基于腐蚀损伤表征参数的铝合金预腐蚀疲劳裂纹扩展修正模型

李旭东，吕 航，穆志韬

（海军航空工程学院 青岛校区，青岛 266041）

服役环境中的腐蚀介质可以在金属构件表面形成腐蚀损伤，不同金属的腐蚀损伤形貌不同，对于合金钢一般来说，表现出均匀腐蚀的形貌特征。而对于航空结构中常用的铝合金材料，腐蚀主要在材料表面形成大量形貌复杂的腐蚀坑，是一种典型的点蚀形貌，这些腐蚀坑一方面会引起局部的应力集中，另一方面对铝合金晶粒组织产生了破坏，改变了晶粒的方向。这两方面的原因导致在疲劳载荷作用下，裂纹更加容易萌生和扩展，比单纯的机械疲劳对于金属结构的可靠性和完整性威胁更大[1-6]。因此研究腐蚀环境下疲劳裂纹扩展规律对海洋环境下服役的铝合金工程结构的损伤分析和寿命预测显得尤为重要，尤其是沿海机场的飞机结构而言更具有至关重要的意义。本文基于LD2铝合金的试验数据建立一种基于腐蚀损伤表征参数的裂纹扩展模型。

1 预腐蚀疲劳裂纹扩展试验

1.1 实验材料

试验件材料为航空用高强度LD2铝合金，其化学成分为（wt.%）：Al，92.5%；Cu，4.5%；Mg，1.42%；Mn，0.74%；Fe，0.26%；Si，0.19%；Zn，0.13%。抗拉强度450MPa，屈服强度342MPa。沿着轧制方向制成哑铃状的试验件。为了方便捕捉裂纹，试验件中部人工制作一个曲率半径大约为0.05mm的缺口，形成一个局部的应力集中点，其形状如图1所示。

1.2 实验方案

预腐蚀试验采用ZJF-45G周期浸润环境试验箱，如图2所示，可以模拟大气腐蚀环境条件下的腐蚀试验。为了模拟服役机场的真实腐蚀环境，基于电化学等效原则，建立了我国沿海某地的加速腐蚀环境谱[4,5]。该环节谱规定，加速腐蚀试验过程中保持ZJF-45G内空间恒温T=(40±2) ℃。ZJF-45G试验箱溶液为H2SO4与3.5%（wt.%）NaCl混合溶液，pH= (4.0±0.2)。环境箱中每一次干-湿交变包括浸泡5分钟，烘烤12分钟。干湿交变384次循环，累计试验时间96小时，等当量于材料在服役环境中自然腐蚀1个日历年的损伤。每间隔一定等效日历年限取出不少于5个试件进行疲劳加载实验。

采用KH7700显微镜对于预腐蚀试件表面进行拍照，拍摄并记录其腐蚀表面的二维及三维形貌，如图3所示。

疲劳实验采用MTS810疲劳试验件完成。在室温条件下进行，对腐蚀0a，7a，15a，19a的试验件（下文分别用CS0， CS7， CS15， CS15表示）进行轴向拉-拉疲劳加载，波形为正弦波，最大加载应力为220MPa，应力比为0.1，加载频率恒定为5Hz。在疲劳加载过程中，通过读数显微镜观查裂纹的扩展，并记录裂纹扩展长度与应力循环次数的对应关系，直到试验件断裂为止。

图1 试件形状以及尺寸

图2 设备及试验件摆放照片

图3 腐蚀形貌

2 结果与分析

2.1 裂纹扩展速率的试验结果

基于LEFM线弹性断裂力学理论，裂纹扩展是受裂纹尖端的应力强度因子幅控制的，即[5]

其中C和m是待定参数，一般认为是与疲劳加载条件相关。在双对数坐标系下，式（1）代表的是一条直线方程。其中裂纹扩展速率d a/d N 可以根据试验过程中记录的裂纹长度与循环次数的对应关系进行差分得到[4]。应力强度因子范围 ΔK 可以查阅单边缺口试件的应力强度因子计算公式得到[6]。最终得到的裂纹扩展速率随应力强度因子的变化如图4所示。

从图4中可以看出，不同腐蚀损伤的裂纹扩展速率差别较大，但是各条曲线的斜率均为2.5，表明式（1）中的m的值为2.5，与预腐蚀损伤以及应力水平的关系不大，可以视为仅依赖于材料的常数。但是各条曲线中的截距不同，这表明C值预腐蚀损伤存在某种依赖关系。其中未腐蚀试件的 C =9.6734 ×1 0-10。文献[4]建立了C与等效腐蚀年限的依存关系，但是由于腐蚀存在很大的个体性、随机性差异，也就是经历相同的腐蚀过程，各个试验件的腐蚀损伤程度也可能存在很大的不同，这就意味着用等效腐蚀年限刻画腐蚀损伤的程度是不够完善的，因此文献[4]所建立的依存关系有待改进。

2.2 基于腐蚀损伤表征参数的裂纹扩展模型

随着浸润时间的延长，腐蚀在铝合金基体不断向两个方向扩展，一方面沿着试件表面，腐蚀坑的面积不断扩大，另一方面腐蚀坑向深度方向扩展，表现为腐蚀坑的深度不断加大。

图4 不同预腐蚀损伤下的裂纹扩展速率随着应力强度因子的变化曲线

其中试件表面的腐蚀程度可以用孔蚀率α 表示，其定义式为

式中，n为腐蚀表面上蚀坑数量，Api代表试件表面第i个腐蚀坑的投影面积，A是试件表面的总投影面积。孔蚀率α可以采用数字图像处理方法获得[3-6]。腐蚀损伤深入母材的严重程度可以用腐蚀坑平均深度表示，该参数可以直接通过KH-7700三维光学显微镜扫描试件表面得到的形貌得到，如图3（b）所示。腐蚀损伤程度越深，α越大，越大，因此可以利用α和的组合作为腐蚀损伤的表征参数。不难理解，对于预腐蚀试件，其Paris形式的表征公式中，Ccf可以表示为α和的函数，如式（3）所示。

腐蚀损伤越严重，裂纹扩展速率越快，因此Ccf的数值越大。式（4）所示为一个单调增的函数关系，因此可以设

图5 Ccf 随着α 的变化曲线

3 结论

1）由于腐蚀坑的存在，铝合金预腐蚀疲劳裂纹的扩展速率高于纯疲劳裂纹的扩展速率。

2）本文提供了一种将Paris公式中对于腐蚀损伤敏感的参数C基于腐蚀损伤表征参数进行修正为Ccf的方法。Ccf反应出了预腐蚀损伤加速疲劳裂纹扩展的贡献程度。结果表明该修正关系合理，相比文献[7]，该修正方法的相关系数高。为LD2预腐蚀疲劳裂纹的扩展预测提供了一个新的途径，具有一定的 参考价值。

3）由于实验样本有限，本文提供的修正方法还需要进一步的实验验证。

[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]李旭东, 刘治国, 穆志韬等. 基于飞行载荷的LC9 铝合金腐蚀疲劳裂纹扩展研究[J]. 腐蚀与防护, 2013, 34(11): 985-988.

[7]李旭东，铝合金腐蚀环境下疲劳短裂纹演化规律的表征[D]. 北京：清华大学, 2011.