高强预腐蚀铝合金单轴拉-拉疲劳断口定量分析

朱泽龙，李旭东，穆志韬



高强预腐蚀铝合金单轴拉-拉疲劳断口定量分析

朱泽龙，李旭东，穆志韬

（海军航空工程学院 青岛校区，山东 青岛 266041）

通过断口定量分析获得7A09铝合金的疲劳裂纹扩展规律，为7A09铝合金结构的寿命评估提供依据。使用EXCO溶液对试验件进行预腐蚀，利用疲劳拉伸机进行疲劳加载直至断裂，使用扫描电镜对疲劳断口进行定量化分析。疲劳裂纹在试件的腐蚀坑处萌生，从自由界面附近向纵深发展导致试件的断裂。通过断口分析和Paris公式确定了裂纹的萌生寿命和扩展寿命。腐蚀之后的试件裂纹萌生寿命占总寿命的比例下降，当裂纹扩展程度较大之后，受腐蚀影响减轻，得出裂纹扩展速率和应力强度因子的关系。

7A09铝合金；疲劳断口；疲劳裂纹萌生；疲劳裂纹扩展

作为高强高韧铝合金的主体，Al-Zn-Mg-Cu系合金的性能非常优秀，是航空航天工业的主要承力结构材料之一[1]。疲劳断裂是飞机铝合金结构材料在交变载荷作用下发生失效破坏的主要原因。Al-Zn-Mg-Cu系航空铝合金材料随着其断裂强度和屈服强度的提高，塑性变形能力反而下降，对于疲劳破坏更为敏感，对其疲劳破坏过程进行研究是保持航空结构安全可靠性的重要保障。文中通过扫描电子显微镜对7A09铝合金断口进行定量化检测[3]，反推其断裂过程，旨在对此类合金的疲劳研究和应用提供参考。

1 实验材料及方法

实验研究采用的是7A09铝合金材料，热处理为T6状态。飞机结构中该材料通常作为蒙皮和机翼主梁和后掠机翼斜撑梁等承力结构的主要材料，其主要成分见表1。沿着轧制方向截取狗骨状试件，如图1所示，厚度为3 mm。材料的力学性能通过单向拉伸试验确定，屈服强度为500 MPa，抗拉强度为540 MPa，弹性模量为72 GPa。基于ASTM G34测试标准，利用EXCO溶液对于试件表面进行预腐蚀实验，试件在EXCO溶液中浸润2 h，确保在构件表面形成肉眼可见的腐蚀坑[2]，试验装置如图2所示。

表1 7A09铝合金的化学成分

图2 腐蚀试验设备

将5个试验件在MTS-810试验机上进行疲劳加载，应力控制，应力按照正选波变化，PVC补偿，最大应力为280 MPa，应力比=0.1，加载频率设为=5Hz保持恒定[8]。由于电镜样品台尺寸限制，当试件断裂后，立即在距离断口面不小于1 cm处将试件切断，切断过程中注意保护防止擦伤断口。将含断口一段试件立即置于JSM-6700电镜下进行观察，防止断口氧化造成断口模糊不清。

2 结果与讨论

2.1 裂纹扩展寿命与萌生寿命

对于某些大型的工程结构，只要裂纹没有扩展到临界长度就认为结构是安全的，在这过程中确定裂纹的扩展寿命是很关键的一步，根据扩展寿命可以确定检查周期，并在其扩展到临界值之前予以替换或者维修，保证结构的安全[4]。铝合金的塑性一般较好，在疲劳载荷作用下裂纹的稳态扩展区可以形成疲劳辉纹，这些疲劳辉纹就是疲劳断口上塑性变形特征，如图3所示。

因此裂纹尖端由点扩展到点的扩展寿命可以按照式（2）进行估算：

从图4可以看出：萌生裂纹的腐蚀坑的曲率半径一般在10 μm左右；裂纹萌生寿命差别很大，最多可以相差6~7倍[14]；腐蚀坑的曲率半径越大，一般裂纹萌生寿命也越长，其定量由于试验样本过少无法获得[5]。

疲劳裂纹长度与裂纹寿命的关系如图5所示。可以看出：一方面由于电镜的放大倍率很高，可以捕捉到裂纹扩展早期很细小的疲劳辉纹，另一方面腐蚀坑的存在也加速了裂纹萌生过程，因此裂纹萌生寿命initiation占总寿命f的比例相对很多文献的报道[6]而言都比较低，最多不超过60%，甚至低于50%。裂纹萌生寿命与总疲劳寿命密切相关，萌生寿命长的试件往往总的疲劳寿命也会比较长，因此采取措施延长裂纹萌生寿命是保持构件长期安全可靠的重要途径。沿着深度方向裂纹的稳态扩展长度大约在1 mm左右，仅仅有试件厚度的1/3左右。在裂纹贯穿整个试件厚度之前，试件就已经发生断裂。因此腐蚀坑导致的这种面裂纹扩展具有很强的隐蔽性，很有可能监测不到，对承力结构的安全危害较大[10]。

