空氣環(huán)境對預腐蝕2XXX系鋁合金疲勞性能的影響

馬少華，回 麗，許 良，周 松

（沈陽航空航天大學機電工程學院，沈陽110136）

0 引 言

飛機上的很多結(jié)構(gòu)或構(gòu)件經(jīng)常在各種各樣的腐蝕性環(huán)境中工作，如潮濕空氣、海水、鹽霧、受工業(yè)污染的大氣以及機艙內(nèi)的積水等，因而受循環(huán)載荷和腐蝕環(huán)境的復合作用而經(jīng)常發(fā)生腐蝕疲勞破壞。大量飛機失效、災難性事故的分析結(jié)果表明，飛機最主要的損傷形式為腐蝕損傷和疲勞損傷，而疲勞損傷又多半在腐蝕性環(huán)境中發(fā)生，由于飛機目前所用材料多為鋁合金，因此研究腐蝕環(huán)境對鋁合金疲勞損傷行為的影響，對于飛機結(jié)構(gòu)的安全性和耐久性具有重要意義［1-3］。

近年來，國外針對以飛機結(jié)構(gòu)損傷為背景的疲勞及腐蝕疲勞進行了大量研究［4-5］，如北大西洋公約組織早在20世紀70年代后期就對典型飛機結(jié)構(gòu)連接件展開了溫度、濕度、鹽霧、鹽霧＋SO2等典型環(huán)境對其疲勞壽命影響的系統(tǒng)研究，包括單一環(huán)境或其組合的預腐蝕后的疲勞試驗、單一或組合環(huán)境與載荷共同作用的腐蝕疲勞試驗以及預腐蝕后的腐蝕疲勞試驗等。國內(nèi)亦進行了大量關于腐蝕對材料疲勞壽命影響的研究，如包俊成等［6］研究了鈦合金B(yǎng)T20焊接接頭疲勞壽命和腐蝕環(huán)境之間的關系，并建立了疲勞曲線的回歸方程，分析了應力比和疲勞強度之間的關系；鮑蕊等［7］研究了潮濕空氣環(huán)境對2024-T3鋁合金疲勞性能的影響；張有宏等［8］對預腐蝕后的LY12CZ鋁合金進行了疲勞試驗以及腐蝕疲勞試驗，得到了S-N 曲線，初步建立了腐蝕損傷與疲勞壽命降低之間的關系；張海威等［9］對2A12鋁合金進行了預腐蝕和腐蝕疲勞交替進行的腐蝕疲勞試驗，將腐蝕疲勞交替條件下的理論疲勞壽命和實際疲勞壽命進行對比，并觀察了不同腐蝕條件下的斷口形貌。

2XXX系高強度鋁合金具有密度低、強度高、加工性能好及焊接性能良好等綜合性能，長期以來被廣泛應用于航天、航空及民用工業(yè)等領域，尤其是在航空工業(yè)中有著十分重要的地位，是航空工業(yè)中的主要結(jié)構(gòu)材料之一［10］。潮濕空氣是一種典型的單一介質(zhì)環(huán)境，對鋁合金的疲勞性能具有顯著影響。為研究不同空氣環(huán)境對預腐蝕鋁合金疲勞壽命和疲勞強度及其分散性的影響，作者對預腐蝕后的2XXX系鋁合金在實驗室空氣和潮濕空氣環(huán)境下進行了疲勞試驗，并對其疲勞性能進行了對比。

1 試樣制備與試驗方法

1.1 試樣制備

在厚度為2.5mm的新型2XXX系高強度鋁合金薄板（化學成分見表1）上，沿軋制方向加工軸向疲勞試樣（光滑試樣和缺口試樣），它們的形狀和尺寸如圖1所示。進行疲勞試驗前先對試樣進行預腐蝕處理，即將其在室溫下浸泡于質(zhì)量分數(shù)為3.5%的NaCl溶液中，24h后取出并去除表面的腐蝕產(chǎn)物，然后用去離子水清洗干凈后吹干，放入干燥器中備用。

表1 2XXX系鋁合金的化學成分（質(zhì)量分數(shù)）Tab.1 Chemical composition of 2XXX aluminum alloy（mass） %

