年限下da/dN和D(α)ΔK2.5的變化曲線Fig.5 The curve of da/dN vs D(α)ΔK2.5under different corrosion years

表2 修正前后裂紋擴展模型擬合相關系數對比Table 2 Comparison of fitting correlation coefficients of the fatigue crack growth rate model before and after correction

3 結論

1)采用Paris公式對疲勞裂紋擴展速率進行描述,發現參數m主要依賴于鋁合金材料自身的屬性,與應力水平以及腐蝕損傷關系不大。腐蝕損傷和疲勞載荷的影響則主要影響參數C。

2)在Paris公式基礎上,分析了腐蝕環境下裂紋尖端附近的局部損傷對裂紋擴展速率有很大的影響,引入反映局部環境腐蝕損傷影響程度的腐蝕疲勞損傷影響因子D(α),建立了基于局部腐蝕損傷的預腐蝕疲勞裂紋擴展速率修正模型。與試驗結果對比表明該模型合理有效,對鋁合金結構的腐蝕損傷容限分析具有參考價值。

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Fatigue Crack Extension Model of Aluminium Alloy with Prior Corrosion Damage Based on Localised Corrosion Damage

KONG Guang-ming,LI Xu-dong,MU Zhi-tao
(Qingdao Campus of Naval Aeronautical Academy,Qingdao 266041,China)

Objective To establish a modified model for pre-corrosion fatigue crack growth rate of aluminum alloy. Methods Considering that the local damage around the crack tip was more reasonable for accelerating crack growth rate in corrosive environment,the pitting rate,which was a parameter characterizing the influence of corrosion in local environment,was used to correct the corrosion fatigue crack growth rate.Results The experimental results were in good agreement with predictions of the amended fatigue crack growth rate model for corroded aluminum alloy specimens.Conclusion The corrected aluminum alloy pre-corrosion fatigue crack growth rate model was reasonable and effective,and the test data and the prediction model could provide a reference for the damage tolerance design of navy aircraft structure.

pre-corrosion fatigue;pitting rate;fatigue crack growth;aluminum alloy

MU Zhi-tao(1963—),Male,Ph.D.,Professor,Research focus:corrosion fatigue and fatigue life evaluation of materials.

10.7643/issn.1672-9242.2014.06.015

TG171;V252

:A

1672-9242(2014)06-0090-05

2014-07-19;

2014-08-14

Received:2014-07-19;Revised:2014-08-14

孔光明(1986—),男,博士,主要研究方向為材料腐蝕疲勞評估。

Biography:KONG Guang-ming(1986—),Male,Ph.D.,Research focus:corrosion fatigue evaluation of materials.

穆志韜(1963—),男,博士,教授,主要研究方向為材料腐蝕疲勞及壽命評估。