腐蝕環(huán)境對預(yù)腐蝕鋁合金腐蝕疲勞性能的影響

馬少華，回 麗，周 松, 許 良，朱永輝

(沈陽航空航天大學(xué) 機(jī)電工程學(xué)院，沈陽 110136)

腐蝕環(huán)境對預(yù)腐蝕鋁合金腐蝕疲勞性能的影響

馬少華，回 麗，周 松, 許 良，朱永輝

(沈陽航空航天大學(xué) 機(jī)電工程學(xué)院，沈陽 110136)

采用不同環(huán)境下的軸向加載疲勞性能測試方法，研究了不同環(huán)境對預(yù)腐蝕7XXX鋁合金腐蝕疲勞性能的影響。結(jié)果表明：腐蝕環(huán)境對其疲勞壽命的影響從重到輕依次是：油箱積水、鹽水、潮濕空氣和實驗室空氣。當(dāng)應(yīng)力比R為0.5和0.06時，潮濕空氣下的疲勞壽命比實驗室空氣下的略低，降低的幅度隨著應(yīng)力的降低而增大；在低應(yīng)力水平區(qū)鹽水和油箱積水環(huán)境對疲勞壽命的影響基本相同。當(dāng)應(yīng)力比R為-1時，鹽水下的疲勞壽命總是略低于油箱積水環(huán)境下的疲勞壽命；潮濕空氣相比實驗室空氣下的疲勞壽命隨著應(yīng)力的降低，降低的幅度比應(yīng)力比為0.5和0.06時要略大。

預(yù)腐蝕；鋁合金；腐蝕環(huán)境；腐蝕疲勞

飛機(jī)在使用過程中經(jīng)常暴露在雨水、鹽霧、海水、潮濕空氣等腐蝕環(huán)境中，飛機(jī)結(jié)構(gòu)就是在這種腐蝕環(huán)境和交變載荷共同作用的“復(fù)合環(huán)境”下使用的[1]。腐蝕和疲勞是飛機(jī)結(jié)構(gòu)在整個服役階段破壞的主要模式，隨著飛機(jī)的老齡化，腐蝕和疲勞問題對飛行安全構(gòu)成的威脅越來越大[2]。

近些年來，國內(nèi)外對以飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷為背景的疲勞及腐蝕疲勞做了大量的研究，如北大西洋公約組織在20世紀(jì)70年代后期就對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的腐蝕疲勞問題開展了系統(tǒng)的研究，20世紀(jì)80年代，美軍標(biāo)中明確要求，設(shè)計制造商在飛機(jī)的設(shè)計過程中須考慮氣候環(huán)境對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的耐久性、損傷容限及實驗驗證的影響[3]。國內(nèi)在預(yù)腐蝕損傷對材料疲勞壽命影響的研究方面很少，只有對幾種典型材料經(jīng)過預(yù)腐蝕后的腐蝕疲勞壽命的研究，如張有宏[4]進(jìn)行了LY12CZ鋁合金預(yù)腐蝕后疲勞和腐蝕疲勞實驗，得出S-N曲線，初步建立了腐蝕損傷與疲勞壽命降低之間的關(guān)系。如包俊成等[5]研究了鈦合金B(yǎng)T20焊接接頭腐蝕環(huán)境和疲勞壽命之間的關(guān)系，并建立了疲勞曲線的回歸方程，分析了應(yīng)力比和疲勞強(qiáng)度之間的關(guān)系。如宮玉輝等[6]研究了不同腐蝕環(huán)境下的7475-T7351鋁合金的疲勞性能以及不同腐蝕環(huán)境下鋁合金的疲勞裂紋擴(kuò)展速率。如管琪等[7]研究了2524鋁合金在模擬油箱積水中的腐蝕行為。如鮑蕊等[8]分析了潮濕空氣環(huán)境對2024-T3鋁合金疲勞性能的影響。如文獻(xiàn)[1]中給出了不同材料在不同腐蝕環(huán)境和不同的應(yīng)力、波形下的腐蝕疲勞S-N曲線。國外對2024 鋁合金及7075 鋁合金的腐蝕損傷及疲勞壽命預(yù)測進(jìn)行了研究[9-11]。

本工作研究了航空金屬材料7XXX鋁合金預(yù)腐蝕后在實驗室空氣、鹽水、潮濕空氣、油箱積水環(huán)境下的三種不同應(yīng)力比的疲勞壽命實驗，分析了不同腐蝕環(huán)境對其疲勞壽命的影響。