圖1 疲勞試樣的形狀與尺寸Fig.1 Shape and dimension of fatigue specimens：（a）smooth specimen and（b）notched specimen

1.2 試驗方法

依據(jù) HB 5287-1996，采用 MTS 810-100KN型電液伺服材料疲勞試驗機在實驗室空氣環(huán)境和潮濕空氣環(huán)境下進行疲勞試驗，試驗加載頻率為10Hz，加載波形為正弦波，應力比為0.5，最大應力為135～460MPa。實驗室空氣環(huán)境的溫度為（20±5）℃，相對濕度小于50%。采用水蒸發(fā)法實現(xiàn)潮濕空氣環(huán)境，將濕棉球置于疲勞試驗裝置內(nèi)，并使裝置內(nèi)的相對濕度大于90%，試驗過程中用電子濕度計監(jiān)控疲勞試驗裝置內(nèi)的濕度。

采用成組法確定試樣的中值S-N 曲線［11］。保證試驗數(shù)據(jù)分散在4級應力水平上，試樣數(shù)量的要求為最少獲得5個有效數(shù)據(jù)，并且要滿足由變異系數(shù)確定的最少試樣數(shù)量，中值疲勞壽命區(qū)間為104～5×105。

采用日立S-3400N型掃描電子顯微鏡觀察疲勞試樣在兩種空氣環(huán)境下的疲勞斷口形貌。

2 試驗結(jié)果與討論

2.1 疲勞性能

2XXX系鋁合金在兩種空氣環(huán)境下的疲勞壽命結(jié)果如表2所示。參照HB/Z 112-1986《材料疲勞試驗統(tǒng)計方法》處理試驗數(shù)據(jù)，用小子樣數(shù)據(jù)估計母體參數(shù)，根據(jù)表2及式（1～3）分別計算潮濕空氣和實驗室空氣環(huán)境下子樣的平均值ˉx、標準差s和變異系數(shù)Cv，結(jié)果見表2。

要使得到的疲勞安全壽命具有一定的置信度，則必須要有足夠的試樣?？紤]到制樣成本，疲勞試驗試樣的數(shù)量有限，此時可以借助單側(cè)容限因數(shù)k給出具有置信度γ和可靠度P的疲勞安全壽命。一般情況下，疲勞壽命服從對數(shù)正態(tài)分布，腐蝕只降低材料的疲勞壽命，并不改變壽命的概率分布規(guī)律［11］。那么可靠度P的對數(shù)疲勞安全壽命可表示為：

為了使估計出的疲勞安全壽命不超過真值，可用式（6）所示的單側(cè)容限因數(shù)k取代uP，那么具有置信度γ和可靠度P的對數(shù)疲勞安全壽命可由式（7）計算得出。

式中：uP和uγ分別為與可靠度P和置信度γ相關的標準正態(tài)偏量；為對應任一可靠度P 的疲勞安全壽命估計量。

取可靠度為99%，查表得uP＝-2.326，取置信度γ為95%，查表得uγ＝1.645［11］。根據(jù)式（4～7）計算可得到在99%可靠度、95%置信度、相對誤差不超過±5%下的疲勞安全壽命，如表2所示。

2.2 疲勞壽命曲線

根據(jù)表2的試驗結(jié)果，以最大應力為縱坐標、疲勞壽命N為橫坐標，繪制2XXX系鋁合金在兩種空氣環(huán)境下的中值疲勞壽命曲線以及估算出的疲勞安全壽命曲線，如圖2所示。

圖2 2XXX系鋁合金不同試樣在實驗室空氣和潮濕空氣環(huán)境下的疲勞壽命曲線Fig.2 Fatigue life curves of different 2XXX aluminum alloy specimens in lab air and wet air environments：（a）smooth specimen and（b）notched specimen

