7B04鋁合金服役環(huán)境下點蝕表面損傷特征研究

劉治國，顏光耀，呂 航

（海軍航空工程學(xué)院 青島校區(qū)， 青島 266041）

7B04鋁合金服役環(huán)境下點蝕表面損傷特征研究

劉治國，顏光耀，呂 航

（海軍航空工程學(xué)院 青島校區(qū)， 青島 266041）

飛機鋁合金材料易受服役環(huán)境作用產(chǎn)生點蝕，點蝕表面損傷特征會影響其疲勞性能。為獲取鋁合金材料點蝕表面損傷特征，本文以7B04鋁合金材料為研究對象，開展其于模擬機場環(huán)境的加速腐蝕試驗環(huán)境譜下的點蝕加速試驗，依據(jù)試驗檢測結(jié)果，對7B04鋁合金點蝕過程中表面損傷特征進行分析，研究發(fā)現(xiàn)，7B04鋁合金點蝕蝕坑表面形貌隨點蝕周期延長逐漸趨于橢圓或圓形規(guī)則形貌，而后轉(zhuǎn)變?yōu)闊o規(guī)律，此結(jié)論可為飛機鋁合金結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞壽命研究奠定理論基礎(chǔ)。

鋁合金；點蝕；形貌特征；尺寸參數(shù)

引言

飛機在服役過程中受到環(huán)境和載荷的共同作用，其中環(huán)境作用易使飛機鋁合金結(jié)構(gòu)萌生蝕坑與擴展[1]，鋁合金的點蝕損傷在載荷作用下易轉(zhuǎn)化為裂紋并擴展，因而飛機鋁合金結(jié)構(gòu)服役環(huán)境下的疲勞壽命分析核心是腐蝕疲勞研究問題[2-3]，此問題對沿海機場環(huán)境下服役的老齡飛機鋁合金結(jié)構(gòu)尤為突出，諸多學(xué)者對其開展了廣泛研究。其中，文獻[2-3]研究表明，腐蝕疲勞裂紋的萌生位置、初始尺寸等與結(jié)構(gòu)疲勞壽命直接相關(guān)的參量與點蝕損傷特征（包括蝕坑形貌特征、尺寸參數(shù)、蝕坑間距、蝕坑密度等）關(guān)系密切，有必要對此問題開展深入研究。

目前，像2B06、7B04等新型鋁合金材料在國產(chǎn)新型飛機上應(yīng)用日益廣泛，本文選取7B04航空鋁合金為研究對象，為獲取該材料在服役環(huán)境下的點蝕表面損傷特征，依據(jù)模擬機場環(huán)境的加速腐蝕試驗環(huán)境譜，開展該型材料試件加速點蝕試驗，在此基礎(chǔ)上，借助微觀檢測手段和依據(jù)點蝕電化學(xué)腐蝕機理，對該材料點蝕表面損傷特征，主要對點蝕坑形貌進行統(tǒng)計分析和建模分析，最終獲得7B04鋁合金點蝕過程中損傷特征的演變規(guī)律，為最終開展飛機鋁合金結(jié)構(gòu)腐蝕壽命分析奠定理論基礎(chǔ)。

表1 7B04鋁合金材料成分表（%）

1 點蝕試驗

7B04試件的成分與外形尺寸分別如表1和圖1所示。試驗前用無水乙醇清潔試件表面，完全去除表面油污，并用蒸餾水清洗晾干。

將7B04鋁合金材料放置在機場環(huán)境中進行自然腐蝕，然后開展其腐點蝕表面損傷特征相關(guān)研究，這種研究方法周期較長，為縮短研究周期并獲得合理結(jié)果，應(yīng)采用文獻[4，5]中闡述的加速方法進行試驗研究。為保證7B04試件點蝕表面損傷特征與服役環(huán)境中點蝕表面損傷特征相近且點蝕歷程相似，本文采用與文獻[6]中類似的環(huán)境譜進行7B04試件點蝕試驗，即浸潤+烘干的組合開展，具體作用強度與作用頻率見圖2所示，其中，溶液為H2SO4與3.5 %（wt.%）NaCl混合，pH=（4.0±0.2），具體的干濕交變?yōu)榻?.6 min，烘烤18.6 min，335次干濕交變累積試驗時間為118.4 h，相當(dāng)于一個當(dāng)量腐蝕年限。采用ZJF-75G周期浸潤試驗箱開展加速點蝕試驗，試驗參照HB5455-90標準進行過程控制，其中試件以相同間隔放置于托架上，保證其在試驗過程中互不干擾，如圖3所示。

加速腐蝕共進行了400 h，每隔一段時間后取出三組試件，采用KH-7700科視達三維顯微鏡進行典型點蝕部位觀察測量。部分腐蝕周期下試件表面腐蝕宏觀形貌如圖4所示，從中可見，在宏觀上隨腐蝕周期延續(xù)，點蝕部位越來越多，點蝕密度增大。

