基于DFR的2024-T3鋁合金當(dāng)量加速關(guān)系試驗(yàn)研究

王繼普，楊衛(wèi)平，陳躍良，張彥軍，史志俊

基于DFR的2024-T3鋁合金當(dāng)量加速關(guān)系試驗(yàn)研究

王繼普1，楊衛(wèi)平1，陳躍良2，張彥軍1，史志俊1

（1. 航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089；2. 海軍航空大學(xué)青島校區(qū)，山東 青島 266041）

提出以反映結(jié)構(gòu)材料疲勞性能的DFR為表征參量，研究建立2024-T3鋁合金結(jié)構(gòu)在大氣自然環(huán)境預(yù)腐蝕與實(shí)驗(yàn)室加速試驗(yàn)預(yù)腐蝕后的DFR關(guān)系，為腐蝕環(huán)境下飛機(jī)鋁合金結(jié)構(gòu)的疲勞壽命設(shè)計(jì)提供方法。以2024-T3鋁合金試驗(yàn)件為研究對象，分別開展典型海洋大氣環(huán)境自然暴露腐蝕后的DFR試驗(yàn)以及實(shí)驗(yàn)室加速腐蝕試驗(yàn)后的DFR試驗(yàn)，以DFR相等為條件，建立上述2種不同預(yù)腐蝕條件之間的DFR當(dāng)量加速關(guān)系。2024-T3鋁合金在自然暴露預(yù)腐蝕環(huán)境與實(shí)驗(yàn)室加速預(yù)腐蝕后的DFR值隨腐蝕時間的增加均有不同程度的下降，萬寧和青島的DFR當(dāng)量加速值分別為0.642 1、0.701 2 a/d?；贒FR的當(dāng)量加速關(guān)系綜合反映了預(yù)腐蝕對結(jié)構(gòu)材料疲勞性能退化的影響，而DFR是飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)的基本參量，文中建立的當(dāng)量加速關(guān)系可用于指導(dǎo)腐蝕環(huán)境下鋁合金的疲勞壽命設(shè)計(jì)分析。

DFR；2024-T3鋁合金；海洋大氣自然暴露；當(dāng)量加速關(guān)系；腐蝕；疲勞

在軍用飛機(jī)設(shè)計(jì)過程中，相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)[1]和規(guī)范會對機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命指標(biāo)做出明確要求，機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命指標(biāo)通常有3項(xiàng)：飛行小時數(shù)、飛行起落數(shù)和日歷年限，且3個指標(biāo)以先到為限作為結(jié)構(gòu)壽命指標(biāo)的控制原則。飛行小時數(shù)和飛行起落數(shù)主要反映使用中交變載荷對飛機(jī)所造成的疲勞損傷，故也稱為疲勞壽命；日歷年限則反映飛機(jī)在服役環(huán)境（如腐蝕、維護(hù)水平等）下，能夠保證其正常功能性能的持續(xù)日歷時間，也稱其為日歷壽命。飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命和日歷壽命均包括首翻修、修理間隔與總壽命。日歷壽命與疲勞壽命的消耗，有著各自的特點(diǎn)和規(guī)律，壽命指標(biāo)很難同步到達(dá)，不是造成日歷壽命浪費(fèi)就是疲勞壽命浪費(fèi)。飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)的根本要求是：必須“是用盡可能小的經(jīng)濟(jì)成本，保證在飛機(jī)的整個設(shè)計(jì)使用壽命期內(nèi)，結(jié)構(gòu)安全性、結(jié)構(gòu)能力、耐久性和可保障性處于期望的水平之上”[2]。飛機(jī)在實(shí)際服役過程中，不可避免地受到各種腐蝕環(huán)境介質(zhì)的作用，使飛機(jī)結(jié)構(gòu)金屬材料產(chǎn)生腐蝕，非金屬材料發(fā)生老化，從而影響飛機(jī)壽命。因此，飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)過程中必須考慮腐蝕環(huán)境的影響。飛機(jī)飛行時間遠(yuǎn)小于地面停放時間，且高空腐蝕環(huán)境因素較弱，飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕環(huán)境的作用主要發(fā)生于地面停放階段，載荷與環(huán)境的作用模式主要為預(yù)腐蝕–疲勞。飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)時，按服役過程中實(shí)際時間歷程來考慮環(huán)境腐蝕對結(jié)構(gòu)的影響是十分困難的，也無法滿足型號研制進(jìn)度的需求。工程上，一般采用加速腐蝕試驗(yàn)技術(shù)來模擬這種影響，加速腐蝕試驗(yàn)技術(shù)的核心是加速環(huán)境譜和當(dāng)量加速關(guān)系[3]。目前當(dāng)量加速關(guān)系的建立通常采用以下3種方法：當(dāng)量折算法、腐蝕程度對比法、疲勞強(qiáng)度（壽命）對比法[4]。疲勞強(qiáng)度通?？捎眉?xì)節(jié)疲勞額定值（Detail Fatigue Rating，DFR）表示，腐蝕后具有相同的DFR值，表示其疲勞強(qiáng)度相同。DFR的定義為相應(yīng)應(yīng)力比=0.06、壽命=105時的最大應(yīng)力值，該數(shù)值具有95%可靠度、95%置信度[5]。

