腐蚀/疲劳交替作用下2A12-T4铝合金的损伤特性

李晓虹，何宇廷，张 腾，李昌范

（空军工程大学航空航天工程学院，西安 710038）

0 引 言

随着飞机使用时间的增加，其金属结构因环境影响而产生的腐蚀问题日益突出。腐蚀会削弱结构的承力面积，降低材料的抗疲劳性能，进而影响飞行安全。当前，国内外已经开展了大量材料的腐蚀疲劳试验[1-4]，得到了不同材料在不同腐蚀环境下的疲劳损伤机理，在研究金属材料的腐蚀损伤、预测结构材料剩余疲劳寿命的工作中发挥了重要作用。这些研究主要采用预腐蚀疲劳或腐蚀疲劳共同作用的试验方法，较少考虑腐蚀/疲劳交替作用下结构材料寿命的退化状况。而实际上，飞机结构在服役过程中经历的腐蚀过程更接近“地面腐蚀+空中疲劳”的交替过程。飞机在地面停放时，环境腐蚀占主导地位；而高空飞行时，由飞行载荷引起的腐蚀疲劳损伤占主导地位。因此，文献[5-10]通过腐蚀/疲劳交替试验来确定飞机结构在服役环境下的损伤规律，但这些研究主要针对腐蚀/疲劳交替作用下结构寿命的退化规律，而对材料损伤特性的研究涉及较少。

为此，作者以航空结构中常用的2A12-T4铝合金为研究对象，在不同条件下进行了腐蚀/疲劳交替试验，通过观察腐蚀/疲劳交替作用下的表面和断口形貌，研究其损伤特性。

1 试样制备与试验方法

1.1 试样制备

试验材料为时效热处理的2A12-T4铝合金板材，厚2 mm，其化学成分如表1所示，屈服强度和抗拉强度分别为296 MPa和430 MPa。沿轧制方向采用数控机床加工腐蚀/疲劳试样，试样尺寸与单面腐蚀区域（图中阴影部分）如图1所示；然后采用400#、800#、1200#砂纸依次打磨侧边至光滑，以消除残余应力；最后依次采用煤油、肥皂水、蒸馏水进行清洗，以消除表面油污的影响。

表1 2A12-T4铝合金的化学成分（质量分数）Tab.1 Chemical composition of 2A12-T4 aluminum alloy(mass) %

图1 试样的尺寸及单面腐蚀区域Fig.1 specimen size and a single corrosion area

1.2 试验方法

腐蚀试验为浸泡方式，在腐蚀试验箱中进行，恒温35℃，腐蚀剂采用标准EXCO溶液（234 g·L-1NaCl+50 mL·L-1KNO3+6.5 mL·L-1HNO3），对试样进行单面腐蚀，露出腐蚀区域，其余部分采用石蜡包裹。疲劳试验在MTS-810-500 kN型疲劳试验机上于室温下进行,空气气氛，加载波形为正弦波，最大加载应力为294 MPa，应力比0.6，频率20 Hz。

预腐蚀试验为对五组试样进行不同腐蚀天数（0，2，4，6，8.75）的腐蚀，然后疲劳加载至断裂。

腐蚀/疲劳交替试验采用固定腐蚀天数与疲劳加载次数的方式交替进行。如方式2（140 000）的组合表示腐蚀2 d和疲劳循环加载140 000周次交替进行，直至最终断裂，根据加载历程叠加得到其总腐蚀天数和总疲劳次数。

为反映出不同腐蚀/疲劳加载周期对2A12-T4铝合金寿命的影响，共开展了12组(具体的试验条件见表2)腐蚀/疲劳交替试验。试验中每组试样均取4个有效数据，以分析统计规律。