由圖2可見，在實驗室空氣和潮濕空氣環(huán)境下，光滑試樣的疲勞壽命明顯高于缺口試樣的。這是因為光滑試樣上無應力集中，而缺口試樣中部邊緣的缺口處存在著較大的應力集中，當施加相同的名義應力時，缺口試樣中部所受的實際應力要明顯大于光滑試樣的，因此缺口試樣的疲勞壽命要比光滑試樣的短。此外，對于光滑試樣而言，其在潮濕空氣環(huán)境下的中值疲勞壽命明顯低于在實驗室空氣環(huán)境下的，且疲勞壽命數(shù)據(jù)都比較分散，應力水平越低數(shù)據(jù)越分散。這是因為在低應力水平時，試樣的疲勞壽命變長，局部的微觀塑性變形較小，使得裂紋萌生階段變長，裂紋擴展階段所占比例變小，加之裂紋的形成又受到材料微觀結(jié)構(gòu)、局部組織缺陷及周圍環(huán)境等多種因素的影響，所以疲勞壽命數(shù)據(jù)的分散性變大。對于缺口試樣而言，其在潮濕空氣環(huán)境下的中值疲勞壽命略低于在實驗室空氣環(huán)境下的，且疲勞壽命數(shù)據(jù)均比光滑試樣的集中。這是因為應力集中加速了裂紋的擴展，縮短了裂紋的萌生階段，減小了裂紋萌生階段所占疲勞壽命的比例，因此疲勞壽命數(shù)據(jù)比較集中。

另由圖2可以看出，在中等疲勞壽命區(qū)（N＝105周次）處，光滑試樣在潮濕空氣和實驗室空氣環(huán)境下的疲勞強度分別為367MPa和386MPa，而缺口試樣的則分別為197MPa和208MPa。這說明在中等疲勞壽命區(qū)，腐蝕環(huán)境對疲勞強度具有較大影響。

表2 2XXX系鋁合金不同試樣在實驗室空氣和潮濕空氣環(huán)境下的疲勞試驗結(jié)果Tab.2 Fatigue experiment results of different 2XXX aluminum alloy specimens in lab air and wet air environments

2.3 疲勞斷口形貌

通過對兩種空氣環(huán)境下疲勞斷口形貌進行觀察可以發(fā)現(xiàn)，兩種試樣的疲勞斷口均主要由3個區(qū)域組成：疲勞裂紋萌生和早期擴展區(qū)、穩(wěn)態(tài)擴展區(qū)和快速斷裂區(qū)。疲勞裂紋源主要集中在試樣表面，如圖3和圖4所示，圖中箭頭所指為疲勞裂紋的萌生部位。在實驗室空氣下的斷口在裂紋擴展初期呈現(xiàn)出高低不平的結(jié)晶學小平面和河流花樣，穩(wěn)定擴展區(qū)則呈現(xiàn)為疲勞條帶，且多為塑性條帶。在潮濕空氣環(huán)境下，水蒸氣引起的氫脆占支配地位，因此潮濕空氣環(huán)境下的疲勞斷口多呈解理、準解理形貌，脆性條帶數(shù)量明顯增加，以疲勞裂紋源為中心向外輻射的放射臺階和條紋與裂紋的擴展方向一致。

通常情況下，光滑試樣的疲勞裂紋源為一個或兩個，而缺口試樣的往往存在多個，且會出現(xiàn)二次裂紋。由于缺口處存在應力集中，在外加載荷作用下，缺口部位將會出現(xiàn)應力和應變的不均勻分布，尤其是對疲勞敏感的表面，應力和應變都會出現(xiàn)峰值，這極易導致缺口表面多個位置滿足裂紋萌生的條件，因此缺口試樣一般存在著多個疲勞裂紋源［12］。光滑試樣和缺口試樣裂紋萌生位置的示意如圖5所示，光滑試樣裂紋萌生形式主要是單裂紋，在試樣表面靠近邊角處萌生形成主裂紋，而缺口試樣裂紋萌生形式為多裂紋，在試樣缺口的幾個邊角處形成多裂紋。

2.4 討 論

實驗室空氣環(huán)境所受污染較小，溫度和濕度也適中，因此對合金各疲勞壽命的影響較小。而潮濕空氣環(huán)境中含有大量水蒸氣，這些水蒸氣極易在鋁合金表面或裂紋尖端新露出的滑移臺階上形成薄水膜，這層薄水膜與可逆滑移相互干涉，從而使薄水膜破裂促使裂紋擴展；另一方面疲勞裂紋擴展形成的新鮮表面在潮濕空氣環(huán)境下可以與水發(fā)生反應生成原子氫，反應式［13-14］為2Al＋ 3H2O →Al2O3＋6［H］，原子氫具有較強的活性，其形成后首先被吸附在鋁合金表面，進而向裂尖前緣的塑性變形區(qū)擴散，進入到鋁合金的晶內(nèi)和晶界，從而引起應力集中導致鋁合金發(fā)生氫脆。結(jié)合文獻［3］分析可以得出，潮濕空氣環(huán)境使鋁合金疲勞壽命降低的主要原因是鋁合金表面的薄水膜加速了裂紋的擴展以及原子氫引起的局部損傷。