疲勞強(qiáng)度（壽命）對比法主要用于結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位，而結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位的設(shè)計(jì)又是飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)的重點(diǎn)，結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位設(shè)計(jì)品質(zhì)直接決定整個飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞品質(zhì)。DFR作為表征飛機(jī)結(jié)構(gòu)特定細(xì)節(jié)疲勞品質(zhì)的最直接參數(shù)，其獨(dú)特的優(yōu)點(diǎn)是：采用以疲勞裕度表征的疲勞檢查方法類似于用強(qiáng)度裕度表示的靜強(qiáng)度校核方法，容易被設(shè)計(jì)人員接受和掌握，在打樣階段就能進(jìn)行，大大提高了工作和設(shè)計(jì)質(zhì)量，因而在飛機(jī)設(shè)計(jì)過程中被廣泛使用。若能獲得基于DFR值的典型加速試驗(yàn)腐蝕環(huán)境與飛機(jī)結(jié)構(gòu)預(yù)期服役腐蝕環(huán)境下的當(dāng)量加速關(guān)系，對考慮腐蝕作用的飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)將具有重要意義。

鋁合金因其優(yōu)良的性能在現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中得到廣泛應(yīng)用[6-7]，2024鋁合金由于具有較高強(qiáng)度和良好的疲勞性能等優(yōu)點(diǎn)[8-11]而被大量應(yīng)用于飛機(jī)機(jī)身、機(jī)翼等結(jié)構(gòu)中。某飛機(jī)的主要服役環(huán)境為海洋腐蝕環(huán)境，海洋環(huán)境的高溫、高濕、高鹽等“三高”腐蝕環(huán)境極易引起2024鋁合金材料的腐蝕[12-14]，從而導(dǎo)致材料疲勞性能降低，影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命。

在飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)過程中，一般條件下（不考慮腐蝕影響，下同），疲勞壽命分析采用DFR方法，考慮腐蝕環(huán)境的影響時，采用腐蝕條件下修正的DFR方法。該方法通過修正結(jié)構(gòu)的DFR值來分析腐蝕對結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響，因此需要獲得結(jié)構(gòu)在預(yù)期服役環(huán)境下的DFR值及變化規(guī)律。工程上，一般通過建立典型結(jié)構(gòu)加速試驗(yàn)和預(yù)期使用環(huán)境的當(dāng)量加速關(guān)系，來預(yù)估飛機(jī)預(yù)期使用環(huán)境下的DFR值及變化規(guī)律?？紤]腐蝕影響的飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)涂層失效前，按一般條件下對結(jié)構(gòu)疲勞壽命進(jìn)行分析，即不考慮腐蝕環(huán)境的影響。當(dāng)結(jié)構(gòu)防護(hù)涂層失效后，認(rèn)為涂層已不能對結(jié)構(gòu)起到防護(hù)作用，此時按不帶防護(hù)涂層的結(jié)構(gòu)（即裸材）考慮腐蝕環(huán)境對其壽命的影響，進(jìn)而進(jìn)行結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析。因此，不帶防護(hù)涂層的基材在預(yù)期使用腐蝕環(huán)境下的DFR性能數(shù)據(jù)，是結(jié)構(gòu)疲勞壽命設(shè)計(jì)的重要依據(jù)。

