寬板鉚接搭接件腐蝕疲勞特性試驗研究

徐麗 郁大照 許振曉 劉琦

寬板鉚接搭接件腐蝕疲勞特性試驗研究

徐麗 郁大照 許振曉 劉琦

（海軍航空大學 航空基礎學院，煙臺 264001)

對航空鋁合金2A12寬板搭接件進行了基準疲勞試驗、預腐蝕疲勞試驗、腐蝕-疲勞交替試驗，觀察搭接件內部腐蝕情況、斷口情況；對比分析了三種不同情況的下的結果形成原因；從腐蝕產物、腐蝕形態、裂紋形成位置、能譜分析等方面對試驗件進行微觀對比分析。結果表明：預腐蝕試驗后，試驗件疲勞壽命下降明顯，腐蝕—疲勞交替試驗疲勞壽命最低，腐蝕—疲勞交替試驗對試驗件的疲勞性能影響較大；預腐蝕試驗后，搭接處縫隙內有明顯的腐蝕痕跡存在，縫隙環境加重了縫隙內部的腐蝕；裂紋源為韌性斷裂，外表面有脆性特征，也存在解裂、二次裂紋等特征；對于腐蝕—疲勞交替試驗搭接件，裂紋在界面腐蝕坑處發展，萌生的裂紋呈解理、沿晶等特征；腐蝕和應力的耦合降低了疲勞壽命。

搭接件；疲勞試驗；疲勞壽命；微觀分析

0 引言

海軍飛機多服役于沿海地區及海洋性氣候環境中，在使用中，其結構會發生多種形式的腐蝕損傷[1-3]。并且在其結構中，鉚釘、螺栓等連接是最常用的機械連接方式，而疲勞破壞是連接件的主要破壞形式。連接孔周圍有較高程度的應力集中，在承受交變載荷時，其工作壽命有時難以達到要求，尤其是在腐蝕情況發生時，其疲勞壽命會發生較大變化。由于飛機結構搭接件腐蝕損傷的隱蔽性和難檢測性，潛在危險很大，甚至導致災難性事故[4-8]。本文以飛機結構中常用鋁合金寬板鉚接搭接件為研究對象，研究了其在三種不同實驗條件下的疲勞特性，對試件進行拆解分析，觀察記錄搭接件內部腐蝕情況、斷口情況。對斷口信息進行了分析處理，對比分析了三種不同情況下的結果形成原因。對試驗件進行微觀分析，從腐蝕產物、腐蝕形態、裂紋形成位置、裂紋源處能譜等方面進行了對比分析。

1 搭接件試驗

1.1 試驗件

試驗件為搭接結構的寬板鉚接搭接件，兩種釘孔形式，鉚釘尺寸分別為3.5 mm和4 mm，設計圖及實物如圖1所示。

圖1 寬板搭接件

1.2 試驗方法與條件

1.2.1腐蝕試驗

采用鹽霧試驗對試驗件進行腐蝕，試驗設備選用ACS DCTC1200P試驗機，試驗件呈45°角置于擱架上，如圖2所示。結合海軍飛機的服役環境特點，編制了實驗室加速腐蝕環境譜：1）酸性NaCl溶液浸泡：5%的NaCl溶液中加入5%的稀硫酸使其pH=（4±0.2），溶液溫度為（40±2）℃；2）在40℃溫度和90％～100％相對濕度的潮濕空氣中，用遠紅外線燈照射烘干試件，調節遠紅外線的功率使試件在臨近浸入溶液時恰好被烘干。一個加速譜周期為30分鐘，浸泡7.5分鐘，溶液外22.5分鐘，每年的干濕交變次數為23次，當量總時間為11.5小時。

圖2 鹽霧試驗

1.2.2 疲勞試驗

應力比：=0.1；載荷：max=100MPa，頻率為5Hz。對應兩類試件最大載荷分別為：載荷=27.2kN，或28kN（3.5mm時），載荷譜為標定載荷采用6-4-10的小載荷模式[9-10]。采用MTS 810疲勞試驗機進行疲勞試驗，試驗件加載方式如圖3所示。按照試驗方案，進行基準疲勞試驗、預腐蝕疲勞試驗、腐蝕—疲勞交替試驗，共10件試驗件，疲勞拉斷后的試驗件如圖4所示。