1 實驗

1.1 試樣

7XXX鋁合金的室溫力學(xué)性能見表1，其化學(xué)成分如表2所示。為了便于在腐蝕環(huán)境下進(jìn)行實驗，選用漏斗型軸向疲勞光滑試樣，L方向取樣。試樣由直徑小于22mm的棒材加工而成，其幾何形狀與尺寸如圖1所示。試樣的熱處理狀態(tài)為T7751，其顯微組織如圖2所示。實驗前對試樣進(jìn)行預(yù)腐蝕處理，將試樣浸泡在3.5%的NaCl溶液中，腐蝕72h后取出試樣并去除腐蝕產(chǎn)物。

表1 7XXX鋁合金棒材的部分力學(xué)性能Table 1 Part of mechanical properties of 7XXX aluminum alloy bar

表2 7XXX鋁合金棒材化學(xué)成分 (質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%)Table 2 The chemical composition of 7XXX aluminum alloy bar(mass fraction/%)

圖1 疲勞試樣形狀圖Fig.1 The shape of specimens fatigue

1.2 實驗環(huán)境

實驗室空氣環(huán)境：溫度20℃±5℃，濕度小于50%；鹽水環(huán)境：含3.5%NaCl的去離子水，腐蝕裝置內(nèi)的溶液為連續(xù)循環(huán)；潮濕空氣環(huán)境：采用水蒸發(fā)法，用濕棉球使腐蝕裝置內(nèi)相對濕度RH>90%；油箱積水環(huán)境：采用潛水泵將配置好的油箱積水通入腐蝕裝置內(nèi)進(jìn)行連續(xù)循環(huán)。

圖2 試樣的顯微組織 (a)低倍；(b) 高倍Fig.2 The microstructure of specimens (a)low multiple；(b) high multiple

1.3 實驗內(nèi)容

實驗在MTS810-100kN電液伺服材料疲勞試驗機(jī)上進(jìn)行，采用軸向應(yīng)力控制，其靜態(tài)拉向示值相對誤差為±0.20%，動態(tài)拉向示值相對誤差為±1.86%(試驗機(jī)滿足HB5287—1996的要求)。疲勞實驗前對實驗件進(jìn)行了預(yù)腐蝕處理，疲勞實驗的加載頻率為10Hz，加載波形為正弦波，應(yīng)力比R分別為-1，0.06，0.5，每種環(huán)境下均采用4種應(yīng)力。腐蝕裝置為自制介質(zhì)盒，試樣的工作段完全浸沒于腐蝕環(huán)境中。采用成組法確定試樣的中值S-N曲線[12]。保證實驗數(shù)據(jù)分散在4～5級應(yīng)力水平上，試樣的個數(shù)要滿足由變異系數(shù)確定的最少的實驗件數(shù)，中值疲勞壽命區(qū)間為104～106。

2 實驗結(jié)果

為了研究不同環(huán)境對預(yù)腐蝕7XXX鋁合金腐蝕疲勞性能的影響，首先對相同應(yīng)力比不同腐蝕環(huán)境下疲勞壽命進(jìn)行分析。一般情況下，結(jié)構(gòu)疲勞壽命服從對數(shù)正態(tài)分布，腐蝕只降低疲勞壽命,并不改變壽命值的幾率分布規(guī)律[13]。對實驗中所有的實驗結(jié)果按對數(shù)正態(tài)分布進(jìn)行處理，實驗件數(shù)量必須滿足γ=95%的置信度要求。

(1)

(2)

(3)

其中n為子樣的觀測個數(shù)，δmax為誤差限度，一般情況下可取δmax=5%[14]，tγ是概率密度函數(shù)，可依據(jù)子樣的觀測值個數(shù)n查表獲得。

根據(jù)表3的實驗結(jié)果，以最大應(yīng)力σmax為縱坐標(biāo)，疲勞壽命N為橫坐標(biāo)，繪制在不同應(yīng)力比下4種實驗環(huán)境的中值S-N曲線，如圖3所示。

表3 7XXX鋁合金疲勞壽命實驗結(jié)果Table 3 Fatigue life test results of 7XXX aluminum alloy

圖3 7XXX鋁合金疲勞壽命曲線 (a)R=0.5；(b)R=0.06；(c)R=-1Fig.3 Fatigue life curve of 7XXX aluminum alloy (a)R=0.5；(b)R=0.06；(c)R=-1