鑒此，本文以飛機(jī)2024-T3鋁合金為研究對象，設(shè)計(jì)制作試驗(yàn)件，開展典型海洋大氣環(huán)境自然暴露試驗(yàn)和實(shí)驗(yàn)室加速腐蝕試驗(yàn)后的疲勞試驗(yàn)，以DFR值作為特征參量，建立基于DFR當(dāng)量的不同預(yù)腐蝕條件下的加速關(guān)系，用于指導(dǎo)腐蝕環(huán)境下鋁合金的疲勞壽命設(shè)計(jì)分析。

1 試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)件

試驗(yàn)件由飛機(jī)常用的2024-T3鋁合金預(yù)拉伸板材加工而成，表面粗糙度為3.2 μm，結(jié)構(gòu)形式與尺寸如圖1所示。圖1中，為板材軋制方向，厚度為6 mm，材料主要成分見表1。試驗(yàn)件按飛機(jī)實(shí)際工藝進(jìn)行表面硫酸陽極化處理，但不帶防護(hù)涂層。

圖1 DFR上限值試驗(yàn)件

表1 2024-T3鋁合金主要化學(xué)成分（質(zhì)量分?jǐn)?shù)）

Tab.1 Chemical composition of 2024-T3 aluminum alloy (mass fraction) %

1.2 環(huán)境條件

環(huán)境試驗(yàn)分為2種：外場大氣環(huán)境自然暴露試驗(yàn)和實(shí)驗(yàn)室加速腐蝕環(huán)境試驗(yàn)。大氣環(huán)境自然暴露試驗(yàn)地點(diǎn)分別為山東青島小麥島環(huán)境站和海南萬寧環(huán)境站，大氣環(huán)境自然暴露試驗(yàn)按照相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)[15-18]的規(guī)定進(jìn)行。

實(shí)驗(yàn)室加速腐蝕環(huán)境參考北大西洋公約組織在9個國家的實(shí)驗(yàn)室開展預(yù)腐蝕對結(jié)構(gòu)疲勞壽命影響時所用的實(shí)驗(yàn)室加速環(huán)境譜[19-20]（以下簡稱“周浸譜”），該試驗(yàn)環(huán)境譜可以很好地再現(xiàn)外場飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)出現(xiàn)的腐蝕損傷[21-23]，其具體組成如下所述。

1）酸性NaCl溶液浸泡：在5%的NaCl溶液中加入少量稀硫酸，使其pH為4.0～4.5，溶液溫度為(40±2) ℃。

2）在溫度為40 ℃和相對濕度為90%～100%的潮濕空氣中，用遠(yuǎn)紅外線燈照射烘干試驗(yàn)件，調(diào)節(jié)遠(yuǎn)紅外線的功率，使試驗(yàn)件在臨近浸入溶液時恰好被烘干。

1個加速譜周期為30 min，浸泡7.5 min，溶液外22.5 min。實(shí)驗(yàn)室加速預(yù)腐蝕試驗(yàn)在ZJF周期浸潤腐蝕試驗(yàn)箱中進(jìn)行，預(yù)腐蝕試驗(yàn)過程如圖2所示。

1.3 疲勞試驗(yàn)條件

疲勞試驗(yàn)在MTS 810材料試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行，試驗(yàn)機(jī)載荷范圍為±500 kN，位移行程為±75 mm，頻率為0～100 Hz，靜載誤差小于1%，動載誤差小于2%。疲勞試驗(yàn)根據(jù)文獻(xiàn)[24]的要求，在室溫大氣環(huán)境下進(jìn)行，試驗(yàn)溫度為15～30 ℃，采用軸向加載的方式，試驗(yàn)載荷譜為等幅正弦波，應(yīng)力比=0.06，最大應(yīng)力水平依據(jù)試驗(yàn)情況確定。

