2018, Vol. 39
2. 海军航空工程学院 研究生队，山东 烟台 264001
2. Postgraduate Team, Naval Aeronautical Engineering Academy, Yantai 264001, China
飞机铝合金结构在服役过程中受环境作用发生点蚀，大量的试验[1~10]表明，飞机铝合金结构的点蚀蚀坑在疲劳载荷作用下易萌生疲劳裂纹并扩展，由此明显地缩短相关结构疲劳寿命，此问题对老龄飞机尤为突出[1~4]，会对其结构完整性和使用安全性带来严峻挑战。因而铝合金材料点蚀萌生裂纹并扩展的问题一直是其腐蚀疲劳研究以及飞机定寿工程领域的关注重点和基础性研究内容，但由于该问题研究涉及学科众多[5]，到目前为止对其研究和认识仍旧有限，依然是研究热点。
对于铝合金点蚀萌生裂纹并扩展问题的研究，国外学者多以7000/2000系列铝合金为研究对象，开展试验研究。最早采用在材料表面进行原位观测的方法开展，Ishihara等[2]和Pao等[6]采用在试件中间开V形缺口、轴向加载的方法观测裂纹，发现预腐蚀条件下V形缺口萌生裂纹的速度是没有预腐蚀试件裂纹萌生速度的2~3倍，Kimberli，Walde等[3, 7~9]采用阶段性疲劳试验加断口分析的方法对材料微观结构对点蚀萌生裂纹的影响进行定性描述。近年来，随着试验条件改善，Saravanan，Sigmund、孙辽、李旭东等[10~13]以应力水平、应力比等载荷条件对点蚀萌生裂纹行为的影响为基础，进而开展点蚀形貌对疲劳寿命的影响。上述研究获取了铝合金材料在预腐蚀条件下点蚀萌生裂纹的相关规律，但研究过程与研究方法存在一些弊端，主要包括三个方面：（1）铝合金材料预腐蚀试验主要采用标准溶液，如ASTM G110/ASTM E 407-99 [1~3, 6~9, 11, 12]标准中规定的腐蚀溶液，分别以3.5%NaCl和EXCO溶液为主开展点蚀试验，铝合金材料于此种环境条件下的点蚀过程与结果与其在服役环境中的点蚀过程与结果存在关联性，但差异较大[14, 15]；（2）受限于微观检测设备精度，分阶段疲劳试验过程中的截止周期较长，在停止疲劳试验进行观测时，裂纹已萌生并扩展，丧失了点蚀损伤到裂纹萌生的初始过程信息[3, 6~9]；（3）对铝合金材料点蚀萌生裂纹的行为多采用定性方式描述，萌生裂纹的核心过程欠缺定量的统计分析[3, 6~13]。
针对上述问题，本文结合某型机定寿工程研究，以该型机主体铝合金材料LC4CZ为研究对象，采用模拟服役机场环境的加速腐蚀试验环境谱[16]进行点蚀试验，获取该材料在机场服役环境下的点蚀损伤规律，采用阶段性疲劳试验结合新型扫描电镜断口分析的研究方式，对LC4CZ铝合金机场环境下产生的点蚀在疲劳载荷作用下萌生裂纹的行为进行研究，掌握点蚀萌生裂纹的数量、位置、方向等统计量化信息以及萌生裂纹最初的扩展行为。
2 加速点蚀试验系统试验材料为LC4CZ航空用锻造铝合金，试件加载沿轧制方向，试件外形与尺寸如图 1所示，厚度为4mm，共有45个试件，其中，5个试件不进行点蚀试验，40个试件用于腐蚀试验及后续分阶段疲劳试验。
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Fig. 1 Dimension of the specimen(mm) |
为使本文研究结果有效应用于飞机定寿工程实际，首先要使LC4CZ试件的点蚀损伤与其在机场环境下的点蚀损伤具有相关性，为此本文采用文献[16]中模拟机场环境编制的加速腐蚀试验环境谱开展LC4CZ试件加速腐蚀试验，环境谱如图 2所示。共进行当量腐蚀年限[16]10y和15y两个典型周期的加速腐蚀试验，每个腐蚀周期下试件数量为20件，试验设备采用ZJF-75G型周期浸润试验箱，试验前对试件进行预处理[16, 17]，试验过程参照HB5455-90标准进行，点蚀试验后立刻采用丙酮溶液对试件进行清洗晾干，防止其在数据检测及疲劳试验前继续腐蚀，两种周期下典型试件表面腐蚀形貌如图 3所示，采用科士达三维显微镜对每个试件随机选取10个点蚀蚀坑进行观测，统计分析结果如表 1所示。
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Fig. 2 Accelerated corrosion spectrum |
