铝合金腐蚀损伤规律及蚀坑当量化技术研究

何卫平 陈 勃 曹定国

(1.中国特种飞行器研究所，湖北 荆门 448035 ；2 .北京航空材料研究院，北京 100095 )

2024和7B04铝合金是非常重要的飞机结构材料，其疲劳性能受到腐蚀较严重的影响。腐蚀损伤的形成机制与扩展规律及蚀坑初始裂纹当量化直接影响材料疲劳寿命的评定，是预测飞机结构腐蚀等级、确定日历寿命和检修周期的重要依据之一，在飞机结构寿命设计与评定中具有重要意义。

腐蚀损伤对疲劳的影响，尤其是预腐蚀损伤下疲劳寿命及裂纹扩展寿命的评估方法，向来是腐蚀疲劳研究的重点。目前大部分研究主要采用腐蚀修正系数法，如C（t）曲线法、DFR腐蚀修正法等。本文研究了腐蚀初始损伤当量为微裂纹的当量化技术，然后基于断裂力学法以小裂纹扩展分析模型对铝合金疲劳寿命进行了计算，最后与试验结果进行了分析比较。

1 腐蚀损伤的形成与扩展规律研究

1.1 试验件及试验方法[1，2]

试验件材料分别为2024–T62和7B04–T74两种铝合金，采用单边缺口拉伸（SENT）试样。预制腐蚀坑的位置相应于孔表面裂纹位置和角裂纹位置两种，见图1。

试验件的腐蚀环境为3.5% NaCl溶液和3.5%中性盐雾。采用的预腐蚀时间分别为12h、24h、 48h、96h、192h共5个时间点。

图1 预制腐蚀坑位置示意图

本文中所有的试验严格按对应的标准实施，按ASTM G1–03《腐蚀试样的制备，清洗和评定》[3]进行腐蚀试样的清洗和准备，依据GJB 150.11A–2009《军用装备实验室环境试验方法 盐雾试验》[4]开展中性盐雾试验，按HB 5287–1996《金属材料轴向加载疲劳试验方法》[5]开展试验获得寿命预测的疲劳寿命。试样的非试验部分采取密封保护。

1.2 腐蚀坑形成机制的微观分析

图2为预制腐蚀坑的典型三维视图，图3分别为2024–T62和7B04–T74铝合金在3.5% NaCl溶液中的单腐蚀坑典型形貌。可以看出，两种材料在相同腐蚀环境下腐蚀坑的形貌特征有所不同：2024铝合金在微小区域的中间或边缘产生小腐蚀坑（如图3a所示），其腐蚀为典型的点蚀模式；而7B04铝合金暴露区域整体凹陷，腐蚀坑深度非常浅（见图3b），用体式显微镜无法观测其深度，其腐蚀表现为剥蚀机制。

根据去除腐蚀产物后，使用金相显微镜观察5种不同腐蚀时间产生的腐蚀坑截面，图4显示了两种材料腐蚀24h、48h、96h、192h四个时间段的截面金相图。

从图4可以看出，两种铝合金的腐蚀坑的形貌和腐蚀程度是不同的。2024铝合金腐蚀程度较为严重，其腐蚀深度和面积均大于7B04铝合金。

表1为2024和7B04铝合金不同腐蚀时间最大腐蚀坑深度的统计数据。对于每个腐蚀时间点，2024铝合金最大腐蚀坑深度约为7B04铝合金的2倍。由两种材料都可以看到，随着腐蚀时间的延长腐蚀坑扩展速度减缓。

为进一步研究腐蚀坑的微观形貌及底部是否产生腐蚀微裂纹，使用JSM–5800扫描电子显微镜观察了腐蚀坑底部形貌（见图5）。

图2 预制腐蚀坑的典型三维视图

图3 2024–T62和7B04–T74铝合金单腐蚀坑典型形貌

图4 2024和7B04铝合金腐蚀坑截面

表1 2024和7B04最大腐蚀坑深度（单位：μ m）

图5 2024和7B04铝合金腐蚀坑底部扫描电镜照片

可以看到，2024铝合金腐蚀坑边缘较平滑。腐蚀初期（如图5a）腐蚀坑底部较平，在坑底中央有裂纹产生。腐蚀192h后（如图5c）腐蚀坑呈片层状，底部有裂纹出现。相比之下，7B04铝合金腐蚀坑边缘比较复杂。腐蚀初期（如图5b）腐蚀坑底部凹凸不平，有多处裂纹产生。腐蚀192h后（如图5d）腐蚀坑底部呈现块状形貌，块与块交界处有裂纹出现。这些腐蚀裂纹、片层交界、块与块交界等位置容易发生应力集中形成疲劳源，导致裂纹的进一步扩展以及材料的应力腐蚀断裂。

1.3 腐蚀损伤特征量的扩展规律

腐蚀坑大小可用深度和面积表征，试验中统计了2024铝合金在3.5%中性盐雾和3.5% NaCl溶液环境中表面裂纹与角裂纹两种单腐蚀坑深度和面积与腐蚀时间的对应关系，本文表2只列出了2024铝合金在两种环境下各试样表面裂纹单腐蚀坑的平均深度和平均面积。

国内外对铝合金腐蚀深度与腐蚀时间的关系尚未有公认的经验公式，但有文献[3]指出铝合金深度与腐蚀时间成幂函数关系，本文尝试用幂函数来描述腐蚀坑深度D、表面积S与腐蚀时间T的关系及腐蚀坑表面积S与腐蚀坑深度D的关系，2024两种环境表面裂纹单腐蚀坑腐蚀曲线见图6。