圖3 疲勞試驗

圖4 疲勞拉斷后的試驗件

2 試驗結果分析

2.1 基準試驗結果

從兩類試驗件中各取兩件，按照圖5疲勞載荷譜進行疲勞試驗，試驗結果見表1。可看出隨著鉚釘直徑的增大，疲勞壽命呈下降趨勢。

圖5 疲勞載荷譜

表1 基準試驗疲勞壽命

斷裂后的試驗件如圖6所示，可以看出，試驗件均在上板的上邊緣鉚釘處出現裂紋，然后擴展斷裂，這與文獻[9-10]結果是一致的，主要原因是上排鉚釘承擔傳遞載荷大于其余兩排鉚釘。

圖6 基準疲勞試驗結果

2.2 預腐蝕疲勞試驗結果

取3件4mm試驗件先腐蝕15天，然后按照疲勞載荷譜進行疲勞試驗，試驗件斷裂直至所有孔邊裂紋完全連通結束。疲勞試驗結果如表2所示。

表2 預腐蝕試驗疲勞壽命

與表1對比，可以看出預腐蝕試驗后，試驗件疲勞壽命下降明顯。試件斷裂后的腐蝕形貌如圖7所示，鉚釘區域的鋁合金基體出現明顯的點蝕，鉚釘孔也發生了輕微腐蝕，說明少量腐蝕溶液滲入鉚釘孔，腐蝕形貌如圖8所示。

圖7 預腐蝕試驗件搭接處腐蝕形貌

搭接處縫隙內有明顯的腐蝕痕跡存在，較暴露在外的基體腐蝕更重，縫隙環境加重了縫隙內部的腐蝕，如圖9所示。按照標準《GB/T 16545-2015/ISO 8407: 2009 金屬和合金的腐蝕試樣上腐蝕產物的清除》要求，采用密度為1.42g/mL的硝酸清除圖7中試驗件1處的腐蝕產物，并對明顯腐蝕痕跡（如腐蝕斑點、微小蝕孔等），精確測量腐蝕損傷尺寸。圖10為鉚釘周圍基體的三維腐蝕坑圖，最大腐蝕深度為0.176mm，平均腐蝕深度為0.09mm。

圖10 預腐蝕試驗件三維腐蝕坑

將圖7中的兩處進行切割，掃描電子顯微鏡觀察疲勞源特征，如圖11所示。可以看出裂紋源在圖中心部，中心為韌性斷裂。此外還發現在外表面發現有脆性特征，也存在解裂、二次裂紋等特征。

對裂紋源處進行能譜分析，結果如圖12和表3所示?？梢钥闯隽鸭y源處O元素比例較高，也有少量的Cl元素，說明裂紋源處已經發生了腐蝕，腐蝕和應力的耦合減少了疲勞壽命。

圖12 預腐蝕試驗件裂紋源處EDS圖

表3 預腐蝕試驗件裂紋源處成分分析

2.3 腐蝕—疲勞交替試驗結果

選取三件4mm試驗件，開展腐蝕—疲勞交替試驗。試驗順序為：預疲勞 5170c（標定載荷的一個周期）→腐蝕5天→疲勞5170c（標定載荷的一個周期）→腐蝕10天→試驗到所有孔邊裂紋完全連通，疲勞試驗結果如表4所示。

表4 腐蝕—疲勞交替試驗疲勞壽命

從表4可以看出試驗件疲勞壽命較預腐蝕件更低，說明腐蝕—疲勞交替試驗對試驗件的疲勞性能影響更大。試驗件斷裂后搭接區域的外觀形貌如圖13所示，可以看出腐蝕較預腐蝕疲勞試驗更為嚴重，鉚釘周圍出現了大量的腐蝕產物，腐蝕已連成片。鉚釘區域的鋁合金基體有明顯點蝕現象，鉚釘孔腐蝕嚴重，說明大量腐蝕溶液滲入了鉚釘孔，腐蝕形貌如圖14所示。搭接處縫隙內腐蝕更為嚴重，出現了剝蝕跡象，如圖15所示。去除腐蝕產物后，采用三維體式顯微鏡對圖13中一處進行觀察，三維蝕坑如圖10所示。從圖10中可以看出，相鄰腐蝕坑已經連接，最大蝕坑深度為0.328mm，平均深度為0.16mm，腐蝕加重。切割圖13中2處疲勞裂紋源處，進行SEM觀察，結果見圖17。從圖中可知裂紋在界面腐蝕坑處發展，萌生的裂紋呈解理、沿晶等特征，可能是由于發生腐蝕，材料性質發生改變。裂紋由此發生，并萌生擴展最終導致斷裂，基體表現為低韌性。對裂紋源處進行能譜分析，結果見圖18和表5?？梢钥闯隽鸭y源處O元素比例較高，Cl元素含量有所增加，說明裂紋源處已經發生了較重腐蝕，說明腐蝕—疲勞交替加速了Cl—向裂紋源處的滲透，加重了該處的腐蝕，腐蝕—疲勞交替作用及腐蝕和應力的耦合極大地減少了疲勞壽命。

