孔边倒角和预腐蚀作用下航空铝合金疲劳性能及断裂机理研究

周　松，王　磊，马　闯，杨林青，许　良，回　丽

(1 沈阳航空航天大学 航空制造工艺数字化国防重点学科实验室，沈阳 110136；2 东北大学 机械工程与自动化学院，沈阳 110004)



孔边倒角和预腐蚀作用下航空铝合金疲劳性能及断裂机理研究

周松1,2，王磊1，马闯1，杨林青1，许良1，回丽1

(1 沈阳航空航天大学 航空制造工艺数字化国防重点学科实验室，沈阳 110136；2 东北大学 机械工程与自动化学院，沈阳 110004)

基于航空铝合金带孔结构材料在服役过程中常因腐蚀损伤而导致疲劳断裂问题，通过对未腐蚀和预腐蚀24h后的7075铝合金双孔未倒角和双孔倒角试样进行疲劳实验研究，分析腐蚀预损伤和孔边倒角对试件疲劳性能的影响及疲劳断裂特性差异。结果表明：腐蚀预损伤对7075铝合金材料疲劳寿命的影响显著，双孔未倒角和倒角试样预腐蚀24h后试样中值疲劳寿命比未腐蚀试样最大下降了31.74%和26.92%；孔边倒角对材料疲劳寿命有一定的影响，未腐蚀和预腐蚀24h孔边倒角试样中值疲劳寿命比未倒角试样最大下降了28.02%和15.36%，主要原因是由于孔边倒角过程中产生加工刀痕，引入了“预损伤”，且倒角后疲劳裂纹萌生位置变多，导致材料发生疲劳断裂的概率变大。

铝合金；孔边倒角；腐蚀预损伤；腐蚀坑；疲劳；断裂

飞机在实际服役过程中会受到有害环境的严重影响[1]，特别是沿海一带服役的军机，随着服役时间的增加，腐蚀对其造成的损伤越来越严重[2]。大量飞机失效分析实例表明，腐蚀和疲劳是飞机两类最主要的损伤形式，而腐蚀损伤和破坏又常发生在机械连接部位、孔边和应力集中处等[3,4]。

近年来，国内外学者对腐蚀损伤问题从多方面进行了广泛的研究。Sankaran等[5],Pao等[6],陈跃良等[7]，张有宏等[8]研究了腐蚀预损伤对航空铝合金疲劳行为的影响，结果得出坑蚀使材料疲劳寿命大幅下降，并初步建立了腐蚀损伤与疲劳寿命间的关系。Duquesnay等[9],Dolley等[10]建立了腐蚀坑的几何尺寸与疲劳寿命之间的关系。Gruenberg等[11,12]对铝合金在不同预腐蚀时间、不同应力水平和不同取向的疲劳寿命进行实验研究，并基于断裂力学理论对其进行预测，预测的结果和实验结果相比偏于保守。Malki等[13],Ramana等[14]对航空铝合金单腐蚀坑和多腐蚀坑的萌生和发展进行数值模拟。Kimberli等[15]研究了两种厚度2024铝合金不同程度腐蚀预损伤对疲劳短裂纹增长速率的影响。刘建中等[16]系统研究了腐蚀预损伤对2024-T62铝合金疲劳S-N曲线及长短裂纹扩展行为的影响。但上述研究的疲劳试样主要是标准试样，没有考虑飞机实际结构中存在大量的带孔结构(包括倒角与未倒角)，如机翼、起落架和机身长衔、梁缘条及蒙皮等构件，因此研究腐蚀预损伤对带孔试样铝合金疲劳行为的影响具有重要的实际应用价值。

本工作以飞机常用7075铝合金为研究对象，通过实验深入研究腐蚀损伤与孔边倒角对双孔试样疲劳性能的影响及其断裂机理，为结构件的实际服役寿命设计与精确预测提供依据。

1　实验

1.1材料

实验材料选用厚度为1.6mm高强铝合金7075板材，化学成分与实测力学性能见表1和表2。

表1　7075铝合金化学成分 (质量分数/%)

