LY12鋁合金經(jīng)固溶和自然時(shí)效處理后,具有較高的強(qiáng)度,常作為飛機(jī)結(jié)構(gòu)材料,廣泛用于航空領(lǐng)域[1]。當(dāng)飛機(jī)在高溫、高濕和高鹽霧的東南沿海地區(qū)服役時(shí),機(jī)身蒙皮經(jīng)常出現(xiàn)表面漆層開(kāi)裂及鋁合金結(jié)構(gòu)件氧化膜破壞等,進(jìn)而發(fā)生腐蝕,在飛機(jī)振動(dòng)和沖擊作用下,腐蝕會(huì)加速裂紋的形成,從而降低鋁合金結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度和使用壽命。在航空維修中需對(duì)鋁合金的腐蝕損傷進(jìn)行檢查與修理,保證飛機(jī)的安全服役。因此,研究鋁合金的腐蝕失效行為對(duì)鋁合金的安全維護(hù)使用具有非常重要的指導(dǎo)意義。 

目前,對(duì)于鋁合金的腐蝕疲勞壽命研究已有很多報(bào)道。魏小琴等[2]開(kāi)展了2A12鋁合金預(yù)腐蝕后的腐蝕-疲勞協(xié)同試驗(yàn),結(jié)果發(fā)現(xiàn)2A12鋁合金經(jīng)酸性鹽霧預(yù)腐蝕后,形成了明顯的腐蝕坑,腐蝕坑底部由于應(yīng)力集中成為裂紋源,在腐蝕-疲勞耦合作用下裂紋快速萌生并擴(kuò)展,鋁合金很快發(fā)生疲勞斷裂。王付勝等[3]對(duì)2024鋁合金分別進(jìn)行了預(yù)腐蝕疲勞和原位腐蝕疲勞試驗(yàn),結(jié)果表明在中性鹽霧腐蝕環(huán)境中,預(yù)腐蝕和原位腐蝕后試樣的疲勞壽命分別為無(wú)腐蝕條件下的92%和42%。王冠等[4]考察了EXCO溶液預(yù)腐蝕對(duì)2024鋁合金力學(xué)性能的影響,結(jié)果發(fā)現(xiàn)腐蝕1 h后,蝕坑導(dǎo)致的應(yīng)力集中使試樣的硬度、抗拉強(qiáng)度和斷后伸長(zhǎng)率迅速下降,蝕坑萌生的裂紋源誘發(fā)抗拉強(qiáng)度下降了3.3%,疲勞壽命顯著下降69%。SANKARAN等[5]采用循環(huán)鹽霧法對(duì)7075-T6鋁合金進(jìn)行預(yù)腐蝕試驗(yàn),發(fā)現(xiàn)點(diǎn)蝕會(huì)使疲勞壽命降低為原來(lái)的1/6～1/8。 

綜上所述,腐蝕對(duì)鋁合金的靜載強(qiáng)度以及疲勞壽命具有重要影響,且以上研究主要針對(duì)無(wú)損傷狀態(tài)的鋁合金,但航空器服役后,表面已經(jīng)發(fā)生腐蝕,對(duì)于這種含損傷鋁合金的預(yù)腐蝕疲勞研究較為匱乏。因此,筆者以LY12航空鋁合金為研究對(duì)象,預(yù)制了通孔和腐蝕損傷試件,研究了該試件再次經(jīng)歷鹽霧腐蝕后的拉伸性能與疲勞壽命,以期為飛機(jī)鋁合金構(gòu)件的維護(hù)與修理提供參考,在保證飛機(jī)安全飛行的同時(shí)進(jìn)行經(jīng)濟(jì)維修。 

1.   試驗(yàn)

1.1   試驗(yàn)材料

以1.5 mm厚的LY12CZ鋁合金薄板為試驗(yàn)材料（購(gòu)自西安成峰物資貿(mào)易有限公司）,合金化學(xué)成分見(jiàn)表1。拉伸試樣與疲勞試件分別按照GB/T 228—2002《金屬材料　室溫拉伸試驗(yàn)方法》和GB/T 20120.1—2006《金屬和合金的腐蝕　腐蝕疲勞試驗(yàn)　第1部分：循環(huán)失效試驗(yàn)》標(biāo)準(zhǔn)設(shè)計(jì)加工,沿材料軋制方向取樣,試樣尺寸如圖1所示,試樣上黑色區(qū)域?yàn)楦g區(qū)域。試樣于50～70 ℃,質(zhì)量濃度為30 g/L NaOH溶液中浸泡20～30 min,去除包鋁層。 

圖  1  拉伸試樣和疲勞試樣的尺寸示意

Figure  1.  Schematic diagram of size of tensile specimen (a) and fatigue specimen (b)