圖13 腐蝕—疲勞試驗件搭接處腐蝕形貌

圖14 腐蝕-疲勞交替試驗件鉚釘孔周圍區域腐蝕微觀圖（20×）

圖17 腐蝕-疲勞交替試驗件疲勞斷口形貌

圖18 腐蝕-疲勞交替試驗件疲勞斷口EDS圖

表5 腐蝕-疲勞交替試驗件疲勞斷口成分分析

3 結論

研究了搭接件在三種不同試驗條件下的疲勞特性，觀察搭接件內部腐蝕情況、斷口情況，對比分析了三種不同情況的下的結果形成原因。從腐蝕產物、腐蝕形態、裂紋形成位置、裂紋源處能譜等方面進行了微觀對比分析?？梢缘玫饺缦陆Y論：

1）預腐蝕試驗后，試驗件疲勞壽命下降明顯，腐蝕-疲勞交替試驗疲勞壽命最低，腐蝕-疲勞交替試驗對試驗件的疲勞性能影響最大，相對于基準試驗，疲勞平均壽命下降分別為20.3%、38.4%。

2）預腐蝕試驗后，搭接處縫隙內有明顯的腐蝕痕跡，較暴露在外的基體腐蝕更重，而腐蝕-疲勞交替試驗搭接處縫隙內腐蝕更為嚴重，出現了剝蝕跡象，縫隙環境加重了縫隙內部的腐蝕，平均腐蝕深度增加77%。

3）對于預腐蝕搭接件，裂紋源為韌性斷裂，外表面有脆性特征，也存在解裂、二次裂紋等特征；腐蝕和應力的耦合減少了疲勞壽命。對于腐蝕-疲勞交替試驗搭接件，裂紋在界面腐蝕坑處發展，萌生的裂紋呈解理、沿晶等特征。

4）裂紋源處O元素比例較高，Cl元素含量隨著腐蝕-疲勞的交替有所增加，腐蝕-疲勞交替加速了Cl-向裂紋源處的滲透。

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Study on the Corrosion Fatigue Test of Wide Riveting Lap Joint

XU Li YU Da-zhao XU Zhen-xiao LIU Qi

(School of Aeronautical Foundation of Naval Aviation University, Yantai, 264001, China)

Experimental data of lap joint specimens of LY12CZ was gained through fatigue test with different condition. The corrosion and fracture morphology was observed and was analyzed the reason of three different cases. The microanalysis of the specimens was made based on corrosion products and corrosion morphology and crack formation location and energy spectrum analysis. The results show that the fatigue life of the pre-corroded specimens declines markedly and the fatigue life of the corrosion-fatigue specimens is lowest. The effect of corrosion-fatigue on the fatigue life is great. The gap of the lap joint has corrosion trace and the gap environment aggravates the corrosion of the cracks inside. The source of crack is ductile fracture and the outside surface has brittle properties and has the feature of disaggregation and secondary crack. The crack develops from the etch pit of the interface, and has the feature of cleavage and intergranular fracture. The coupling of corrosion and stress reduces the fatigue life.

Lap joint; Fatigue test; Fatigue life; Microscopic analysis

V215.6

A

1006-3919(2021)04-0052-07

10.19447/j.cnki.11-1773/v.2021.04.009

2020-10-16；

2021-03-14

國家自然科學基金資助項目（51375490）

徐麗（1980—），女，講師，博士，研究方向：腐蝕和多處損傷對飛機結構完整性的影響；（264001）山東煙臺芝罘區海軍航空大學基礎學院飛機總體教研室.