圖2 實(shí)驗(yàn)室加速腐蝕試驗(yàn)環(huán)境譜

1.4 試驗(yàn)過程

1）大氣環(huán)境自然暴露試驗(yàn)。將試驗(yàn)件按照不同用途進(jìn)行編號，然后分別置于萬寧試驗(yàn)站和青島試驗(yàn)站進(jìn)行大氣自然暴露試驗(yàn)。試驗(yàn)件按照文獻(xiàn)[15]的要求放置，所有試驗(yàn)件主受試面朝南，與水平面成45°角，使用絕緣橡膠和螺釘固定于試驗(yàn)件架上。在試驗(yàn)過程中，定期觀察試驗(yàn)件的正面和反面，并根據(jù)觀察結(jié)果確定是否需要移動試驗(yàn)件，對任何明顯的外觀變化或不尋常特征的出現(xiàn)進(jìn)行拍照，同時記錄腐蝕產(chǎn)物的顏色、結(jié)構(gòu)和均勻性，以及它們附著性、隨暴露時間的延長與表面剝離的傾向等。對完成外場大氣環(huán)境自然暴露0.5、1、2、3 a的試驗(yàn)件分批取回。

2）實(shí)驗(yàn)室加速腐蝕試驗(yàn)。將編號后的試驗(yàn)件放入ZJF周期浸潤試驗(yàn)箱，再按照圖2所示的試驗(yàn)流程進(jìn)行實(shí)驗(yàn)室加速腐蝕試驗(yàn)。在試驗(yàn)過程中，定期監(jiān)測溶液的pH值，若高于4.5時，加入稀H2SO4調(diào)節(jié)至要求范圍內(nèi)。對完成0.25、0.5、1、1.5、3、4.5 d后的試驗(yàn)件分批取出。

3）疲勞試驗(yàn)。對完成腐蝕狀況測量的試驗(yàn)件，在MTS 810材料試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，通過調(diào)節(jié)加載應(yīng)力水平，控制試驗(yàn)件疲勞壽命在1.5×105～ 4×105次循環(huán)內(nèi)，試驗(yàn)頻率為10 Hz。調(diào)節(jié)加載應(yīng)力水平的方法：先根據(jù)經(jīng)驗(yàn)初步確定一應(yīng)力水平，在此應(yīng)力水平下進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，若試驗(yàn)件疲勞壽命在給定的壽命范圍內(nèi)，則在此應(yīng)力水平下繼續(xù)進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，試驗(yàn)件有效件數(shù)不少于3件，以此應(yīng)力水平作為該組試驗(yàn)件疲勞試驗(yàn)的應(yīng)力水平。若在初步確定應(yīng)力水平下，試驗(yàn)件的疲勞壽命低于給定疲勞壽命范圍，則適當(dāng)降低應(yīng)力水平，重新進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，經(jīng)過1次或多次調(diào)試，使得至少3件試驗(yàn)件的疲勞壽命在給定疲勞壽命范圍內(nèi)，將此時的應(yīng)力水平作為最終疲勞試驗(yàn)的應(yīng)力水平。反之，則適當(dāng)提高應(yīng)力水平，通過同樣的方式，確定最終疲勞試驗(yàn)應(yīng)力水平。

2 結(jié)果及分析

2.1 疲勞試驗(yàn)

表2 可疑觀察值取舍限度

Tab.2 Optional limit of suspicious observation values

圖3 腐蝕后疲勞試驗(yàn)結(jié)果

2.2 DFR計(jì)算

DFR試驗(yàn)數(shù)據(jù)的處理和計(jì)算采用“單點(diǎn)法”（標(biāo)準(zhǔn)-曲線法）進(jìn)行，即先根據(jù)疲勞壽命試驗(yàn)數(shù)據(jù)求得特征壽命，然后根據(jù)DFR試驗(yàn)件的試驗(yàn)件系數(shù)T、置信度系數(shù)C和可靠度系數(shù)R求得可靠度=95%、置信度=95%的試驗(yàn)壽命95/95，再根據(jù)單點(diǎn)法計(jì)算公式計(jì)算出DFR值。具體計(jì)算方法如下：