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Fig. 3 Pitting corrosion topography of LC4CZ specimen in typical corrosion year |
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Table 1 Statistical data of corrosion pit depth of LC4CZ specimen in typical corrosion year |
在两种腐蚀周期下随机选取5个试件，加之未腐蚀的5个试件，对15个试件进行疲劳试验。疲劳试验采用MTS810疲劳试验机，参数设置为σmax=220MPa，R=0.2，f=10Hz，直至试件断裂，得到每个试件疲劳寿命Nm, n，m=0, 10, 15;n=1, 2, 3, 4, 5。对每组5个试件疲劳寿命数据Nm, n进行统计分析，得到95%置信度水平的疲劳寿命统计值，分别记为N0=1, 675, 354，N10=387, 438，N15=289, 746，其中下标表示腐蚀周期，0表示未腐蚀，疲劳寿命的单位是循环次数。
在此基础上，对每个腐蚀周期下的剩余15个试件，随机平均分为三组，对每组试件分别进行10%Ni，15%Ni和20%Ni的分阶段疲劳试验，i=10, 15表示腐蚀周期，单位为年限，分阶段疲劳试验的参数设置与疲劳断裂试验相同。选取10%~20%Ni，i=10, 15的原因是此阶段循环内应含有点蚀萌生疲劳裂纹的初始信息，包含裂纹萌生的位置、方向、数量等信息，而没有选择10%Ni以下巡循数是因为低于此循环数，裂纹萌生的数量少，尺寸也小，目前检测手段与条件还难以准确把握[18]。对每个分阶段疲劳试验后的试件采用MTS810疲劳试验机对其进行位移控制的静拉伸试验，位移控制参数为0.22mm/s，直至拉断为止，用于断口分析。
对分阶段疲劳试件断口采用日立S3400型扫描电镜进行观测，为观测到疲劳裂纹萌生的初始信息，首先需从断口中确定疲劳裂纹，疲劳裂纹的形貌与萌生裂纹的点蚀形貌以及后续位移控制的延展区域有明显的不同[18]，考虑到裂纹尺寸以及晶粒结构等微观因素，断口微观形貌本质上较为复杂，根据文献[18, 19]方法，若断口部分区域具有两个特征：（1）裂纹从萌生位置起，具有波浪花纹状起伏扩展的特点；（2）扩展方向前端有停止扩展的边界。则该部分区域可以确定为疲劳裂纹，当然在观测过程中需使用扫描电镜放大较大倍数。
4 试验结果分析根据上述试验条件，开展上述各个试验及试件断口观测，加速腐蚀试验结果已由表 1给出。LC4CZ铝合金机场环境下点蚀萌生疲劳裂纹萌生行为从以下几个方面进行阐述。
4.1 疲劳寿命对比三组共15个试件的疲劳失效试验统计结果表明，点蚀损伤对疲劳寿命有严重的削弱作用，在相同载荷条件下，腐蚀周期越长，疲劳寿命降低程度越大，如图 4所示。进行量化分析，得到两个腐蚀周期下试件疲劳寿命较未腐蚀试件疲劳寿命的降低系数分别为4.3和5.8，此结果低于文献[20, 21]中疲劳寿命降低系数为6~8的结论。预腐蚀后疲劳寿命降低的本质是点蚀损伤缩短了疲劳裂纹萌生寿命[6~10]，因而疲劳寿命降低程度与点蚀损伤程度相关，而点蚀损伤程度与环境谱作用强度有关，考虑到文献[20, 21]中的点蚀试验是在3.5%NaCl溶液或EXCO溶液中完成，其环境在严酷度上要比本文所采用的模拟机场环境谱严酷，所以文献[20, 21]中的点蚀损伤程度要比本文加速腐蚀试验结果严重，这一点从文献[20, 21]中的点蚀深度试验结果可以印证，由此可以进一步认为预腐蚀铝合金的疲劳寿命与点蚀深度之间存在某种关联性，文献[4, 12, 21]在此方面开展了深入研究，本文不做此方面的探讨。
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Fig. 4 Relationship between the fatigue life and the corrosion period |
