結(jié)合Origion軟件分析腐蝕對LY12CZ鋁合金疲勞性能影響

徐麗，陳躍良，羅浩，衣林

（1.海軍航空工程學(xué)院，山東 煙臺 264001；2.海軍航空工程學(xué)院 青島分院，山東 青島 266041；3.海軍飛行學(xué)院，遼寧 葫蘆島 125001）

飛機(jī)結(jié)構(gòu)的腐蝕是世界航空界共同面臨的重大問題，環(huán)境對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的影響一直受到國內(nèi)外學(xué)術(shù)界和工程界的高度重視。腐蝕和疲勞一樣是導(dǎo)致飛機(jī)發(fā)生災(zāi)難性事故的重要原因，會給飛行安全造成非常嚴(yán)重的后果。鋁合金材料在現(xiàn)役飛機(jī)上應(yīng)用得非常廣泛，經(jīng)常采用高強(qiáng)鋁合金型材制造主要承力件包括翼梁緣條、腹板、對接型材、油箱艙桁條、中央翼和外翼長桁等。此類構(gòu)件腐蝕最為嚴(yán)重，且不易外場維修時拆換，所以它的腐蝕損傷規(guī)律及日歷壽命是研究的重點(diǎn)。

1 飛機(jī)服役現(xiàn)狀

材料的腐蝕除其自身的缺陷和腐蝕因素外，環(huán)境因素是造成腐蝕發(fā)生和發(fā)展的一個最主要原因。飛機(jī)的服役環(huán)境一般包括濕熱地區(qū)、工業(yè)污染區(qū)和沿海地區(qū)，并且飛機(jī)服役過程中要跨越氣象差異很大的疆域、海洋，要經(jīng)常在多雨區(qū)飛行與停放，還面臨海上作業(yè)飛行等高鹽霧環(huán)境。在這種飛行條件下，將在多地區(qū)存在多種環(huán)境介質(zhì)對飛機(jī)的浸蝕。

大多數(shù)飛機(jī)的日歷時間消耗在地面停放上，即使在空中飛行，大于3 km高空的飛行時間大大高于3 km以下的飛行時間，而在3 km以上高空有害介質(zhì)含量低，起主要腐蝕作用的空氣濕度一般都低于飛機(jī)結(jié)構(gòu)主體材料的臨界相對濕度，環(huán)境對結(jié)構(gòu)的影響不明顯。研究表明[1—3]，空中飛行環(huán)境相對地面停放環(huán)境而言，對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的影響很小，實(shí)際上地面停放環(huán)境的腐蝕是影響使用壽命的主導(dǎo)因素。這就決定了現(xiàn)役飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷的基本模式（如圖1 所示）是：腐蝕—疲勞—再腐蝕—再疲勞……，直至破壞。嚴(yán)格地說，腐蝕與疲勞的純交替作用幾乎是不存在的。表面上的腐蝕與疲勞交替作用，為兩種因素的交互作用創(chuàng)造了條件。如先腐蝕后疲勞，在腐蝕損傷處形成了小孔和坑斑，同時也積聚有腐蝕介質(zhì)，隨后的疲勞即使結(jié)構(gòu)總體環(huán)境是非腐蝕性的，在損傷處因有局部腐蝕環(huán)境的協(xié)同作用，仍具有腐蝕疲勞的性質(zhì)。

圖1 飛機(jī)載荷/環(huán)境時間示意Fig.1 Sketch map of load vs.time of aircraft

美國曾對各類飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損傷類型和發(fā)生頻率做過調(diào)查[4]，最多的損傷形式是腐蝕和開裂，而且開裂通常從腐蝕坑、腐蝕斑痕處開始。由環(huán)境腐蝕引發(fā)結(jié)構(gòu)損傷及疲勞是造成結(jié)構(gòu)失效的主要原因，許多飛機(jī)結(jié)構(gòu)包括翼梁、門框、起落架外筒的失效，小至螺栓斷裂大至機(jī)翼折斷大都是由腐蝕疲勞造成的。可見開展對飛機(jī)結(jié)構(gòu)材料的腐蝕研究，已成為消除飛行事故隱患及提高飛機(jī)實(shí)際使用壽命的重要的工程實(shí)際需求。

2 試驗(yàn)及數(shù)據(jù)分析

2.1 試驗(yàn)方法

2.1.1 試件

試件材料為LY12CZ 鋁合金，尺寸如圖2 所示，厚度為2.3 mm。

圖2 試件Fig.2 Specimen

2.1.2 試驗(yàn)方式及設(shè)備

試驗(yàn)分2 組：A 組試件直接進(jìn)行疲勞試驗(yàn)；B 組試件先預(yù)腐蝕再進(jìn)行疲勞試驗(yàn)。預(yù)腐蝕是在質(zhì)量分?jǐn)?shù)為20%的EXCO 溶液中分別浸泡2，4，6，12 h。疲勞實(shí)驗(yàn)設(shè)備是MTS810電液伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)（極限載荷：500 kN；加載方式：軸向拉壓；加載頻率：0～50 Hz）。試驗(yàn)采用正弦波形，應(yīng)力比R=0.1，加載頻率為6 Hz。