1）按照Weibull分布分別求出各組試驗(yàn)數(shù)據(jù)的特征壽命：

式中：為試驗(yàn)件數(shù)目；N為試驗(yàn)件的疲勞壽命；為分散性參數(shù)，對于鋁合金，=4.0。

2）求可靠度=95%、置信度=95%的壽命：

式中：T為試驗(yàn)件系數(shù)；R為可靠度系數(shù)；c為置信度系數(shù)。各系數(shù)取值分別見表3—5[5,24]。

3）單點(diǎn)法求DFR值（DFR）：

式中：為雙對數(shù)標(biāo)準(zhǔn)-曲線斜度參數(shù)；m0為材料參數(shù)。對于平均應(yīng)力為常數(shù)的鋁合金，=2，m0=310 MPa。

表3 試件系數(shù)T

Tab.3 Test piece factor ST

表4 可靠性系數(shù)R（95%可靠度）

Tab.4 Reliability factor SR (95% degree of reliability)

表5 置信度系數(shù)C（95%置信度）

Tab.5 Confidence coefficient SC (95% degree of confidence)

按照上述計(jì)算方法，計(jì)算得到各組試驗(yàn)件DFR結(jié)果見表6。

表6 DFR計(jì)算結(jié)果

Tab.6 DFR calculation results

2.3 DFR變化分析

研究表明[25]，同一試驗(yàn)件大氣暴露時間、加速腐蝕時間與DFR值分別具有以下關(guān)系：

式中：DFR0、DFR為腐蝕前后試驗(yàn)件的DFR值；為大氣暴露時間，a；為加速腐蝕時間，d；n、n為擬合常數(shù)。

對式（4）和式（5）進(jìn)行對數(shù)變換可得：

利用式（6）和式（7）對大氣環(huán)境自然暴露和加速腐蝕后2024-T3試驗(yàn)件的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合，擬合結(jié)果如下。

1）萬寧站大氣環(huán)境自然暴露數(shù)據(jù)：

相關(guān)系數(shù)2=0.976 2。

2）青島大氣環(huán)境自然暴露數(shù)據(jù)：

相關(guān)系數(shù)2=0.976 3。

3）實(shí)驗(yàn)室加速腐蝕數(shù)據(jù)擬合：

相關(guān)系數(shù)2=0.980 2。

擬合曲線如圖4所示，萬寧站和青島站試驗(yàn)數(shù)據(jù)對應(yīng)=lg[lg(+10)]，實(shí)驗(yàn)室數(shù)據(jù)對應(yīng)=lg[lg(+10)]。從圖4可以看出，無論是大氣環(huán)境自然暴露還是加速腐蝕，2024-T3鋁合金的DFR值均隨著時間的增加呈現(xiàn)下降的趨勢，說明兩者均會導(dǎo)致2024-T3鋁合金試驗(yàn)件疲勞性能退化，表現(xiàn)為其DFR值的降低。同時，萬寧站大氣環(huán)境自然暴露試驗(yàn)件DFR值擬合曲線的斜率相對于青島站更大，表明DFR值下降得更快，說明萬寧站海洋大氣腐蝕環(huán)境對2024-T4鋁合金的疲勞性能較青島站更嚴(yán)酷。

圖4 腐蝕后DFR值擬合曲線

2.4 當(dāng)量加速關(guān)系的確定

飛機(jī)結(jié)構(gòu)以DFR作為疲勞特征參量的當(dāng)量加速關(guān)系定義為[26]：以預(yù)腐蝕后結(jié)構(gòu)在室溫大氣環(huán)境下的DFR作為指標(biāo)，以、分別代表大氣環(huán)境自然暴露環(huán)境和實(shí)驗(yàn)室加速環(huán)境下的腐蝕時間，則DFR是腐蝕時間的函數(shù)DFR()、DFR()，則當(dāng)2種環(huán)境下的DFR值相同時，對應(yīng)的腐蝕時間之比稱為實(shí)驗(yàn)室加速腐蝕對大氣環(huán)境自然暴露的當(dāng)量加速關(guān)系，即：

式中：DFR()表示大氣環(huán)境自然暴露時間后的DFR值；DFR()表示實(shí)驗(yàn)室加速預(yù)腐蝕時間后的DFR值；為基于DFR值相等條件下不同試驗(yàn)條件的腐蝕時間比值，即加速比。