采用PXS-5T型光学显微镜和XL30 ESEMTMP型扫描电镜分别观察试样的表面和断口形貌，并分析损伤产生的机理。

2 试验结果与讨论

2.1 腐蚀/疲劳寿命

假设疲劳试验结果服从对数正态分布[11-12]，根据式（1），将通过计算得到试样的腐蚀/疲劳寿命（用中值疲劳寿命表示）记入表2和表3。

式中：nt为第t组试样的个数；N50(t)为试样的中值疲劳寿命；Ni(t)为第t组第i件试样的疲劳寿命。

表2 腐蚀/疲劳交替试验结果Tab.2 The result of alternating corrosion-fatigue test

表3 预腐蚀疲劳试验结果Tab.3 The result of pre-corrosion fatigue test

不同的腐蚀/疲劳交替周期对应着不同的腐蚀/疲劳作用强度，可以用两个参数进行表征：腐蚀/疲劳施加比和腐蚀/疲劳交替强度。腐蚀/疲劳施加比定义为将交替的腐蚀天数化简为1时的疲劳载荷施加次数，如加载方式为4(360 000) 对应的腐蚀/疲劳施加比为1（90 000），其数值越大，代表了疲劳所占比重较大，反映的是飞机飞行任务较重的情况；腐蚀/疲劳交替强度表征了在同一腐蚀/疲劳施加比下的交替频次，其数值为腐蚀/疲劳施加比与实际腐蚀/疲劳施加情况的比值，如腐蚀/疲劳施加比为1（90 000）与实际加载方式4（360 000）的比值对应的腐蚀/疲劳交替强度为1/4，腐蚀/疲劳交替强度的值越大说明腐蚀/疲劳的交替过程越频繁。不同腐蚀/疲劳施加比和腐蚀/疲劳交替强度下的试样的寿命对比如图2所示。

图2 不同腐蚀/疲劳施加比下腐蚀/疲劳交替强度与疲劳寿命的关系曲线Fig.2 Relationship of alternating corrosion-fatigue intensity and fatigue life at different corrosion-fatigue ratios

由图2可知，在相同的腐蚀/疲劳施加比下，随着交替强度增加，疲劳寿命下降，即腐蚀/疲劳交替过程越频繁，对试样的损伤越严重。腐蚀与疲劳是相互促进的过程，随着腐蚀/疲劳交替强度增加及腐蚀时间的延长会导致蚀坑的出现并产生应力集中，疲劳循环的增加会使材料产生开裂，为腐蚀介质提供了传输通道，腐蚀和疲劳的耦合作用加剧了疲劳寿命的下降。在相同的交替强度下，随着腐蚀/疲劳施加比增大，疲劳寿命延长。腐蚀/疲劳施加比增大，则试样在断裂前所经历的总的腐蚀时间缩短，腐蚀的作用减小，故疲劳寿命增延长。

2.2 基于预腐蚀疲劳试验结果的腐蚀/疲劳交替寿命计算

采用Miner理论，当试样重复加载次数与总循环周次的比值达到1时，试样发生疲劳破坏。

式中：ni为某级应力水平下的加载循环周次；k为应力水平的种类；Ni为该级应力水平下发生破坏所需的循环周次。

根据式（2）模拟飞机结构承受的腐蚀/疲劳交替过程，采用式（3）计算不同腐蚀/疲劳交替方式下的寿命。

式中：ΔNi为第i次疲劳加载的循环周次；n为总交替循环周次。

由表3的预腐蚀疲劳试验结果，通过式（4）可以计算得到经过不同腐蚀天数后试样的剩余中值寿命，拟合的置信度为0.958。

采用预腐蚀2d的预腐蚀疲劳试验结果来模拟2（140 000）腐蚀/疲劳交替过程，由式（2）、（3）和（4），计算模拟腐蚀/疲劳交替作用下试样的疲劳寿命。

根据Miner理论得到的模拟腐蚀疲劳交替作用时第四轮疲劳加载达不到140 000周次，总损伤就已经达到“1”。此时，假设第四轮疲劳加载次数为N4，则采用式（5）计算N4。

