基于局部腐蚀损伤的铝合金预腐蚀疲劳裂纹扩展模型

孔光明,李旭东,穆志韬

(海军航空工程学院青岛校区,山东青岛266041)

基于局部腐蚀损伤的铝合金预腐蚀疲劳裂纹扩展模型

孔光明,李旭东,穆志韬

(海军航空工程学院青岛校区,山东青岛266041)

摘.要.目的建立铝合金预腐蚀疲劳裂纹扩展模型。方法采用表征局部环境腐蚀损伤影响程度的参数孔蚀率对腐蚀疲劳裂纹扩展速率进行修正。结果修正后的腐蚀铝合金试件的疲劳裂纹扩展速率与试验结果吻合程度良好。结论修正后的铝合金预腐蚀疲劳裂纹扩展速率模型合理有效,试验数据和预测模型可为海军飞机结构的损伤容限设计提供参考。

预腐蚀疲劳;孔蚀率;疲劳裂纹扩展;铝合金

高强度铝合金型材大量用于飞机结构承力件, 但其对腐蚀损伤较为敏感,严重影响飞机结构疲劳寿命[1—2]。飞机维护规程中都要求针对重要的铝合金承力部件进行周期性检查,确保在裂纹扩展到临界值之前将其检测出来,而建立相对准确的裂纹扩展速率表征模型是制定合理的检查维护周期的前提条件之一[3—4]。文中针对预腐蚀LY12CZ铝合金,在扫描电镜下对其扩展行为进行跟踪,建立合理的裂纹扩展模型。

1 预腐蚀疲劳裂纹扩展试验

1.1 试验材料

试验材料为可热处理强化航空铝合金LY12CZ,其主要化学成分(质量分数)为:Cu 4.0%, Mg 1.2%,Mn 0.7%,Fe 0.5%,Si 0.5%,Zn 0.3%。抗拉强度为415 MPa,屈服强度为275 MPa。为了控制裂纹萌生位置以便捕捉到裂纹,通过线切割沿着材料轧制方向加工成含单边缺口(SENT)的哑铃状薄片小试样,并在裂纹中部预置半径为0.05 mm的贯通裂纹。试件形状及尺寸如图1所示。

图1 试件形状以及尺寸Fig.1 Shape and size sketch of the specimen

1.2 试验方案

试验设备为ZJF-45G周期浸润环境试验箱,采用文献[5]提供的我国沿海某机场的加速腐蚀环境谱进行加速腐蚀试验,温度为(40±2)℃,相对湿度为95%～100%,腐蚀溶液为H2SO4与5%(质量分数)NaCl混合溶液,pH为4～4.5。每30 min为1个周期,每周期浸泡4.8 min,烘干12 min,干湿交变348个循环相当于试件在外场服役1年承受的损伤。将试件分别加速腐蚀到7,15和19个日历年。

对预腐蚀试验件在带疲劳加载装置的SS550扫描电镜进行疲劳加载。试验在室温条件下进行,正弦波加载,应力比为0.1,加载频率为5 Hz。每隔一定循环次数将频率降低至0.5 Hz,利用扫描电镜对试件表面进行拍照,记录裂纹长度及相应的循环数,直到试验件断裂为止。

2 结果与分析

2.1 疲劳裂纹扩展速率

Paris断裂模型认为裂纹扩展速率da/dN受裂尖名义应力强度因子ΔK的控制,即:

式中:C和m是与腐蚀损伤程度、疲劳试验条件以及材料属性相关的两个参数;ΔK是应力强度因子范围,单边缺口应力强度因子范围ΔK的计算公式如式(2)所示:

式中:Δσ为疲劳应力幅值;a表示裂纹长度;f(a/ W)是与裂纹有关的形状修正因子。针对预腐蚀试件中单边缺口的形状特征,其表达式如式(3)所示[6]:

预腐蚀LY12CZ铝合金的裂纹扩展速率与应力强度因子范围的关系在双对数坐标系中如图2所示。对式(1)两边进行对数运算,可见图2曲线的斜率就是参数m的值,各条曲线的斜率均围绕2.5波动,表明参数m主要依赖于铝合金材料自身的属性,与应力水平以及腐蚀损伤关系不大。比例常数C随腐蚀损伤的变化曲线如图3所示,可见总体腐蚀损伤的影响主要体现在参数C上[7—8]。

图2 不同腐蚀年限下裂纹扩展速率与应力强度因子范围关系Fig.2 Relationship of fatigue crack growth rate and the stress intensity factor range after different corrosion years

图3 比例常数C与预腐蚀年限的关系Fig.3 Relationship of the proportionality constant C with corrosion years