基于DFR值的當(dāng)量加速關(guān)系可表示為：

利用表6數(shù)據(jù)，當(dāng)量加速關(guān)系計(jì)算結(jié)果見表7。由表7可以看出，加速實(shí)驗(yàn)室1 d相當(dāng)于萬寧大氣環(huán)境自然暴露0.642 1 a，相當(dāng)于青島大氣環(huán)境自然暴露0.701 2 a。

表7 回歸曲線參數(shù)

Tab.7 Parameters for regression curve

3 結(jié)論

腐蝕會導(dǎo)致2024-T3鋁合金試驗(yàn)件疲勞性能的退化，表現(xiàn)為DFR值的降低。相對于青島站，萬寧站的DFR值降低更快。以DFR相等作為不同腐蝕環(huán)境的當(dāng)量加速原則，實(shí)驗(yàn)室加速腐蝕1 d相當(dāng)于萬寧站大氣環(huán)境自然暴露0.642 1 a，相當(dāng)于青島站大氣環(huán)境自然暴露0.701 2 a。在考慮腐蝕影響的飛機(jī)2024-T3鋁合金結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)時，該方法是一種有效的手段。

[1] GJB 67.6A—2008, 軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范.第6部分: 重復(fù)載荷、耐久性和損傷容限[S].

GJB 67.6A—2008, Military Airplane Structural Strength Specification Part 6: Repeated Loads, Durability and Damage Tolerance[S].

[2] GJB 775A—2012, 軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱[S].

GJB 775A—2012, Military Aircraft Structural Integrity Program[S].

[3] KLYATIS L M. Establishment of Accelerated Corrosion Testing Conditions[C]// Proceedings 2002 Annual Reliability and Maintainability Symposium. Seattle: IEEE, 2002.

[4] 劉文珽, 賀小帆. 飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕/老化控制與日歷延壽技術(shù)[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2010: 67-68.

LIU Wen-ting, HE Xiao-fan. Corrosion/Aging Control of Aircraft Structure And Calendar Life Extension Technology[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2010: 67-68.

[5] 《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊》總編委會. 飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(9)·載荷?強(qiáng)度和剛度·[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社,2001: 855.

Aircraft Design Manual General Editorial Board. Aircraft Design Manual (9)·Loads & Strength and Rigidity·[M]. Beijing: Aviation industry Press, 2001: 855.

[6] 陳躍良, 金平, 林典雄. 海軍飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕控制及強(qiáng)度評估[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2009: 150-151.

CHEN Yue-liang, JIN Ping, LIN Dian-xiong. Corrosion Control and Strength Evaluation of Naval Aircraft Structure[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2009: 150-151.

[7] 王安東, 陳躍良, 卞貴學(xué), 等. 飛機(jī)用高強(qiáng)度鋁合金腐蝕疲勞研究進(jìn)展[J]. 航空制造技術(shù), 2017, 60(20): 95-103.

WANG An-dong, CHEN Yue-liang, BIAN Gui-xue, et al. Research Progress on Corrosion Fatigue of High Strength Aluminum Alloy of Aircraft[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2017, 60(20): 95-103.

[8] RAMBABU P, PRASAD N E, KUTUMBARAO V V, et al. Aluminum Alloys for Aerospace Applications[M]. Berlin: Springer Singapore, 2017.

[9] CHENG J C, ZHAO S P, FAN D, et al. Multiple Ballistic Impacts on 2024-T4 Aluminum Alloy by Spheres: Experiments and Modelling[J]. Journal of Materials Science & Technology, 2021, 94: 164-174.

[10] WANG Xiao-gui. Multi-Axial Fatigue of 2024-T4 Aluminum Alloy[J]. Chinese Journal of Mechanical Engineering, 2011, 24(2): 195.

[11] ZHANG Tian-yu, HE Yu-ting, LI Chang-fan, et al. Effect of Alternate Corrosion and Fatigue on Fatigue Crack Growth Characterization of 2024-T4 Aluminum Alloy[J]. Mathematical Problems in Engineering, 2020, 2020: 1-15.