对两种腐蚀周期下、10%~20%Ni分阶段疲劳试验的30个试件断口分析显示，所有的试件都有疲劳裂纹萌生，共观测到147条疲劳裂纹，并且所有的疲劳裂纹都萌生于点蚀蚀坑，即使是10%Ni试件也观测到多条疲劳裂纹由蚀坑萌生，蚀坑萌生典型疲劳裂纹如图 5所示。这充分说明LC4CZ铝合金材料在模拟机场环境下腐蚀后：（1）点蚀损伤极大地缩短疲劳裂纹萌生寿命，较少疲劳循环次数后，疲劳裂纹即萌生；（2）疲劳裂纹萌生于点蚀蚀坑处。上述两点究其本质是因为点蚀蚀坑破坏了材料宏观连续状态，在疲劳载荷作用下，蚀坑缺口处产生应力集中而加快了裂纹萌生[6, 7, 21]。
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Fig. 5 Fractographs showing crack and pitting of specimen |
对观测到的147条疲劳裂纹萌生于蚀坑的具体位置进行统计，119条疲劳裂纹萌生于蚀坑底部，28条萌生于蚀坑侧边，两种萌生位置统计如图 6所示，其中，纵坐标表示两种萌生位置下萌生裂纹的频数统计值，无量纲。蚀坑侧边萌生裂纹如图 7所示。
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图 6 Frequency of crack-nucleating sites |
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Fig. 7 Fractographs of crack nucleating from pitting site |
对疲劳裂纹萌生蚀坑位置的差异性进行分析，本文选择对两种腐蚀周期下10个10%Ni试件断口观测到的48个疲劳裂纹长度进行测量并统计，其结果见表 2所示，其尺寸在14~55μm，由此认为蚀坑萌生的裂纹初期为短裂纹[18, 22~24]，同时根据文献[8, 9]实测以及统计结果，航空铝合金晶粒尺寸范围在11~34μm，而两种腐蚀周期下点蚀蚀坑深度数据如表 1所示，综上说明LC4CZ铝合金点蚀萌生的疲劳裂纹尺寸与其晶粒尺寸和蚀坑损伤尺寸在同一数量级别上，相差不大，因而材料本体的微观结构与点蚀蚀坑形貌，都会对裂纹萌生位置产生影响，因此疲劳裂纹萌生位置存在差异，具体而言，影响疲劳裂纹萌生位置的微观结构因素包括晶粒尺寸、晶粒方向、晶粒边界等因素[3, 6, 9, 25~27]。同时，上述微观结构因素会造成蚀坑内部的应力分布并不规律或不均匀，进一步对疲劳裂纹萌生位置产生影响。
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Table 2 Statistical data of crack size in 10%Ni specimen fracture |
对发现的147条疲劳裂纹方向进行宏观统计，其中，绝大多数为表面下裂纹，即裂纹萌生于蚀坑内部并沿垂直表面方向向试件内部扩展，如图 5所示；而较少裂纹为表面裂纹，发现4条，即裂纹萌生于试件表面并沿表面垂直载荷方向扩展，如图 8所示。
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Fig. 8 Surface crack of specimen |
对垂直于试件表面向试件内部扩展的裂纹进行细化分析，在萌生初期，即10%~15%Ni期间，其扩展方向与其萌生位置有关，若萌生与蚀坑底部，则沿蚀坑深度扩展；若萌生于蚀坑侧边，则沿蚀坑侧边方向扩展，如图 7所示。在扩展初期，即15%~20%Ni期间，由4.2中分析可知，此时裂纹为短裂纹，其发展到一定程度后，其扩展前锋会受到材料微观结构[3, 6, 9, 25~27]和其他裂纹扩展影响，即若在扩展方向上遇到材料晶界、组成粒子或其他裂纹，则其停止扩展或扩展行为减缓或改变扩展方向，至于具体如何改变，取决于载荷条件和材料本体微观结构情况。
4.4 疲劳裂纹数量对疲劳裂纹数量分析分为两个方面，首先不考虑点蚀周期，分别对10%Ni，15%Ni和20%Ni的疲劳试验的试件断口裂纹数量进行统计，三种循环数下观测到的裂纹数量分别是48，60和39条短裂纹，这是因为点蚀部位较多，在疲劳载荷作用下，多个点蚀部位都具有萌生裂纹的能力和趋势，因此，在点蚀蚀坑萌生疲劳裂纹并扩展的初期，试件状态为多微观损伤状态，因而裂纹数量较多。根据腐蚀疲劳试验规律[5~8, 10]，最终导致试件断裂的只有少量主裂纹，因此，在萌生初期形成的多个短裂纹在后续扩展过程中必定存在干涉、合并行为，点蚀萌生的裂纹会根据材料微观结构情况逐步合并而数量会逐渐减少，这一点由本文分阶段疲劳试验观测到裂纹数量变化趋势也可验证，即20%Ni的试件断口裂纹数量较10%Ni，15%Ni试件断口裂纹数量降低，典型20%Ni的疲劳试验的试件断口如图 9所示，从中可见，多个短裂纹前锋相互干涉，随着疲劳循环数增加，这些短裂纹最终将合并，为验证这一过程，需在本文研究基础上，开展≥20%Ni的分阶段疲劳试验，并且各个阶段间隔周期越短，越能较为清楚地观测到裂纹合并行为。