3 分析與討論

3.1 疲勞壽命曲線

由圖3可見，三種應(yīng)力比下的實驗室空氣及潮濕空氣的疲勞壽命數(shù)據(jù)都有著比較大的分散性，而且是應(yīng)力越低，分散性就越大。因為在低應(yīng)力水平上，試樣的疲勞壽命變長，局部微觀塑性變形變小，使得裂紋萌生階段變長，裂紋擴(kuò)展所占的比例變小，而裂紋的形成又受到材料的微觀結(jié)構(gòu)、局部組織缺陷及周圍環(huán)境等多種因素的影響，所以分散性變大。而鹽水環(huán)境和油箱積水環(huán)境的實驗結(jié)果比較集中，分散性較小。因為在鹽水和油箱積水環(huán)境中，由于腐蝕介質(zhì)的存在，加速了裂紋的擴(kuò)展，從而縮短了裂紋萌生階段，減少了占疲勞壽命的比例，因此數(shù)據(jù)比較集中。

預(yù)腐蝕7XXX鋁合金的疲勞壽命受腐蝕環(huán)境的影響從重到輕依次是：油箱積水、鹽水、潮濕空氣和實驗室空氣，這與民機(jī)結(jié)構(gòu)環(huán)境分類的原則是一致的[15]。實驗室空氣環(huán)境受污染較小，溫濕度也適中，對試樣的疲勞壽命影響最小。潮濕空氣中的水蒸氣與試樣表面發(fā)生反應(yīng)形成原子氫，原子氫具有較強(qiáng)的活性,從而引發(fā)鋁合金的氫脆，產(chǎn)生應(yīng)力集中現(xiàn)象，因此腐蝕速率就要比實驗室空氣中快。在鹽水腐蝕環(huán)境中，大量氯離子的存在破壞了試樣表面的鈍化膜，從而加速了腐蝕的進(jìn)行，對疲勞壽命的影響要比潮濕空氣要大。在油箱積水中除了含有較多的氯離子之外，還有少量的硫酸根離子及多種金屬離子，這些都是強(qiáng)腐蝕介質(zhì)，因此對疲勞壽命的影響最為嚴(yán)重。

當(dāng)應(yīng)力比為0.5和0.06時，鹽水和油箱積水環(huán)境下的疲勞壽命曲線在N=105循環(huán)次數(shù)之后幾乎重合，即在低應(yīng)力水平區(qū)鹽水和油箱積水環(huán)境對疲勞壽命的影響基本相同。而應(yīng)力比為-1時則不同，鹽水下的疲勞壽命總是略低于油箱積水環(huán)境下的疲勞壽命。在拉-拉疲勞時，潮濕空氣下的疲勞壽命比實驗室空氣下的略低，降低的幅度隨著應(yīng)力的降低而增大，而拉-壓疲勞時，潮濕空氣相比實驗室空氣下的疲勞壽命隨著應(yīng)力的降低，降低的幅度比拉-拉疲勞時要略大。

腐蝕環(huán)境對材料的疲勞性能有較大影響，對應(yīng)N=105循環(huán)次數(shù)，鹽水、油箱積水、潮濕空氣環(huán)境下的疲勞強(qiáng)度分別為實驗室空氣下的53.5%，53.6%，93.1%(R=0.5)，40.4%，39.2%，92.3%(R=0.06)，41.9%，35.9%，91.8%(R=-1)。

3.2 疲勞斷口形貌

利用S-3400N掃描電子顯微鏡對應(yīng)力比為0.5時不同環(huán)境下的疲勞斷口進(jìn)行了觀察，圖4為7XXX鋁合金疲勞斷口形貌。由圖4可見，不同環(huán)境中的疲勞裂紋萌生部位基本一致，均在表面點蝕處，如圖(a)，(c)，(e)，(g)中箭頭所示，說明預(yù)腐蝕損傷對疲勞壽命的有一定影響，腐蝕坑引起了應(yīng)力集中，在腐蝕環(huán)境的作用下又加速了裂紋的形成。在實驗室空氣中斷口形貌呈現(xiàn)疲勞條帶,多為塑性條帶。在潮濕空氣、鹽水和油箱積水環(huán)境下的疲勞斷口多呈解理、準(zhǔn)解理形貌，脆性條帶的比重增加，以疲勞源為中心向外輻射的放射臺階和條紋與裂紋擴(kuò)展的方向一致。通過觀察可以看到，鹽水和油箱積水環(huán)境下的疲勞斷口有少量的腐蝕產(chǎn)物。