表2　7075铝合金板材力学性能

1.2试样

疲劳试样采用双孔(DFRbase)试样，取样方向为L向，具体尺寸如图1所示。一组试样未倒角，另一种试样对双孔进行双面30°倒角(即孔边倒角试样)。

图1　双孔疲劳试样Fig.1　Fatigue specimen of double hole

1.3实验过程与方法

疲劳加载前参考ASTM G34—2001标准，采用3.5%NaCl水溶液对部分试样进行全浸加速预腐蚀实验，实验温度为25℃±5℃，预腐蚀时间为24h。预腐蚀后用KEYENCE VHX-5000三维显微系统观测腐蚀深度和点蚀坑开口面积。

依据HB 5287—1996，利用MTS 810电液伺服疲劳试验机对未腐蚀和预腐蚀试样分别进行空气环境下的疲劳实验，实验温度为室温25℃±5℃，湿度为RH<50%，加载频率为20Hz，波形为正弦波，应力比R取0.06。之后用Nano SEM 450扫描电镜对疲劳断口进行观测分析。

2　实验结果与分析

2.1腐蚀形态

全浸预腐蚀实验后对实验件进行损伤程度的测量和分析。图2为7075铝合金腐蚀24h的双孔未倒角及倒角试样在孔边附近区域随机拍摄的3D照片。从图2可以看出，7075铝合金在盐水环境下主要是以点蚀为主，且分布不均，有的孔边上只有一个单腐蚀坑(图2(a)和图2(c))，有的孔边大小腐蚀坑交织在一起形成更大的腐蚀坑(图2(b)和图2(d))。

图2　预腐蚀24h下不同试样的腐蚀损伤形貌显微照片(a)未倒角试样孔边单腐蚀坑；(b)未倒角试样孔边腐蚀坑连成片;(c)倒角试样孔边单腐蚀坑；(d)倒角试样孔边腐蚀坑连成片Fig.2　Micrographs of corrosion damage morphology for pre-corrosion damage at 24h in different samples(a)orifice unchamfered samples with single corrosion pit;(b)orifice unchamfered samples with a piece of corrosion pit;(c)orifice chamfered samples with single corrosion pit;(d)orifice chamfered samples with a piece of corrosion pit

图3 腐蚀预损伤对材料疲劳S-N性能的影响(a)双孔未倒角试样；(b)双孔孔边倒角试样Fig.3　The influence of pre-corrosion damage on the materials’ S-N fatigue performance(a)unchamfered samples with double orifice;(b)chamfered samples with double orifice

2.2腐蚀预损伤对材料疲劳S-N曲线的影响

图3为预腐蚀24h不同试样的疲劳S-N曲线，由图3可以看出预腐蚀损伤导致试样疲劳寿命显著降低。预腐蚀24h双孔未倒角试样，最大循环应力为220，150，80，68MPa时所对应的中值疲劳寿命比未腐蚀试样分别下降了31.74%，29.75%，20.57%和30.54%。预腐蚀24h双孔孔边倒角试样，最大循环应力为220，140，90，68MPa时所对应的中值疲劳寿命比未腐蚀试样分别下降了17.47%，23.33%，26.92%和13.69%。预腐蚀24h试样的疲劳寿命实验数据比未腐蚀试样具有更大的分散性，这是由于腐蚀造成了材料预损伤(腐蚀坑)，而腐蚀坑的大小和位置具有随机性。当腐蚀坑处于试样应力集中最大处(孔边)时，材料疲劳寿命最短，而腐蚀坑距孔边越远时，材料的寿命相对也越大。

2.3孔边倒角对材料疲劳S-N曲线的影响

图4为孔边倒角对双孔试样疲劳S-N曲线的影响，孔边倒角导致试样的疲劳寿命略微降低。未腐蚀孔边倒角试样在最大循环应力为220，150，80，68MPa时所对应的中值疲劳寿命比未倒角试样分别下降了18.20%，15.73%，5.64%和28.02%。预腐蚀24h后，孔边倒角试样在最大循环应力为220，120，80，68MPa时所对应的中值疲劳寿命比未倒角试样分别下降了1.10%，15.36%，7.96%和10.57%。孔边倒角试样的疲劳寿命实验数据比孔边未倒角试样更分散，原因主要是孔边倒角试样在倒角过程中会造成材料表面的轻微损伤(如图5所示)，一方面增加了疲劳数据的分散性，同时也造成倒角试样疲劳寿命的降低。预腐蚀后孔边倒角对寿命的影响相比未腐蚀试样效果降低，这主要是由于预腐蚀损伤相比倒角过程造成的表面损伤对疲劳寿命的影响更为显著，因此，在同样的预腐蚀条件下，倒角与未倒角试样S-N曲线非常接近。