1.2   試驗(yàn)方法

設(shè)置三組LY12鋁合金試樣,對(duì)試樣分別進(jìn)行室溫浸泡腐蝕、循環(huán)鹽霧及先室溫浸泡再循環(huán)鹽霧試驗(yàn)。通過(guò)在試樣上打孔和室溫浸泡試驗(yàn)預(yù)制構(gòu)件在服役過(guò)程中已形成的穿蝕和腐蝕損傷,通過(guò)鹽霧腐蝕試驗(yàn)?zāi)M飛機(jī)落地后構(gòu)件再次經(jīng)歷的地面腐蝕。 

1.2.1   預(yù)損傷試驗(yàn)

在部分試樣中心制備直徑分別為0.5 mm與1.0 mm的通孔,預(yù)制服役后鋁合金表面不同尺寸的穿蝕損傷。拉伸試樣與疲勞試樣除中間26 mm×26 mm、14 mm×8 mm（如圖1所示的涂色區(qū)域）外其余部位均被保護(hù),邊緣用可剝涂料進(jìn)行封邊；然后,將部分試樣置于室溫下pH為4.0±0.2的5%（質(zhì)量分?jǐn)?shù)）NaCl溶液中浸泡120 h預(yù)制腐蝕損傷,溶液pH每隔24 h調(diào)整一次。 

1.2.2   再腐蝕試驗(yàn)

按照GJB 150.11A《軍用裝備實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)方法第11部分：鹽霧試驗(yàn)》對(duì)部分試樣的中間區(qū)域進(jìn)行48 h及96 h循環(huán)鹽霧試驗(yàn),試驗(yàn)溶液為5%（質(zhì)量分?jǐn)?shù),下同）NaCl溶液,pH為6.5～7.2,試驗(yàn)溫度為（35±2）℃,試驗(yàn)溶液在80 cm2試樣上的沉降率為1～3 mL/h。 

1.3   測(cè)試與表征

不同處理后的拉伸試驗(yàn)組別及試樣編號(hào)如表2所示。拉伸測(cè)試：采用Instron 5900系列電子萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)對(duì)試樣進(jìn)行室溫拉伸試驗(yàn),拉伸速率為1 mm/min,拉伸性能取3組穩(wěn)定試驗(yàn)的平均值。采用Instron 8802疲勞試驗(yàn)機(jī)對(duì)試樣進(jìn)行單軸疲勞試驗(yàn),應(yīng)力比為0.1,加載頻率為10 Hz,測(cè)試結(jié)果均取3組穩(wěn)定試驗(yàn)的平均值。 

疲勞試驗(yàn)：按照HB 5287—1996《金屬材料軸向加載疲勞試驗(yàn)方法》,采用QBG-100型高頻疲勞試驗(yàn)機(jī)對(duì)試樣進(jìn)行疲勞試驗(yàn),疲勞加載應(yīng)力為150,200,250 MPa,加載頻率為50 Hz,加載應(yīng)力比為—1。 

采用Apreo 2C HiVac型掃描電鏡（SEM）觀察腐蝕后鋁合金表面的微觀形貌及斷口形貌,采用能譜儀（EDS）分析鋁合金試樣表面腐蝕產(chǎn)物的化學(xué)成分。 

2.   結(jié)果與討論

2.1   LY12鋁合金的微觀腐蝕形貌

如圖2所示：經(jīng)室溫浸泡腐蝕120 h后,試樣原始表面已經(jīng)完全被腐蝕,表面布滿了腐蝕坑,腐蝕坑大小不一,形狀基本為圓形,小的點(diǎn)蝕坑連接成片；試樣表面腐蝕產(chǎn)物較少,可能是因?yàn)槿芤簆H較低,疏松的腐蝕產(chǎn)物溶解于溶液中；在循環(huán)鹽霧腐蝕48 h后,試樣表面也被腐蝕坑完全覆蓋,但腐蝕坑尺寸較浸泡120 h的小,表面有少量顆粒狀腐蝕產(chǎn)物；經(jīng)過(guò)96 h鹽霧腐蝕后,腐蝕坑略微增大,表面顆粒狀腐蝕產(chǎn)物增多；經(jīng)120 h浸泡腐蝕+鹽霧腐蝕后,隨著鹽霧腐蝕時(shí)間的延長(zhǎng),腐蝕坑的棱邊被溶解,腐蝕坑的形貌逐漸不明顯,但表面局部附著了較大的腐蝕產(chǎn)物。 