计算得到N4=108 863。由此可知该组试样的预期总疲劳循环次数为：140 000+140 000+140 000+108 863=528 863次。

以此类推，得到如表4所示的基于预腐蚀疲劳结果计算得到的腐蚀/疲劳交替寿命与实际试验得到的寿命对比。

表4 基于预腐蚀疲劳结果计算得到的腐蚀/疲劳交替寿命与实际试验得到的寿命对比Tab.4 Comparison of alternating corrosion-fatigue life based on the results of the pre-corrosion fatigue and the actual test 周次

由表4可见，采用预腐蚀疲劳试验结果计算得到的腐蚀/疲劳交替寿命与实际试验所得到的中值寿命相差较大，而腐蚀/疲劳交替试验更接近飞机结构真实的使用环境。

2.3 损伤形貌

2.3.1 表面损伤形貌

2A12-T4铝合金属于铝-铜-镁合金系列，试样沿轧制方向取样时，经混合酸腐蚀的试样表面呈现出不同颜色的晶粒形状，除基体材料外，呈现出的主要是第二相粒子，即θ（Al2Cu）相和S相（Al2CuMg）和β相（Al7Cu2Fe）等。

以交替方式为2（140 000）的试样的腐蚀形貌为例，观察得到其在腐蚀天数与疲劳加载次数逐渐增加时的损伤形貌。

从图3可以看出，随着腐蚀/疲劳交替周期增加，试样表面的损伤情况趋于严重，经过腐蚀/疲劳交替1轮后，试样表面出现轻微开裂，不同晶向的晶粒结构有明显的颜色差别，试样表现出明显的沿晶开裂特征；经过腐蚀/疲劳交替2轮后，试样表面出现点蚀坑的腐蚀形貌；经过腐蚀/疲劳交替3轮后，蚀坑数量增多，并成片出现，与加载方向垂直，在蚀坑周围，开始形成垂直于加载方向的表面小裂纹，但是由于腐蚀的作用，表面小裂纹并不是很明显；经过腐蚀/疲劳交替4轮后，蚀坑处的应力集中使疲劳损伤在蚀坑周围进一步扩展，蚀坑变大变圆，试样表面损伤进一步增大，产生明显的“鱼鳞状”损伤。

图3 交替方式为2（140000）的试样在不同腐蚀/疲劳交替周期后的表面形貌Fig.3 Surface morphology of the specimen in 2（140000） alternating mode after different alternating corrosion-fatigue cycles:(a) the first round of alternating;(b) the second round of alternating;(c) the third round of alternating and(d) the fourth round of alternating

试样在腐蚀过程中，由于溶液中腐蚀介质的作用，表面的钝化膜首先被破坏，而后，材料中的阳极相会发生电化学腐蚀，由于晶界中阳极相的存在，腐蚀优先沿晶界扩展，发生晶间腐蚀；由于腐蚀介质中Cl-具有极强的穿透性，会沿试样表面向下“深挖”，形成点蚀坑，随着腐蚀时间进一步延长，点蚀坑数量增多，面积不断增大。

试样在疲劳加载过程中，表面受交变载荷作用，将形成具有方向性的损伤，循环交替加载过程中的局部弹/塑性变形加速了试样表面钝化膜的破裂，且加速表面发生晶间腐蚀，使材料产生沿晶开裂，形成小裂纹，并产生相互连接的趋势；同时，蚀坑处的应力集中会使疲劳损伤在蚀坑周围进一步扩展，使蚀坑周围产生更多的腐蚀介质传输通道，促进了蚀坑进一步发展。

还应注意的是，在腐蚀与未腐蚀的过渡区域，疲劳表面裂纹的相互连接趋势更明显，原因可能在于腐蚀与未腐蚀区域的过渡区的应力水平存在差异，使得小裂纹多而杂，如图4所示。

图4 交替方式为2（140 000）的试样在交替第3轮后腐蚀与未腐蚀过渡区域的表面形貌Fig.4 surface morphology of the corroded and uncorroded transition region in the specimen in 2（140 000）alternating mode after the third round of alternating