图4　孔边倒角对材料疲劳S-N性能的影响(a)未腐蚀试样；(b)预腐蚀24h试样Fig.4　Influence of orifice chamfer on the materials’ S-N fatigue performance(a)uncorroded sample;(b)pre-corroded samples for 24h

图5　孔边倒角过程中产生的刀痕Fig.5　Cutting marks during the orifice chamfer process

2.4分析讨论

未腐蚀情况下，扫描电镜疲劳断口观测发现孔边未倒角试样的疲劳裂纹源主要萌生于孔边，而孔边倒角试样的疲劳裂纹源主要位于孔边及倒角的边上，图6给出了不同试样裂纹萌生位置的示意图，可以发现孔边倒角试样裂纹萌生位置变多，导致材料发生疲劳断裂的概率变大。

图7为未腐蚀双孔未倒角及倒角试样的典型疲劳断口(最大应力为80MPa)。由图7可以看出,未腐蚀试样的疲劳裂纹源萌生于孔边，通过滑移挤入/挤出而产生疲劳裂纹源，存在明显的滑移导致的平面(图7(a),(c))，其形成是由于裂纹萌生于试样表面滑移带中局部应力最大处，之后沿面心立方金属{111}面滑移向金属内部扩展，此滑移面的取向大致与正应力成45°交角。裂纹沿着该滑移面扩展一定距离(0.05mm)后改变方向，沿着与正应力垂直的方向扩展，即进入裂纹扩展的第二阶段，图7中A箭头所指的位置为第一阶段向第二阶段的转化区。裂纹源局部放大图如图7(b)所示，可以发现清晰细密的滑移线，类似擦伤痕迹。B箭头所指位置清楚显示类解理河流、台阶花样及滑移特征，其交角大约60°。这些台阶是由“解理面”不平行的另外两组{111}面上的二次裂纹所造成，台阶的方向即为{110}方向。

图6　不同试样裂纹萌生位置示意图(a)孔边未倒角试样；(b)孔边倒角试样Fig.6　Different samples of crack initiation location(a)orifice unchamfered sample；(b)orifice chamfered sample

图8为腐蚀24h双孔未倒角及倒角试样的典型疲劳断口(最大应力为80MPa)。由图8可以看出，预腐蚀后试样的疲劳裂纹萌生在腐蚀坑处，萌生后以半椭圆轮廓线向前扩展，并产生与裂纹扩展方向一致的放射台阶和条纹。

通过观察未腐蚀与腐蚀24h双孔未倒角及倒角试样裂纹稳定扩展区和瞬断区的断口形貌，发现它们具有相同的特征，图9为典型的裂纹稳定扩展区和瞬断区断口形貌。图9(a)中清晰显示了在不同平面和不同方向上的塑性疲劳条带，这是由于相邻的晶粒取向不同，裂纹扩展由一个平面转移至另一个平面，疲劳条带分布在高低、方向不同的平面上，具有明显的晶体学特征。图中白色箭头表示裂纹扩展方向，黑色箭头指示处为晶界，红色箭头指示处为二次裂纹。从图9(b)中可以看出，瞬断区断口由大量的大小不等的韧窝及空洞组成，部分韧窝内存在破碎的第二相粒子，韧窝由撕裂棱连接，撕裂棱呈小平面。从该图中可以发现7075铝合金以静态失效模式发生突发性的疲劳失效呈典型的韧性断裂。

图7　双孔未腐蚀疲劳试样SEM断口形貌(a)孔边未倒角试样；(b)图7(a)中A区的放大；(c)孔边倒角试样Fig.7　SEM fracture morphology of the specimens with different pre-corrosion damage(a)orifice unchamfered sample；(b)the magnification of region A in fig.7(a)；(c)orifice chamfered sample

图8　双孔预腐蚀24h疲劳试样SEM断口形貌　(a)孔边未倒角试样；(b)孔边倒角试样Fig.8　SEM fracture morphology of the specimens with pre-corrosion double orifices for 24h(a)orifice unchamfered sample；(b)orifice chamfered sample