表3中列出了2024铝合金在3.5%中性盐雾和3.5% NaCl溶液两种环境下表面裂纹与角裂纹的深度D、表面积S与腐蚀时间T 的关系及腐蚀坑表面积S与腐蚀坑深度D的关系曲线拟合方程。用幂函数拟合的曲线方程具有较好的线性相关性，实现了腐蚀损伤特征量与腐蚀时间的规律量化。

2 蚀坑的裂纹当量化技术研究

2.1 蚀坑当量化裂纹方法

文献已报道许多预腐蚀损伤对疲劳寿命的影响研究方法，如幂函数模型[7]、灰色模型[8]等等。对基于断裂力学方法进行疲劳寿命的预测，首先需要将蚀坑当量成为初始裂纹，不同的当量化处理方法会对预测结果产生影响。本文研究了当前国外主要采用的蚀坑裂纹当量化处理方法，包括：

按平均蚀坑深度和宽度将蚀坑直接当量成为半椭圆表面裂纹；

按萌生裂纹的蚀坑深度和宽度当量成为半椭圆表面裂纹；

按面积等效的方法将蚀坑当量为半圆表面裂纹，如图7所示；

表2 2024铝合金两种腐蚀环境下表面裂纹单腐蚀坑深度和面积

图6 2024两种环境表面裂纹单腐蚀坑腐蚀曲线

表3 2024铝合金在腐蚀环境中表面裂纹与角裂纹的腐蚀曲线方程

采用当量初始缺陷尺寸（EIFS）方法当量成为表面裂纹。

同时，利用FASTRAN软件分析计算了半椭圆表面裂纹和当量的半圆表面裂纹在2种应力比R（0.06和0.5）、几种疲劳载荷下疲劳寿命的差异，见表4。分析结果表明，按半椭圆表面裂纹与按面积当量的半圆表面裂纹分别计算的裂纹扩展寿命基本相当。

2.2 含蚀坑损伤试样的疲劳寿命预测

采用上述的蚀坑裂纹当量化方法，对含蚀坑损伤试样的疲劳寿命进行估算和预测，并与试验结果进行对比，以验证当量化技术的准确性。

本文采用了小裂纹扩展分析方法和断裂力学计算软件（FASTRAN、AFGROW的闭合模型），分别计算了实验室空气下预腐蚀120 h和240 h等截面疲劳试样，在R=0.06和0.5下的4条疲劳S–N曲线。方法步骤如下：

对试验测定的长裂纹扩展速率曲线[1]进行处理，以得到FASTRAN、AFGROW软件寿命预测所需的材料裂纹扩展基线数据，如图8所示。

采用断口SEM观测获得的萌生裂纹蚀坑的平均尺寸，用按面积当量为半圆裂纹和半椭圆表面裂纹的当量化方法，当量化腐蚀坑作为初始裂纹尺寸，见表5。

假设从第一次循环裂纹就开始扩展，采用FASTRAN和AFGROW的闭合模型，分别计算实验室空气下预腐蚀120 h和240 h等截面疲劳试样，获得在R = 0.06和0.5下的4条疲劳S–N曲线。

预测结果与试验结果[2]对比如图9所示。从图9中可以看出，预测和试验结果吻合很好，验证了腐蚀损伤裂纹当量化方法及基于断裂力学方法预测含腐蚀损伤铝合金疲劳寿命的可行性，为将该方法应用到结构模拟件提供了依据。

表4 不同当量化处理方法的疲劳寿命对比（／千周）

3 结论

通过对2024–T62和7B04–T74两种铝合金的腐蚀损伤形成/扩展规律和蚀坑当量化研究，得到以下结论：

两种铝合金材料的腐蚀机制不同，但蚀坑底部均出现了腐蚀微裂纹；

图7 半圆表面裂纹的当量化处理方法

表5 寿命预测采用的初始缺陷尺寸

图8 用于寿命预测的裂纹扩展基线数据

图9 腐蚀初始损伤当量化预测和试验疲劳寿命结果的对比

2024铝合金腐蚀坑深度、表面积与腐蚀时间的关系呈幂函数关系；

采用蚀坑裂纹当量化方法及基于小裂纹扩展的含腐蚀损伤疲劳寿命曲线，预测2024铝合金的疲劳寿命与试验结果很好吻合，验证了此模型用于腐蚀疲劳寿命预测的可行性。

[1] 陈勃. 腐蚀环境下典型飞机结构材料及铆接壁板结构多位损伤（容限）评估分析技术[R]. 北京航空材料研究院科研报告. 2007.11.

[2] 曹定国，任三元.中国海军科技报告[R].典型铝合金材料和铆接件多位腐蚀损伤试验报告.中国特种飞行器研究所.荆门.2008.11.

[3] ASTM G1–03 腐蚀试样的制备，清洗和评定[S]. [4] GJB 150.11A–2009 军用装备实验室环境试验方法 盐雾试验[S].

[5] HB 5287–1996 金属材料轴向加载疲劳试验方法[S].

[6] GB/T 16545–1996 金属和合金的腐蚀：腐蚀试样上腐蚀产物的清除[S].

[7] 陈群志，孙玉祥等. 海军飞机结构高性能耐蚀材料优选[R]. 605所科研报告，2004.

[8] 刘延利，钟群鹏等.飞机铝合金预腐蚀与疲劳性能灰色模型研究[J].北京航空航天大学学报，129-132.