2.2 模型修正

含缺口预腐蚀构件疲劳裂纹扩展速率不仅取决于缺口局部最大应力,而且还与围绕最大应力某一区域内的局部腐蚀情况相关。区域内腐蚀坑的分布差异造成裂纹尖端的局部应力集中不同,对不同裂纹长度的裂纹扩展速率造成很大的影响,在对预腐蚀试件裂纹扩展速率修正应当考虑局部腐蚀损伤的影响程度[9—11]。采用带疲劳加载装置的扫描电镜进行疲劳试验,能够方便地采集到裂纹尖端局部腐蚀图像,采用裂纹尖端附近的局部孔蚀率α(Surface damage ratio)表征腐蚀损伤的严重程度,用于修正腐蚀疲劳裂纹扩展速率(da/dN)CF无疑成为一种有效的途径。

考虑裂纹尖端附近区域局部腐蚀损伤对裂纹扩展速率的影响,给定距裂纹尖端附近处一定范围内的平均孔蚀率表示局部参量,对预腐蚀疲劳裂纹扩展速率(da/dN)CF表达式进行修正:

式中:D(α)为反映局部环境腐蚀损伤影响程度的腐蚀疲劳损伤影响因子,α为局部环境腐蚀损伤影响程度,即局部孔蚀率,其定义如下:

式中:n为腐蚀表面上蚀坑数量;A是试件表面的总投影面积;Ai代表试件表面第i个腐蚀坑的投影面积。

当α→0,D(α)→1;当α→1,D(α)→某一上界。设D(α)和α满足如式(6)所示关系式:

式中:k(k＞0)为待定常数。

对式(4)两边取对数得到:

式(7)表示驱动力为D(α)1/2.5·ΔK的疲劳裂纹扩展模型,对每一裂纹长度下应力强度因子范围ΔK进行修正,修正系数为D(α)1/2.5。

Neuber[12]认为缺口件的疲劳寿命应当以距缺口根部一定距离内弹性应力的平均值作为有效应力——疲劳评定的“局部参量”,当“局部参量”大于临界值时,试件就发生失效破坏。Peterson[13]简化并发展了这一观点,提出距缺口根部一定距离上某一点的应力作为有效应力。因此,取以临界裂纹尖端为中心,沿裂纹扩展方向取距离L为半径构成的半圆区域作为局部孔蚀率的采集区域,如图4所示,其半径L由临界距离理论给出[6]:

式中:Δσ0,ΔKth分别是光滑试样的疲劳极限和疲劳裂纹扩展门槛值,由文献[14]可查出:Δσ0=248 MPa,ΔKth=4.4 MPa·m1/2,计算得L=0.1002 mm。

图4 局部孔蚀率示意Fig.4 Schematic illustration for local pitting rate

因为蚀坑形状过于复杂,单个蚀坑的面积难以利用传统测量手段获得,必须采取其他的方式来获得孔蚀率α。文献[15]提供了基于数字图像处理技术的计算孔蚀率的方法,采用二值特征提取的腐蚀图像,获取孔蚀区域和未腐蚀区域的像素点值,二者的比值即为孔蚀率。应力水平为220 MPa,腐蚀19年裂纹尖端附近局部孔蚀率举例见表1。

利用式(4)得到的结果与试验结果对比如图5所示。修正前后裂纹扩展模型拟合相关系数对比见表2,从中可以看出修正后的模型与试验结果的吻合程度大为提高,所建立的修正模型是合理的。

表1 预腐蚀19年裂纹尖端附近局部孔蚀率Table 1 The local pitting rate around the crack tip after 19 corrosion years

图5 不同腐蚀年限下da/dN和D(α)ΔK2.5的变化曲线Fig.5 The curve of da/dN vs D(α)ΔK2.5under different corrosion years

表2 修正前后裂纹扩展模型拟合相关系数对比Table 2 Comparison of fitting correlation coefficients of the fatigue crack growth rate model before and after correction

3 结论

1)采用Paris公式对疲劳裂纹扩展速率进行描述,发现参数m主要依赖于铝合金材料自身的属性,与应力水平以及腐蚀损伤关系不大。腐蚀损伤和疲劳载荷的影响则主要影响参数C。

2)在Paris公式基础上,分析了腐蚀环境下裂纹尖端附近的局部损伤对裂纹扩展速率有很大的影响,引入反映局部环境腐蚀损伤影响程度的腐蚀疲劳损伤影响因子D(α),建立了基于局部腐蚀损伤的预腐蚀疲劳裂纹扩展速率修正模型。与试验结果对比表明该模型合理有效,对铝合金结构的腐蚀损伤容限分析具有参考价值。

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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,主要研究方向为材料腐蚀疲劳评估。

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

穆志韬(1963—),男,博士,教授,主要研究方向为材料腐蚀疲劳及寿命评估。