2.3.2 断口损伤形貌

预腐蚀疲劳断口的疲劳源仅有一个，由于腐蚀而产生的蚀坑发展成表面小裂纹。而腐蚀/疲劳交替试样的断口表面会产生两个或更多的疲劳源，裂纹源为典型的蚀坑形貌，从蚀坑处可以看到扁平的晶粒结构和材料内部的腐蚀产物，如图5所示。在蚀坑附近，晶粒之间会相互撕裂脱离，形成二次裂纹。

由图6可见，断口的裂纹扩展区较平坦，与主应力垂直，断口表面颜色灰暗，断口有典型的绕疲劳源向外凸起的海滩花样形状的疲劳弧线，存在腐蚀产物和腐蚀损伤的痕迹。由图7可见，瞬断区有韧窝存在，表现出韧性断裂的特点。

图5 腐蚀/疲劳交替试样断口表面的SEM形貌Fig.5 SEM morphology of fracture surface of the corrosion-fatigue specimen

图6 腐蚀/疲劳交替试样疲劳裂纹扩展区的SEM形貌Fig.6 SEM morphology of fatigue crack propagation zone in the corrosion-fatigue specimen

图7 腐蚀/疲劳交替试样疲劳瞬断区的SEM形貌Fig.7 SEM morphology of final fatigue fracture zone in the corrosion-fatigue specimen

3 结 论

（1）腐蚀和疲劳的耦合作用加剧了2A12-T4铝合金疲劳寿命的下降，一方面腐蚀的加剧会导致蚀坑的出现并产生应力集中，另一方面疲劳会使蚀坑产生开裂并提供了腐蚀介质的传输通道。

（2）腐蚀/疲劳交替试样断口表面会产生两个或更多的疲劳源，源于试样表面的蚀坑会改变试样的应力集中程度并可能造成载荷的重新分布，在疲劳条件下腐蚀坑发展成疲劳源。

[1]秦剑波，王生楠，刘亚龙，等.腐蚀环境下2024-T3铝合金疲劳裂纹扩展和剩余强度实验研究[J].材料工程，2006(3)∶14-17

[2]毋玲，孙秦，郭英男.高强度铝合金盐雾加速腐蚀试验研究[J].机械强度，2006,28(1)：138-140

[3]王晓光，何宇廷，张海威，等.预应力腐蚀对2A12-T4铝合金疲劳寿命的影响[J].腐蚀与防护，2013,34(6)：475-478

[4]MERATI A.A Study of nucleation and fatigue behavior of an aerospace aluminum alloy 2024-T3[J].International Journal of Fatigue,2005,27(10)∶33-44.

[5]张海威，何宇廷，范超华，等.腐蚀/疲劳交替作用下飞机金属材料疲劳寿命计算方法[J].航空学报,2013,34(5)∶1114-1121.

[6]陈跃良，卞贵学，衣林，等.腐蚀疲劳交替作用下飞机铝合金疲劳性能及断裂机理研究[J].机械工程学报,2012,48(20)∶70-76.

[7]MENAN F,HENAFF G.Synergistic action of fatigue and corrosion during crack growth in the 2024 aluminum alloy[J].Proscenia Engineering,2010,2(3)∶1441-1450.

[8]HENAFF G,MENAN F.Influence of frequency and exposure to a saline solution on the corrosion fatigue crack growth behavior of aluminum alloy 2024[J].International Journal of Fatigue,2009,31 (11/12)∶1684-1695.

[9]董 鑫，李培源，王旭，等.腐蚀对TC17钛合金超高周疲劳性能的影响 [J].机械工程材料，2014，38(11)：76-79.

[10]李旭东，穆志韬，贾明明.加载频率对航空铝合金腐蚀疲劳裂纹扩展速率的影响[J].机械工程材料，2014，38(7)：50-52.

[11]刘文珽，李玉海.飞机结构日历寿命体系评定技术[M].北京：航空工业出版社，2004.

[12]曹楚南.腐蚀试验数据的统计分析[M].北京：化学工业出版社，1998.