圖4 7XXX鋁合金疲勞斷口形貌(a)，(b)實驗室空氣；(c)，(d)潮濕空氣；(e)，(f)鹽水環(huán)境；(g)，(h)油箱積水Fig.4 Micrographs of the fatigue fracture surface of 7XXX aluminum alloy(a)，(b)lab air；(c)，(d)wet air；(e)，(f)3.5%NaCl solution；(g)，(h)water in fuel tank

4 結(jié)論

(1)預(yù)腐蝕7XXX鋁合金的疲勞壽命受腐蝕環(huán)境的影響從重到輕依次是：油箱積水、鹽水、潮濕空氣和實驗室空氣。

(2)實驗室空氣及潮濕空氣的疲勞壽命數(shù)據(jù)都有著比較大的分散性，而且是應(yīng)力越低，分散性就越大。而鹽水環(huán)境和油箱積水環(huán)境的實驗結(jié)果比較集中，分散性較小。

(3)當(dāng)應(yīng)力比為0.5和0.06時，低應(yīng)力水平區(qū)鹽水和油箱積水環(huán)境對疲勞壽命的影響基本相同，潮濕空氣下的疲勞壽命比實驗室空氣下的略低，降低的幅度隨著應(yīng)力的降低而增大。當(dāng)應(yīng)力比為-1時，鹽水下的疲勞壽命略低于油箱積水環(huán)境下的疲勞壽命，潮濕空氣相比實驗室空氣下的疲勞壽命隨著應(yīng)力的降低，降低的幅度比應(yīng)力比為0.5和0.06時要略大。

(4)腐蝕環(huán)境對預(yù)腐蝕7XXX鋁合金的疲勞性能有較大影響，對應(yīng)N=105循環(huán)次數(shù)，潮濕空氣環(huán)境在三種應(yīng)力比下對材料的疲勞強(qiáng)度的影響差別不大。在應(yīng)力比分別為0.5和0.06時，鹽水、油箱積水環(huán)境對材料的疲勞強(qiáng)度的影響程度基本相同；在應(yīng)力比為-1時，油箱積水對材料的疲勞強(qiáng)度的影響要略大于鹽水環(huán)境。

[1] 蔣祖國.飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞[M].北京:航空工業(yè)出版社,1992. 39-43.

JIANG Zu-guo. Corrosion Fatigue of Plane Structure[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 1992.39-43.

[2] 陳躍良,卞貴學(xué),郁大照,等. 腐蝕環(huán)境下飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞全壽命評估模型[J].機(jī)械強(qiáng)度, 2012,34(1):137-143.

CHEN Yue-liang,BIAN Gui-xue, YU Da-zhao，et al. Fatigue holistic life assessment model of aircraft structure under corrosive environment[J].Journal of Mechanical Strength, 2012, 34(1): 137-143.

[3] 耿德平,宋慶功.航空材料腐蝕疲勞研究進(jìn)展[J].腐蝕與防護(hù),2011,32(3):206-209.

GENG De-ping, SONG Qing-gong. Development of corrosion fatigue theory for aeronautical materials[J].Corrosion & Protection, 2011,32(3):206-209.

[4] 張有宏.飛機(jī)結(jié)構(gòu)的腐蝕損傷及其對壽命的影響[D].西安:西北工業(yè)大學(xué),2007.

ZHANG You-hong. The corrosion damage and its effect on life of aircraft structure[D]. Xi’an: Northwestern Polytechnical University, 2007.

[5] 包俊成,趙捷,王志奇,等.鈦合金B(yǎng)T20焊接接頭腐蝕疲勞性能的實驗研究[J].中國腐蝕與防護(hù)學(xué)報,2010,3(4):313-316.

BAO Jun-cheng, ZHAO Jie, WANG Zhi-qi, et al. Experimental research on fatigue property of welded joints of BT20 titanium alloy in corrosion environment[J]. Journal of Chinese Society for Corrosion and Protection,2010,3(4):313-316.

[6] 宮玉輝,劉銘,張坤,等.不同腐蝕環(huán)境對7475-T7351鋁合金疲勞性能及裂紋擴(kuò)展速率的影響[J].材料工程,2010, (9):71-73.

GONG Yu-hui, LIU Ming, ZHANG Kun, et al. Effects of different corrosion environments on fatigue property and crack growth rate in 7475-T7351 aluminum alloy[J].Journal of Materials Engineering, 2010, (9): 71-73.

[7] 管琪,劉慧叢,朱立群,等.2524鋁合金包鋁層在模擬油箱積水環(huán)境中結(jié)垢及其對腐蝕行為的影響[J].材料工程, 2013, (5): 11-15.