[12] 劉艷潔, 王振堯, 柯偉. 2024-T3鋁合金在模擬海洋大氣環(huán)境中的腐蝕行為[J]. 中國有色金屬學(xué)報(bào), 2013, 23(5): 1208-1216.

LIU Yan-jie, WANG Zhen-yao, KE Wei. Corrosion Behavior of 2024-T3 Aluminum Alloy in Simulated Marine Atmospheric Environment[J]. The Chinese Journal of Nonferrous Metals, 2013, 23(5): 1208-1216.

[13] 張歡, 董超芳, 滿成, 等. 2024-T351 鋁合金在模擬酸性海洋大氣環(huán)境中的腐蝕行為[J]. 腐蝕與防護(hù), 2015(11): 29-34.

ZHANG Huan, DONG Chao-fang, MAN Cheng, et al. Atmospheric Corrosion Behavior of 2024-T351 Aluminum Alloy in Simulated Industrial Marine Environment[J]. Corrosion & Protection, 2015(11): 29-34.

[14] 馬少華, 回麗, 周松, 等. 腐蝕環(huán)境對預(yù)腐蝕鋁合金腐蝕疲勞性能的影響[J]. 材料工程, 2015, 43(2): 91-95.

MA Shao-hua, HUI Li, ZHOU Song, et al. Influence of Corrosion Environments on Corrosion Fatigue Property of Pre-Corroded Aluminum Alloy[J]. Journal of Materials Engineering, 2015, 43(2): 91-95.

[15] GB/T 14165—2008, 金屬和合金大氣腐蝕試驗(yàn)現(xiàn)場試驗(yàn)的一般要求[S].

GB/T 14165—2008, Corrosion of Metals and Alloys - Atmospheric Corrosion Testing - General Requirements for Field Tests[S].

[16] GB/T 15957—1995, 大氣環(huán)境腐蝕性分類[S].

GB/T 15957—1995, Corrosivity Classification of Atmospheric Environment[S].

[17] GB/T 19292.1—2003, 金屬和合金的腐蝕大氣腐蝕性分類[S].

GB/T 19292.1—2003, Corrosion of Metals and Alloys—Corrosivity of Atmospheres—Classification[S].

[18] GB/T 2424.10—2012, 環(huán)境試驗(yàn)大氣腐蝕加速試驗(yàn)的通用導(dǎo)則[S].

GB/T 2424.10—2012, Environmental Testing—General Guidance of Accelerated Testing for Atmospheric Corrosion[S].

[19] WANHILL R J H, LUCCIA J J DE. An AGARD-Coordinated Corrosion Fatigue Cooperative Testing Program (CFCTP)[R]. AD-A113731, AGARD-R-695, 1982.

[20] WANHILL R J H, LUCCIA J J DE，RUSSO M T. The Fatigue in Aircraft Corrosion Testing Program (FACTP)[R]. AD-A113731, AGARD-R-713, 1982.

[21] 賀小帆, 劉文珽, 王忠波, 等. 預(yù)腐蝕對30CrMnSiNi2A連接件疲勞壽命影響的試驗(yàn)研究[J]. 機(jī)械強(qiáng)度, 2009, 31(4): 664-669.

HE Xiao-fan, LIU Wen-ting, WANG Zhong-bo, et al. pre-Corrosion Degradation Influence on the Fatigue Life for 30CrMnSiNi2A Specimen[J]. Journal of Mechanical Strength, 2009, 31(4): 664-669.

[22] 卞貴學(xué), 陳躍良, 張丹峰, 等. 基于IDS的鋁合金預(yù)腐蝕疲勞壽命研究[J]. 航空學(xué)報(bào), 2008, 29(6): 1526-1530.

BIAN Gui-xue, CHEN Yue-liang, ZHANG Dan-feng, et al. Study on Fatigue Life of Pre-Corroded Aluminium Alloy Based on IDS[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2008, 29(6): 1526-1530.

[23] 鄧景輝, 陳平劍, 付裕. 用于預(yù)腐蝕航空鋁合金材料疲勞壽命分析的腐蝕當(dāng)量裂紋的拋物線模型[J]. 航空學(xué)報(bào), 2018, 39(2): 221421.

