蝕坑等效為初始裂紋的疲勞壽命預測方法適用性分析

胡家林，柳文林，郁大照，卞貴學

（海軍航空大學，山東 煙臺 264001）

蝕坑是飛機鋁合金結構在服役過程中經常發生的腐蝕破壞形態，蝕坑的存在導致應力集中，加速了裂紋的萌生和擴展，對飛行安全構成嚴重威脅。由大量的試驗觀測可知，經受預腐蝕損傷的試驗件在進行疲勞加載的時候，裂紋是從某個蝕坑處形成并擴展的。因此，許多學者對蝕坑與裂紋的等效性進行了研究，并將主導蝕坑等效成初始裂紋，用于預腐蝕結構疲勞壽命的預測。但是，隨著腐蝕時間的延長、腐蝕損傷的加劇，該預測方法是否依然有效，這方面的研究相對較少。

本文首先對LY12CZ鋁合金試驗件進行預腐蝕試驗，獲得了不同損傷程度的點蝕試件，觀測得到了蝕坑深度、分布密度等參數的變化。隨后利用ANSYS軟件對主導蝕坑處的應力變化情況進行研究，在此基礎上，對將主導蝕坑作為唯一疲勞源的疲勞壽命計算方法進行適用性分析。最后，通過對比預腐蝕試驗件疲勞壽命的計算值與試驗值，驗證前述適用性分析所得結論。

1 點蝕試驗

1.1 試驗件

試驗件材料為航空LY12CZ鋁合金，試驗件表面形貌及幾何尺寸如圖1、圖2所示。為了防止在腐蝕試驗中非試驗區域被腐蝕而影響測量結果，腐蝕試驗前要對非試驗區（試驗件背面以及試驗件夾持端）進行涂硅膠保護，待防腐蝕膠完全固化后，再進行腐蝕試驗。

圖1 試驗件表面Fig.1 surface of specimen

圖2 試驗件尺寸Fig.2 Geometry of specimen

1.2 試驗方案

考慮到飛機尤其是海洋環境下飛機服役實際情況的復雜性，參考文獻[18]中加速試驗環境譜編制需要遵循的3個原則。……