2.2 Paris公式材料参数的计算

对于构件进行寿命评估的关键是获取合适的裂纹扩展速率表征模型。自从20世纪30年代首次开展疲劳裂纹扩展研究以来，这就是疲劳研究中的热点问题，学者们建立了大量的数学模型，如Forman模型、NASGRO模型、Walker模型、McEvily模型。这些模型都源于Paris模型，侧重不同的疲劳影响因素，表达形式上也较为复杂。因此在工程界进行飞机结构寿命估算的时候广泛采用的仍然是Paris模型，见式（5）：

式中：Δ为裂纹尖端的应力强度因子（SIF）；和为待定的材料参数，与材料及其热处理状态、环境、载荷、裂纹形状等等都是紧密相关的，需要采用实验方法进行确定。对于表面裂纹，其深度方向的裂纹长度难以进行实时监测。本节探讨通过对断口进行分析得到这两个参数[11]。在断口上沿着深度方向距离萌生源距离不同取一系列的点，设其距离分别为a，=1,2,…,，第个点处的SIF如式（6）所示:

AFGROW软件NASGROW材料库给出的与文中试验材料牌号接近的7075-T6铝合金的Paris模型为：

基于断口获取的Paris模型常数接近，且造成其存在差别的原因之一是由于所用试件存在预腐蚀损伤。这说明文中提供的根据断口疲劳辉纹进行Paris模型常数的拟合方法是合理可行的。从图6中还可以发现，当裂纹长度较短、SIF较低的时候，裂纹扩展速率的分散性明显较强，这是受萌生腐蚀坑的影响所致。当裂纹扩展一段距离以后，受腐蚀坑的影响程度降低了，数据的分散性有所下降[12]。

3 结论

1）对含表面腐蚀损伤的铝合金而言，疲劳裂纹一般在试样自由界面腐蚀坑处萌生，形成近似半椭圆形的表面裂纹，断裂面大部分垂直加载方向轴，形成I型疲劳断口，从自由界面附近向纵深发展，最终引发结构的断裂。

2）通过对断口进行高分辨率的观测，并进行定量化的分析，直接计算表面裂纹深度方向的裂纹扩展寿命，获得裂纹长度和应力循环次数的对应关系，在此基础上可以确定其裂纹扩展速率Paris表征公式中的材料常数。

3）试验中采用的是单轴的拉拉疲劳载荷，断裂机制比较简单，因此疲劳辉纹与应力循环周次存在比较明显的对应关系，可以利用条带间距代表裂纹扩展速率。

4）由于断口形貌的复杂性，裂纹往往不是沿着同一个平面扩展，造成疲劳条带在整个断口上往往不是连续的，尤其是在非共面裂纹交界位置，因此选择有代表性的疲劳辉纹也成为制约定量分析准确性的重要因素。

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Quantitative Analysis on Tension-Tension axial Fatigue Fractography of High Strength and Toughness Aluminum Alloy

ZHU Ze-longLI Xu-dongMU Zhi-tao

(Qingdao Campus of Naval Aeronautical Academy, Qingdao 266041, China)

To obtain fatigue crack propagation behaviors of 7A09 aluminum alloy by quantitative analysis of crack to provide basis for its fatigue life analysis.EXCO solution was used to have pre-corrosion on test specimen. The fatigue tension machine was used to load fatigue till cracking. The scanning electron microscope was applied to carry out quantitative analysis on fatigue fracture.The fatigue crack appeared at the corrosion pit of the specimen and developed in depth and breadth from adjacent of free interface and lead to fracture. Initiation life and propagation of crack were determined by fracture analysis and Paris formula.The ratio of crack initiation life of specimen after corrosion decreased. When the crack extent is larger, the corrosion effect is reduced. The relationship between the crack propagation rate and the stress intensity factor was obtained.

7A09 aluminum alloy; fatigue fractography; fatigue crack initiation; fatigue crack propagation

TJ04

A

1672-9242(2018)01-0096-04

10.7643/ issn.1672-9242.2018.01.019

2017-08-13；

2017-09-05

朱泽龙（1992—），男，山东烟台人，硕士，主要研究方向为海洋环境与飞行器性能研究。