3 結(jié) 論

（1）預腐蝕2XXX系鋁合金光滑試樣在潮濕空氣和實驗室空氣環(huán)境下的疲勞壽命明顯高于缺口試樣的。

（2）預腐蝕2XXX系鋁合金在潮濕空氣下的中值疲勞壽命低于在實驗室空氣下的；光滑試樣的疲勞壽命數(shù)據(jù)比較分散，缺口試樣的則比較集中。

（3）潮濕空氣環(huán)境下鋁合金疲勞壽命較低的主要原因是鋁合金表面的薄水膜加速了裂紋的擴展以及原子氫引起的局部損傷。

圖3 2XXX系鋁合金不同試樣在實驗室空氣環(huán)境下的疲勞斷口形貌Fig.3 Fatigue fracture appearances of different 2XXX aluminum alloy specimens in lab air environment：（a）smooth specimen，at low magnification；（b）smooth specimen，at high magnification；（c）notched specimen，at low magnification and（d）notched specimen，at high magnification

圖4 2XXX系鋁合金不同試樣在潮濕空氣環(huán)境下的疲勞斷口形貌Fig.4 Fatigue fracture appearances of different 2XXX aluminum alloy specimens in wet air environment：（a）smooth specimen，at low magnification；（b）smooth specimen，at high magnification；（c）notched specimen，at low magnification and（d）notched specimen，at high magnification

圖5 光滑試樣和缺口試樣裂紋萌生位置的示意Fig.5 The diagram of crack initiation location for smooth specimen（a）and notched specimen（b）

［1］耿德平，宋慶功.航空材料腐蝕疲勞研究進展［J］.腐蝕與防護，2011，32（3）：205-209.

［2］王榮，鄭修麟.鋁合金中腐蝕疲勞裂紋的起始與擴展［J］.機械工程材料，1995，19（3）：4-8.

［3］蔣祖國.飛機結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞［M］.北京：航空工業(yè)出版社，1992.

［4］DUQUESNAY D L，UNDERHILL P R，BRITT H J.Fatigue crack growth from corrosion damage in 7075-T6511aluminum alloy under aircraft loading［J］.International Journal of Fatigue，2003，25：371-377.

［5］KIMBERLI J A，SACHIN R S，PAUL N C，et al.Effect of prior corrosion on short crack behavior in 2024-T3aluminum alloy［J］.Corrosion Science，2008，50（9）：2588-2595.

［6］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］.中國腐蝕與防護學報，2010，3（4）：313-316.

［7］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］.材料研究學報，2007，21（5）：547-550.

［8］張有宏.飛機結(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，2007.

［9］張海威，何宇廷，范超華，等.2A12鋁合金不同方法腐蝕疲勞的壽命及斷口形貌［J］.機械工程材料，2012，36（5）：26-29.

［10］王祝堂.鋁合金加工手冊［M］.長沙：中南大學出版社，2000.

［11］高鎮(zhèn)同，蔣新桐，熊峻江.疲勞性能試驗設計和數(shù)據(jù)處理［M］.北京：北京航空航天大學出版社，1999：173-177.

［12］佘玲娟，鄭子樵，鐘申，等.6156-T62鋁合金的高周疲勞性能研究［J］.稀有金屬材料與工程，2012，41（7）：1201-1205.

［13］魏群義，彭曉東，謝衛(wèi)東，等.超高強度鋁合金的應力腐蝕開裂［J］.機械工程材料，2003，27（6）：26-39.

［14］KERMANIDIS A，PETROYIANNIS P V，PANTEL A G.Fatigue and damage tolerance behavior of corroded 2024-T351 aircraft aluminum alloy［J］.Theoretical and Applied Fracture Mechanics，2005，43：121-132.