2.2 數(shù)據(jù)擬合

由疲勞試驗(yàn)繪制S-N曲線是一件耗費(fèi)很大的工作，常規(guī)條件下的S-N 曲線，平均應(yīng)力一定，而應(yīng)力幅不同（或最大應(yīng)力不同）時，材料的應(yīng)力與壽命曲線符合一定的規(guī)律，常見的經(jīng)驗(yàn)公式有2種[5]。

1）指數(shù)函數(shù)公式

N·eαS=C

式中：α和C 是取決于材料性能的材料常數(shù)；S為交變應(yīng)力；N 為疲勞壽命。對上式兩邊取對數(shù)可得：

αS+lg N=lg C

可見，指數(shù)函數(shù)的經(jīng)驗(yàn)公式相當(dāng)于在半對數(shù)坐標(biāo)上，S與lg N成線性關(guān)系。

2）冪函數(shù)公式

SαN=C

對上式兩邊取對數(shù)可得：

α·lg S+lg N=lg C

可見，冪函數(shù)的經(jīng)驗(yàn)公式相當(dāng)于在雙對數(shù)坐標(biāo)圖中l(wèi)g S和lg N成線性關(guān)系。

用Origion軟件對疲勞和腐蝕疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行線性擬合，如圖3、圖4所示。

從擬合曲線可以看出，未腐蝕試件的S-N 曲線與腐蝕試件的S-N 曲線差別很大，疲勞壽命明顯降低，而腐蝕2，4，6，12 h的S-N曲線差別不大，比較接近。這說明腐蝕對材料的疲勞性能影響非常大。

圖3 不同腐蝕時間應(yīng)力壽命曲線（S-lg N）Fig.3 Stress vs.lg N for different corrosion time

圖4 S-N曲線Fig.4 S-N curve

材料常數(shù)α，C是與材料應(yīng)力比、加載方式有關(guān)的材料疲勞性能參數(shù)。腐蝕使材料的疲勞性能發(fā)生了變化，α，C也將隨腐蝕時間而變化。

將：αS+lg N=lg C

則其對應(yīng)的線性方程為：Y=A+BX

通過對實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的擬合可得材料的疲勞性能參數(shù)變化（見表1）。

國內(nèi)外大量的飛機(jī)事故或結(jié)構(gòu)故障分析結(jié)論表明[4]，結(jié)構(gòu)中的疲勞開裂通常起始于腐蝕坑。一方面，腐蝕的存在會導(dǎo)致疲勞裂紋萌生，壽命大幅度降低；另一方面，在腐蝕介質(zhì)和疲勞載荷的作用下，又會加速疲勞裂紋的擴(kuò)展，使壽命降低。在許多情況下正是由于環(huán)境的腐蝕行為使材料的疲勞性能產(chǎn)生了變化，從而引發(fā)結(jié)構(gòu)失效。從某種角度看，材料疲勞品質(zhì)變化主要體現(xiàn)在材料疲勞性能參數(shù)的變化。從擬合數(shù)據(jù)可以看出，隨腐蝕時間的增加，α，C 都是減小的，但α，C 從未腐蝕到腐蝕這一階段，其值減小幅度比較大，從腐蝕2 h到腐蝕12 h階段其值變化比較緩慢。

表1 材料的疲勞性能參數(shù)變化Table 1 Parameters change of fatigue performance of materials

3 結(jié)論

利用Origion 軟件對LY12CZ 鋁合金材料疲勞和腐蝕疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合，可以得出：

1）未腐蝕試件的S-N 曲線與腐蝕試件的S-N曲線差別很大，疲勞壽命明顯降低，而腐蝕2，4，6，12 h的S-N曲線差別不大，比較接近。

2）腐蝕會使材料性能下降，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的疲勞壽命降低。從擬合數(shù)據(jù)可以看出，α，C隨腐蝕時間的增加其值都是減小的，但α，C從未腐蝕到腐蝕其值減小幅度比較大，從腐蝕2 h到腐蝕12 h其值變化比較緩慢，與實(shí)際理論相吻合。

[1]SMITH S H，CHRISTMAN T K，BRUST F W，et al,Accelerated Corrision Fatigue Test Methods for Aging Aircraft [J].Corrosion，1999，2（5）：16—17.

[2]WANHILL R J H，LUCCIA J J De.An AGARD-Coordinated Corrosion Fatigue Copperative Testing Programme，AGARD-695[R].2003.

[3]WANHILL R J H，LUCCIA J J De，RUSSO M T.The Fatigue in Aircraft Corrosion Testing（FACT）Programme，AGARD-713[R].1989.

[4]陳躍良，段成美，呂國志.軍用飛機(jī)日歷壽命預(yù)測技術(shù)研究現(xiàn)狀及關(guān)鍵技術(shù)問題[J].航空學(xué)報(bào)，2002，4（4）：69—70.

[5]金平，段成美. 飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度[M]. 北京：海潮出版社，2003：130—131.