GUAN Qi, LIU Hui-cong, ZHU Li-qun,et al. Scalling of 2524 aluminum alloy with cladding in simulate fuel tank water environment and influence to corrosion behavior[J].Journal of Materials Engineering, 2013, (5):11-15.

[8] 鮑蕊,張建宇,費斌軍.潮濕空氣環(huán)境對2024-T3鋁合金疲勞性能的影響[J],材料研究學(xué)報,2007,21(5):547-550.

BAO Rui, ZHANG Jian-yu, FEI Bin-jun. The influence on fatigue performance of 2024-T3 aluminum alloy in damp air environment [J]. Journal of Materials Research, 2007, 21(5): 547-550.

[9] KIMBERLI J, SACHIN R S, PAUL N C,et al. Effect of prior corrosion on short crack behavior in 2024-T3 aluminum[J]. Corrosion Science,2008,50(9):2588-2595.

[10] GRUENBERG K M, CRAIG B A, HILLBERRY B M, et al. Predicting fatigue life of pre-corroded 2024-T3 aluminum[J]. International Journal of Fatigue,2004,26(6):629-640.

[11] DUQUESNAY D L, UNDERHILL P R, BRITT H J. Fatigue crack growth from corrosion damage in 7075-T6511 aluminium alloy under aircraft loading[J].International Journal of Fatigue,2003,25(5):371-377.

[12] 高鎮(zhèn)同,熊峻江.疲勞可靠性[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2000.243-258.

GAO Zhen-tong, XIONG Jun-jiang. Fatigue Reliability[M].Beijing: Beihang University Press, 2000.243-258.

[13] 任三元,曹鵬鈞,劉海濤.預(yù)腐蝕典型鉚接結(jié)構(gòu)疲勞壽命特性研究[J].裝備環(huán)境工程,2009,6(1):27-29.

REN San-yuan, CAO Peng-jun, LIU Hai-tao. Research on fatigue life characteristics of pre-corroded typical riveted structure [J]. Equipment Environmental Engineering, 2009,6(1):27-29.

[14] 高鎮(zhèn)同,蔣新桐,熊峻江.疲勞性能試驗設(shè)計和數(shù)據(jù)處理——直升機(jī)金屬材料疲勞性能可靠性手冊[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,1999.173-177.

GAO Zhen-tong, JIANG Xin-tong, XIONG Jun-jiang. Fatigue Performance Test Design and Data Processing-The Fatigue Performance Reliability Manual of Metal Material Used on Helicopter[M].Beijing:Beihang University Press, 1999.173-177.

[15] 鄭曉玲.民機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計手冊(下冊)[M].北京:航空工業(yè)出版社,2003.

ZHENG Xiao-ling. Handbook of Civil Aircraft Structures Durability and Damage Tolerance Design[M]. Beijing: Aviation Industry Press,2003.

Influence of Corrosion Environments on Corrosion Fatigue Property of Pre-corroded Aluminum Alloy

MA Shao-hua,HUI Li,ZHOU Song,XU Liang,ZHU Yong-hui

(School of Mechatronics Engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China)

The influence of different environments on corrosion fatigue property of pre-corroded 7XXX aluminum alloys was investigatedviaaxial load fatigue test under different environments. The results show that water in fuel tank environment has the biggest effect on the specimens fatigue life among all the corrosion environments and followed by the saline environment, the wet air and the laboratory air. When stress ratioRis 0.5 and 0.06, the fatigue life of the specimens in the wet air are slightly lower than those in the laboratory air, the decreasing amplitude increases with the decrease of stress. Fatigue life of the specimens in the saline environment and water in fuel tank are almost the same at low stress level. When stress ratioRis -1, the fatigue life of the specimens in the saline environment are always slightly lower than those in the water of fuel tank, and the fatigue life in the wet air are lower than those in the laboratory air, with decreasing amplitude slightly larger than that at stress ratioRis 0.5 and 0.06.

pre-corrosion;aluminum alloy;corrosion environment;corrosion fatigue

10.11868/j.issn.1001-4381.2015.02.015

O346；V216

A

1001-4381(2015)02-0091-05

2013-03-19;

2014-03-12

回麗(1965—)，女，博士，教授，主要從事鈦合金激光快速成形及航空材料疲勞技術(shù)研究，聯(lián)系地址：遼寧省沈陽市道義南大街37號沈陽航空航天大學(xué)航空制造工藝數(shù)字化國防重點學(xué)科實驗室(110136)，E-mail:syhuili@163.com