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Fig. 9 Typical fractographs of 20%Ni specimen indicating multiple crack |
其次，考虑点蚀周期作用，分别对两个点蚀周期下10%Ni，15%Ni和20%Ni试件断口裂纹数量进行单独统计，得到当量腐蚀年限10y和15y三个分阶段疲劳试验条件下断口的裂纹数量分别为21，28，15个和27，32，24个，两种腐蚀周期下、不同疲劳寿命阶段的裂纹数量对比如图 10所示。从中可见点蚀周期对疲劳裂纹数量有影响。这是因为，点蚀周期长，点蚀坑数量多，点蚀损伤程度大，则由蚀坑萌生疲劳裂纹的数量就多。
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Fig. 10 Crack number comparision of specimen fractograph in different corrosion time |
目前，铝合金腐蚀疲劳寿命研究的总体思路认为疲劳裂纹由点蚀蚀坑萌生并扩展[2, 4, 6, 9, 20, 23]，本文的试验研究也证实了这一论点，即在较少循环数后疲劳裂纹即由蚀坑位置萌生，并且所观测到147条裂纹全部由蚀坑萌生。由此，在具体进行腐蚀疲劳寿命计算时，可以将蚀坑等效为裂纹[4, 6, 12, 13, 20]，蚀坑的尺寸即为裂纹的初始尺寸，同时依据表 1和表 2中数据，可以将蚀坑以及其萌生并初期扩展的裂纹视为短裂纹[18, 22~24]，因此应先采用短裂纹扩展模型[24, 28]进行寿命计算分析。
同时根据本文观测结果，由于材料微观结构等因素影响，短裂纹萌生与扩展初期在扩展方向上存在重叠或交叉现象，所以多个短裂纹在随后扩展过程中存在干涉、合并行为，裂纹数量逐渐减少，即20%Ni试件断口的裂纹数量少于10%Ni，15%Ni试件断口裂纹数量，直至形成主裂纹，因此，在短裂纹扩展计算过程中，相关计算模型中应考虑其干涉与合并行为，以期最大程度地与短裂纹扩展本质接近，相关计算模型与计算方法涉及材料塑性、冶金工艺以及裂纹闭合等多方面因素[5, 29, 30]，本文不作讨论。
5 结论通过本文研究，得到以下结论：
（1）点蚀损伤对试件疲劳寿命削弱作用明显，在同等载荷条件下，模拟机场环境下当量腐蚀周期10y和15y试件较未腐蚀试件的疲劳寿命降低系数分别是4.3和5.8。
（2）30个分阶段疲劳试件断口共观测到147条疲劳裂纹，全部萌生于蚀坑位置，其中有119条裂纹萌生于蚀坑底部，28条裂纹萌生于蚀坑侧边。
（3）两种腐蚀周期下10个10%Ni的试件断口共观测到48条裂纹，说明由点蚀蚀坑萌生疲劳裂纹的周期非常短暂。
（4）对两种腐蚀周期下10个10%Ni试件断口的48个疲劳裂纹长度进行测量并统计，其尺寸在14~58μm，平均尺寸分别为21μm和33μm，与晶粒尺寸在同一数量级上，认为蚀坑萌生的疲劳裂纹在初期为短裂纹。
（5）蚀坑萌生的疲劳裂纹在扩展方向上与萌生位置和材料微观结构有关，萌生于蚀坑底部的裂纹沿蚀坑深度方向扩展，萌生于蚀坑侧边的裂纹向蚀坑侧边扩展，因此蚀坑萌生的疲劳裂纹在扩展方向上存在重叠与交叉现象。
（6）随着分阶段疲劳试验循环数增加，疲劳裂纹数量逐渐减少，两种腐蚀周期下，观测到的裂纹数量分别由10%Ni的21，27条降至20%Ni的15，24条。依据（5）中结论，蚀坑萌生的多条裂纹由于扩展方向交叉，并受材料微观结构影响，因此在扩展过程中存在干涉、合并行为，造成疲劳裂纹数量随疲劳载荷循环数增加而减少。
在本文研究的基础上，后续为进一步深入理解点蚀萌生裂纹及扩展行为规律，应结合微观检测设备与腐蚀疲劳试验技术，深入研究材料微观结构和点蚀蚀坑特征（深度、蚀坑间距、蚀坑形状等）对疲劳裂纹萌生的影响。
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