基于腐蝕損傷表征參數(shù)的鋁合金預(yù)腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展修正模型

李旭東，呂 航，穆志韜

（海軍航空工程學(xué)院 青島校區(qū)，青島 266041）

服役環(huán)境中的腐蝕介質(zhì)可以在金屬構(gòu)件表面形成腐蝕損傷，不同金屬的腐蝕損傷形貌不同，對(duì)于合金鋼一般來(lái)說(shuō)，表現(xiàn)出均勻腐蝕的形貌特征。而對(duì)于航空結(jié)構(gòu)中常用的鋁合金材料，腐蝕主要在材料表面形成大量形貌復(fù)雜的腐蝕坑，是一種典型的點(diǎn)蝕形貌，這些腐蝕坑一方面會(huì)引起局部的應(yīng)力集中，另一方面對(duì)鋁合金晶粒組織產(chǎn)生了破壞，改變了晶粒的方向。這兩方面的原因?qū)е略谄谳d荷作用下，裂紋更加容易萌生和擴(kuò)展，比單純的機(jī)械疲勞對(duì)于金屬結(jié)構(gòu)的可靠性和完整性威脅更大[1-6]。因此研究腐蝕環(huán)境下疲勞裂紋擴(kuò)展規(guī)律對(duì)海洋環(huán)境下服役的鋁合金工程結(jié)構(gòu)的損傷分析和壽命預(yù)測(cè)顯得尤為重要，尤其是沿海機(jī)場(chǎng)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)而言更具有至關(guān)重要的意義。本文基于LD2鋁合金的試驗(yàn)數(shù)據(jù)建立一種基于腐蝕損傷表征參數(shù)的裂紋擴(kuò)展模型。

1 預(yù)腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)

1.1 實(shí)驗(yàn)材料

試驗(yàn)件材料為航空用高強(qiáng)度LD2鋁合金，其化學(xué)成分為（wt.%）：Al，92.5%；Cu，4.5%；Mg，1.42%；Mn，0.74%；Fe，0.26%；Si，0.19%；Zn，0.13%。抗拉強(qiáng)度450MPa，屈服強(qiáng)度342MPa。沿著軋制方向制成啞鈴狀的試驗(yàn)件。為了方便捕捉裂紋，試驗(yàn)件中部人工制作一個(gè)曲率半徑大約為0.05mm的缺口，形成一個(gè)局部的應(yīng)力集中點(diǎn)，其形狀如圖1所示。

1.2 實(shí)驗(yàn)方案

預(yù)腐蝕試驗(yàn)采用ZJF-45G周期浸潤(rùn)環(huán)境試驗(yàn)箱，如圖2所示，可以模擬大氣腐蝕環(huán)境條件下的腐蝕試驗(yàn)。為了模擬服役機(jī)場(chǎng)的真實(shí)腐蝕環(huán)境，基于電化學(xué)等效原則，建立了我國(guó)沿海某地的加速腐蝕環(huán)境譜[4,5]。該環(huán)節(jié)譜規(guī)定，加速腐蝕試驗(yàn)過(guò)程中保持ZJF-45G內(nèi)空間恒溫T=(40±2) ℃。ZJF-45G試驗(yàn)箱溶液為H2SO4與3.5%（wt.%）NaCl混合溶液，pH= (4.0±0.2)。環(huán)境箱中每一次干-濕交變包括浸泡5分鐘，烘烤12分鐘。干濕交變384次循環(huán)，累計(jì)試驗(yàn)時(shí)間96小時(shí)，等當(dāng)量于材料在服役環(huán)境中自然腐蝕1個(gè)日歷年的損傷。每間隔一定等效日歷年限取出不少于5個(gè)試件進(jìn)行疲勞加載實(shí)驗(yàn)。

采用KH7700顯微鏡對(duì)于預(yù)腐蝕試件表面進(jìn)行拍照，拍攝并記錄其腐蝕表面的二維及三維形貌，如圖3所示。

疲勞實(shí)驗(yàn)采用MTS810疲勞試驗(yàn)件完成。在室溫條件下進(jìn)行，對(duì)腐蝕0a，7a，15a，19a的試驗(yàn)件（下文分別用CS0， CS7， CS15， CS15表示）進(jìn)行軸向拉-拉疲勞加載，波形為正弦波，最大加載應(yīng)力為220MPa，應(yīng)力比為0.1，加載頻率恒定為5Hz。在疲勞加載過(guò)程中，通過(guò)讀數(shù)顯微鏡觀(guān)查裂紋的擴(kuò)展，并記錄裂紋擴(kuò)展長(zhǎng)度與應(yīng)力循環(huán)次數(shù)的對(duì)應(yīng)關(guān)系，直到試驗(yàn)件斷裂為止。

圖1 試件形狀以及尺寸

圖2 設(shè)備及試驗(yàn)件擺放照片

圖3 腐蝕形貌

2 結(jié)果與分析

2.1 裂紋擴(kuò)展速率的試驗(yàn)結(jié)果

基于LEFM線(xiàn)彈性斷裂力學(xué)理論，裂紋擴(kuò)展是受裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子幅控制的，即[5]