DENG Jing-hui, CHEN Ping-jian, FU Yu. Parabolic Model of Equivalent Crack Approach for Predicting Fatigue Life of Pre-Corroded Aluminum Alloys[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2018, 39(2): 221421.

[24] HB 7110—1994, 金屬材料細(xì)節(jié)疲勞額定強(qiáng)度截止值(DFRcutoff)試驗(yàn)方法[S].

HB 7110—1994, The testing method of metallic materials detail fatigue rating cutoff[S].

[25] 董登科, 王俊揚(yáng), 薛景川. 考慮環(huán)境腐蝕效應(yīng)影響的飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷使用壽命修正方法[J]. 機(jī)械強(qiáng)度, 1999, 21(3): 215-217.

DONG Deng-ke, WANG Jun-yang, XUE Jing-chuan. The Correction Method of Aircraft Structural Calendar Service Life under Corrosion Environment Medium[J]. Journal of Mechanical Strength, 1999, 21(3): 215-217.

[26] 賀小帆, 劉文珽, 向錦武. 基于DFR的疲勞加速腐蝕因子模型與分析[J]. 應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào), 2008, 25(3): 445-449.

HE Xiao-fan, LIU Wen-ting, XIANG Jin-wu. Acceleration Corrosion Factor for Fatigue Critical Components Based on the DFR: Modeling and Analysis[J]. Chinese Journal of Applied Mechanics, 2008, 25(3): 445-449.

Experimental Research on Equivalent Accelerated Relationship of 2024-T3 Aluminium Alloy Based on DFR

WANG Ji-pu1, YANG Wei-ping1, CHEN Yue-liang2, ZHANG Yan-jun1, SHI Zhi-jun1

(1. The First Aircraft Design and Research Institute of AVIC, Xi'an 710089, China; 2. Qingdao Campus of Naval Aviation University, Shandong Qingdao 266041, China)

The work aims to take DFR that reflects the fatigue performance of structural materials as a characterization parameter to study and establish the DFR relationship of 2024-T3 aluminum alloy structure after pre-corrosion in natural environment and accelerated laboratory test, so as to provide a method for fatigue life design of aircraft aluminum alloy structure in corrosive environment. With 2024-T3 aluminum alloy test piece as the research object, the DFR test after natural exposure corrosion in typical marine atmospheric environment and accelerated corrosion in laboratory was carried out respectively. On the condition that DFR was equal, the DFR equivalent accelerated relationship between the above two different pre-corrosion conditions was established. After natural explosion in pre-corrosion environment and accelerated pre-corrosion in laboratory, the DFR of 2024-T3 aluminum alloy decreased to different degrees with the increase of corrosion time, and the DFR equivalent accelerated values in Wanning and Qingdao were 0.642 1 a/d, and 0.702 1 a/d, respectively. The equivalent accelerated relationship based on DFR comprehensively reflects the effect of pre-corrosion on the fatigue performance degradation of structural materials. DFR is the basic parameter for the fatigue design of aircraft structure, and the equivalent accelerated relationship established can be used to guide the fatigue life design and analysis of aluminum alloy in corrosive environment.

DFR; 2024-T3 aluminum alloy; natural exposure in marine atmospheric environment; equivalent accelerated relationship; corrosion; fatigue

2022-04-23；

2022-06-28

WANG Ji-pu (1980-), Male, Master.

V215.5

A

1672-9242(2023)02-0057-07

10.7643/ issn.1672-9242.2023.02.008

2022–04–23；

2022–06–28

王繼普（1980—），男，碩士。

王繼普, 楊衛(wèi)平, 陳躍良, 等. 基于DFR的2024-T3鋁合金當(dāng)量加速關(guān)系試驗(yàn)研究[J]. 裝備環(huán)境工程, 2023, 20(2): 057-063.

WANG Ji-pu, YANG Wei-ping, CHEN Yue-liang, et al.Experimental Research on Equivalent Accelerated Relationship of 2024-T3 Aluminium Alloy Based on DFR[J]. Equipment Environmental Engineering, 2023, 20(2): 057-063.

責(zé)任編輯：劉世忠