圖1 試樣尺寸

圖2 點蝕加速試驗環(huán)境譜

圖3 7B04試驗件在試驗箱中浸泡圖

2 點蝕電化學(xué)機理

點蝕形貌特征分析的基礎(chǔ)是點蝕發(fā)生的電化學(xué)本質(zhì)，從表1中可知，7B04鋁合金材除基體鋁元素外，還含有部分其他元素。文獻[7～8]統(tǒng)計，航空鋁合金材料每平方毫米表面上有大約2 000個組成粒子，其中Cu、Fe等元素粒子，屬強陰性粒子，在腐蝕環(huán)境下易形成陰極，與鋁基體之間形成電位差而使合金材料發(fā)生電化學(xué)腐蝕反應(yīng)發(fā)生，即點蝕萌生，具體反應(yīng)可表示為：

圖4 典型7B04試件表面腐蝕形貌

由此可見，點蝕萌生使鋁合金逐漸溶解，并隨時間延續(xù)而逐漸擴展[7～8]。7B04試件點蝕萌生過程由圖5掃描電鏡圖像所示。

圖5 7B04試件點蝕萌生掃描電鏡微觀圖片

3 點蝕形貌特征演變

從圖5中可見，鋁合金點蝕大都從粒子處萌生并擴展，由文獻[9～10]可知，鋁合金材料點蝕本質(zhì)上是隨機過程，因而點蝕蝕坑試件表面表現(xiàn)為隨機的幾何形貌，為描述該形貌特征，采用幾何參數(shù)將該形貌特征數(shù)字化，具體定義η參數(shù)表征點蝕蝕坑表面形貌，具體定義如式（3）所示，即蝕坑表面積與圍繞該蝕坑最小矩形面積之比，物理意義見圖6中所示。

圖6 7B04試件典型點蝕表面腐蝕形貌

其中，η表示點蝕表面形貌特征參數(shù)，S真實表示蝕坑表面積，單位為 μm2；S矩形表示圍繞蝕坑最小矩形面積，單位為 μm2。根據(jù)定義可知，若蝕坑表面為規(guī)則的幾何形狀，則特征參數(shù)η即可確定明確值。如蝕坑表面形貌為三角形，則η≈0.5；若蝕坑表面為矩形，則若蝕坑表面為圓形或橢圓形

采用KH-7700科視達三維顯微鏡對一定點蝕周期下三個試件表面典型蝕坑（每個試件取20個典型點蝕部位，共計60個數(shù)據(jù)源）進行檢測、計算和統(tǒng)計分析，得到點蝕表面形貌特征參數(shù)η隨點蝕周期的變化規(guī)律，如圖7所示。

從圖7中可見，隨點蝕時間延續(xù)，點蝕表面形貌特征參數(shù)η逐漸趨于0.8左右，說明在點蝕擴展過程中，其表面形貌特征呈圓形或橢圓形。但隨著腐蝕周期延長，特征參數(shù)η則出現(xiàn)無定式變化規(guī)律，這可以從鋁合金電化學(xué)機制本身進行說明，這是因為隨腐蝕周期延長，7B04試件表面點蝕密度增大，點蝕蝕坑增多，如圖4中（b）和（c）所示，蝕坑之間會出現(xiàn)合并的現(xiàn)象，如圖8所示。因此造成特征參數(shù)η統(tǒng)計規(guī)律不明顯，并且由文獻[11]可知，隨著腐蝕周期延長，鋁合金點蝕逐漸轉(zhuǎn)化為剝蝕行為，此方面不在本文討論范圍內(nèi)。

圖7 7B04試件點蝕形貌特征參數(shù)演變規(guī)律

圖8 7B04試件腐蝕后期掃描電鏡圖像

4 結(jié)論

本文依據(jù)加速腐蝕試驗環(huán)境譜開展了7B04鋁合金試件點蝕試驗，根據(jù)試驗結(jié)果和電化學(xué)點蝕機理，對7B04鋁合金點蝕表面損傷特征進行了研究，發(fā)現(xiàn)鋁合金點蝕過程中，點蝕表面形狀逐漸趨于圓形或橢圓形，但隨著試驗周期延長，點蝕表面損傷特征逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)椴幻黠@，這是由于點蝕逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)閯兾g階段。上述研究結(jié)論可為飛機鋁合金結(jié)構(gòu)腐蝕壽命分析奠定一定理論分析基礎(chǔ)。

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Research on Pitting Corrosion Damage Characteristics of 7B04 Aluminum Alloys in Service Environment

LIU Zhi-guo，YAN Guang-yao，LV Hang
(Naval Aeronautical Engineering Academy Qingdao Branch，Qingdao 266041)

Pitting corrosion is a typical damage of aircraft aluminum alloys structure which is attacked by the service environment, and the pitting corrosion damage eventually affects the fatigue property of aluminum alloys structure. In order to obtain the pitting corrosion surface damage characteristics,the paper carried out 7B04 specimen pitting corrosion test according to the accelerated corrosion test spectrum which simulated the aircraft service environment, and based on test results,7B04 aluminum alloy pitting corrosion surface damage characteristics during the corrosion process was analysed,it was found that the corrosion pits surface geometry inclines to be circle or ellipse in the former corrosion period and irregular in the later corrosion period. The analysis result could set research basis for the corrosion fatigue life analysis of the aircraft aluminum alloy structure.

aluminum alloys ; pitting corrosion ; topography characteristics ; size parameters

TG174

A

1004-7204（2017）05-0046-05

劉治國：男，1976年生，博士研究生，主要研究方向為飛機結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞壽命與可靠性分析。