图9　双孔疲劳试样裂纹扩展区和瞬断区断口形貌　(a)疲劳条带；(b)韧窝Fig.9　SEM fracture morphology of the specimens with double orifices in propagation areas and rupture regions(a)fatigue striation; (b) toughness cavity

从图7～9中可以看出,未腐蚀试样的疲劳裂纹萌生机制为平面位错滑移机制，而预腐蚀试样的裂纹由腐蚀坑处萌生，将导致裂纹萌生寿命显著降低；所有试样疲劳裂纹第二阶段的断口形貌基本相似，裂纹沿着阻力最小的晶面方向扩展呈现河流状花样，表现为穿晶断裂特征。断口表面可以观察到一些面积大小不一、高低不等的小平面和解理台阶等，这些小平面之间大多是以撕裂棱连接。

3　结论

(1)在3.5%NaCl盐水中，7075双孔铝合金试样易于在孔边表面产生腐蚀坑形成分布不均的腐蚀损伤。

(2)腐蚀预损伤对双孔7075铝合金试样的疲劳寿命影响显著。在双孔未倒角试样中，预腐蚀24h试样最大循环应力为220，150，80，68MPa时所对应的中值疲劳寿命比未腐蚀试样分别下降了31.74%，29.75%，20.57%和30.54%。在双孔孔边倒角试样中，预腐蚀24h试样最大循环应力为220，140，90，68MPa时所对应的中值疲劳寿命比未腐蚀试样分别下降了17.47%，23.33%，26.92%和13.69%。

(3)孔边倒角对材料疲劳寿命有一定的影响，在未腐蚀和预腐蚀24h试样中，孔边倒角试样中值疲劳寿命比未倒角试样最大下降了28.02%和15.36%，主要原因是由于孔边倒角过程中产生刀痕，引入了“预损伤”，裂纹更易于萌生而导致疲劳寿命下降。

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Fatigue Properties and Fracture Mechanism of Aluminum Alloy with Orifice Chamfer and Pre-corrosion Damage

ZHOU Song1,2，WANG Lei1，MA Chuang1，YANG Lin-qing1，XU Liang1，HUI Li1

(1 Key Laboratory of Fundamental Science for National Defense of Aeronautical Digital Manufacturing Process,Shenyang Aerospace University, Shenyang 110136，China； 2 Department of Mechanical Engineering and Automation,Northeastern University,Shenyang 110004,China)

Fatigue fracture often occurs because of the corrosion damage to aerospace structural aluminum alloy with holes. Fatigue tests of 7075 aluminum alloy of both unchamfered and chamfered double-hole specimens under uncorrosion and 24h pre-corrosion were carried out. The influence of both pre-corrosion damage and orifice chamferer on fatigue properties and the differences of fatigue fracture characteristics were analyzed. The results show that the effect on fatigue life of pre-corrosion damage is significant. Median fatigue lives of both unchamfered and chamfered double-hole specimens under 24h pre-corrosion decrease about 31.74% and 26.92% compared with uncorrosion specimens. The orifice chamferer have a certain effect on fatigue life of both uncorrosion and 24h pre-corrosion specimens, with median fatigue lives decreased about 28.02% and 15.36% compared with unchamfered specimens, the main reason is due to the stress concentration after orifice chamfered, on the other hand, cutting marks lead to pre-damage during the orifice chamfering process which will result in an increase of the fatigue crack initiation sites and the fracture probability.

aluminum alloy; orifice chamfer; pre-corrosion damage; corrosion pit; fatigue; fracture

回丽(1965-)，女，教授，博士后，从事结构强度及完整性评定方面的研究，联系地址：辽宁省沈阳市沈北新区道义南大街37号 沈阳航空航天大学航空制造工艺数字化国防重点学科实验室(110136)，E-mail：syhuili@126.com

10.11868/j.issn.1001-4381.2016.06.015

V252;V216

A

1001-4381(2016)06-0098-06

国家自然科学青年基金(51405309)；沈阳航空航天大学航空制造工艺数字化国防重点学科实验室开放基金(SHSYS2015002) ；沈阳航空航天大学青年自选基金(201305Y)

2015-05-15;

2015-09-06