其中C和m是待定參數(shù)，一般認(rèn)為是與疲勞加載條件相關(guān)。在雙對(duì)數(shù)坐標(biāo)系下，式（1）代表的是一條直線(xiàn)方程。其中裂紋擴(kuò)展速率d a/d N 可以根據(jù)試驗(yàn)過(guò)程中記錄的裂紋長(zhǎng)度與循環(huán)次數(shù)的對(duì)應(yīng)關(guān)系進(jìn)行差分得到[4]。應(yīng)力強(qiáng)度因子范圍 ΔK 可以查閱單邊缺口試件的應(yīng)力強(qiáng)度因子計(jì)算公式得到[6]。最終得到的裂紋擴(kuò)展速率隨應(yīng)力強(qiáng)度因子的變化如圖4所示。

從圖4中可以看出，不同腐蝕損傷的裂紋擴(kuò)展速率差別較大，但是各條曲線(xiàn)的斜率均為2.5，表明式（1）中的m的值為2.5，與預(yù)腐蝕損傷以及應(yīng)力水平的關(guān)系不大，可以視為僅依賴(lài)于材料的常數(shù)。但是各條曲線(xiàn)中的截距不同，這表明C值預(yù)腐蝕損傷存在某種依賴(lài)關(guān)系。其中未腐蝕試件的 C =9.6734 ×1 0-10。文獻(xiàn)[4]建立了C與等效腐蝕年限的依存關(guān)系，但是由于腐蝕存在很大的個(gè)體性、隨機(jī)性差異，也就是經(jīng)歷相同的腐蝕過(guò)程，各個(gè)試驗(yàn)件的腐蝕損傷程度也可能存在很大的不同，這就意味著用等效腐蝕年限刻畫(huà)腐蝕損傷的程度是不夠完善的，因此文獻(xiàn)[4]所建立的依存關(guān)系有待改進(jìn)。

2.2 基于腐蝕損傷表征參數(shù)的裂紋擴(kuò)展模型

隨著浸潤(rùn)時(shí)間的延長(zhǎng)，腐蝕在鋁合金基體不斷向兩個(gè)方向擴(kuò)展，一方面沿著試件表面，腐蝕坑的面積不斷擴(kuò)大，另一方面腐蝕坑向深度方向擴(kuò)展，表現(xiàn)為腐蝕坑的深度不斷加大。

圖4 不同預(yù)腐蝕損傷下的裂紋擴(kuò)展速率隨著應(yīng)力強(qiáng)度因子的變化曲線(xiàn)

其中試件表面的腐蝕程度可以用孔蝕率α 表示，其定義式為

式中，n為腐蝕表面上蝕坑數(shù)量，Api代表試件表面第i個(gè)腐蝕坑的投影面積，A是試件表面的總投影面積。孔蝕率α可以采用數(shù)字圖像處理方法獲得[3-6]。腐蝕損傷深入母材的嚴(yán)重程度可以用腐蝕坑平均深度表示，該參數(shù)可以直接通過(guò)KH-7700三維光學(xué)顯微鏡掃描試件表面得到的形貌得到，如圖3（b）所示。腐蝕損傷程度越深，α越大，越大，因此可以利用α和的組合作為腐蝕損傷的表征參數(shù)。不難理解，對(duì)于預(yù)腐蝕試件，其Paris形式的表征公式中，Ccf可以表示為α和的函數(shù)，如式（3）所示。

腐蝕損傷越嚴(yán)重，裂紋擴(kuò)展速率越快，因此Ccf的數(shù)值越大。式（4）所示為一個(gè)單調(diào)增的函數(shù)關(guān)系，因此可以設(shè)

圖5 Ccf 隨著α 的變化曲線(xiàn)

3 結(jié)論

1）由于腐蝕坑的存在，鋁合金預(yù)腐蝕疲勞裂紋的擴(kuò)展速率高于純疲勞裂紋的擴(kuò)展速率。

2）本文提供了一種將Paris公式中對(duì)于腐蝕損傷敏感的參數(shù)C基于腐蝕損傷表征參數(shù)進(jìn)行修正為Ccf的方法。Ccf反應(yīng)出了預(yù)腐蝕損傷加速疲勞裂紋擴(kuò)展的貢獻(xiàn)程度。結(jié)果表明該修正關(guān)系合理，相比文獻(xiàn)[7]，該修正方法的相關(guān)系數(shù)高。為L(zhǎng)D2預(yù)腐蝕疲勞裂紋的擴(kuò)展預(yù)測(cè)提供了一個(gè)新的途徑，具有一定的 參考價(jià)值。

3）由于實(shí)驗(yàn)樣本有限，本文提供的修正方法還需要進(jìn)一步的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。

[1]Wang J. Low cycle fatigue and cycle dependent creep with continuum mechanics. [J]. Int. J. Damage Mech., 1992, 1 (2): 237-244.

[2]Zhen Xiulin. A simple Formula for Fatigue Crack propagation and a New Method for the Determination of Eng Fract Mech[J].1987, 27(3): 465-475.

[3]Sankaran KK, Perez R, Jata KV. Effects of pitting corrosion on the fatigue behavior of aluminum alloy 7075-T6: modeling and experimental studies[J]. Mater Sci Eng A. 2001; A297:223–9.

[4]Li Xu-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.

[5]Wei R P, Landes J D. Correlation between Sustained-Load and Fatigue Crack Growth in High Strength Steels[J]. Materials Research and Standard. 1977, 9 (7):25-28.

[6]李旭東, 劉治國(guó), 穆志韜等. 基于飛行載荷的LC9 鋁合金腐蝕疲勞裂紋擴(kuò)展研究[J]. 腐蝕與防護(hù), 2013, 34(11): 985-988.

[7]李旭東，鋁合金腐蝕環(huán)境下疲勞短裂紋演化規(guī)律的表征[D]. 北京：清華大學(xué), 2011.