圖  2  LY12鋁合金試樣經(jīng)不同方式腐蝕后的表面形貌

Figure  2.  Surface morphology of LY12 aluminum alloy after corrosion in different ways: (a) immersion corrosion for 120 h; (b) salt spray corrosion for 48 h; (c) salt spray corrosionfor 96 h; (d) immersion corrosion for 120 h+salt spray corrosion for 48 h；(e) immersion corrosion for 120 h+salt spray corrosion for 96 h

如圖3（a）所示,浸泡腐蝕120 h的試樣在拉伸試驗(yàn)后,表面出現(xiàn)了龜殼狀裂紋,這是晶間腐蝕的典型特征[6-7]。因?yàn)殇X基體與晶界處Al-Cu或Al-Cu-Mg的第二相粒子間存在電位差,晶界處鋁基體作為陽(yáng)極發(fā)生溶解反應(yīng),導(dǎo)致了沿晶腐蝕,腐蝕速率增大。如圖3（b）所示,鹽霧腐蝕48 h的試樣在拉伸試驗(yàn)后,表面出現(xiàn)了垂直于拉力方向的裂紋,裂紋較小,其延伸距離較短。如圖3（c）所示,鹽霧腐蝕96 h的試樣在拉伸試驗(yàn)后,表面覆蓋的腐蝕產(chǎn)物進(jìn)一步增多,且表面出現(xiàn)了更多、更長(zhǎng)的垂直于拉力方向的裂紋,裂紋向鋁合金基體縱深發(fā)展。如圖3（d）所示,浸泡腐蝕120 h+鹽霧腐蝕48 h的試樣在拉伸試驗(yàn)后,表面腐蝕產(chǎn)物破裂,形成了互相平行且連貫的裂紋,裂紋間距約為2 μm,表面腐蝕坑形貌不明顯,且分布有顆粒狀腐蝕產(chǎn)物。如圖3（e）所示,浸泡腐蝕120 h+鹽霧腐蝕96 h的試樣經(jīng)過(guò)拉伸后,表面局部腐蝕產(chǎn)物出現(xiàn)了脫落,可能是因?yàn)殡S著腐蝕時(shí)間的延長(zhǎng),腐蝕產(chǎn)物逐漸疏松,在拉力作用下出現(xiàn)剝落,試樣表面點(diǎn)蝕顆粒增厚、增大,點(diǎn)狀產(chǎn)物在局部發(fā)生團(tuán)聚,形成了表層疏松的腐蝕產(chǎn)物鼓包。圖3（d）與（e）中未觀察到腐蝕坑形貌,這與圖2（d）和（e）形貌特點(diǎn)相同,原因可能是一方面在腐蝕介質(zhì)的持續(xù)作用下,高出腐蝕坑的邊棱被溶解,使腐蝕表面更為平整；另一方面在拉伸過(guò)程中,拉力致使外層疏松的腐蝕產(chǎn)物趨于平展。 

圖  3  不同方式腐蝕的LY12鋁合金試樣經(jīng)拉伸試驗(yàn)后表面腐蝕產(chǎn)物的SEM形貌

Figure  3.  SEM morphology of corrosion products on surface of LY12 aluminum alloy samples corroded in different ways after tensile test: (a) immersion corrosion for 120 h; (b) salt spray corrosion for 48 h; (c) salt spray corrosionfor 96 h; (d) immersion corrosion for 120 h+salt spray corrosion for 48 h; (e) immersion corrosion for 120 h+salt spray corrosion for 96 h

如表3所示,LY12鋁合金試樣在NaCl介質(zhì)中的腐蝕產(chǎn)物為Al2O3,且腐蝕產(chǎn)物中始終存在Cl元素,Cl-因半徑小且具有非常強(qiáng)的穿透能力,容易被吸附在鋁合金表面氧化膜破損、不均勻等活性位置[6],參與腐蝕反應(yīng),進(jìn)一步加速鋁合金的腐蝕。 

2.2   腐蝕和通孔損傷對(duì)試樣拉伸性能的影響

觀察試樣拉伸斷裂位置發(fā)現(xiàn),無(wú)孔試樣的斷裂位置為中間腐蝕區(qū)域,有孔試樣斷裂位置均在應(yīng)力集中的通孔處（圖略）。如圖4所示：LY12鋁合金經(jīng)過(guò)不同尺寸的通孔與腐蝕損傷后,其拉伸性能發(fā)生了變化；其中彈性段曲線重合,說(shuō)明腐蝕及通孔損傷對(duì)試樣的彈性模量幾乎沒(méi)有影響,計(jì)算得到彈性模量約為63.8 GPa；母材試樣塑性段的拉伸應(yīng)力最大,隨著鋁合金受損傷程度增大,斷后伸長(zhǎng)率逐漸減小。 

圖  4  不同LY12鋁合金試樣的應(yīng)力-應(yīng)變曲線

Figure  4.  Stress-strain curves of LY12 aluminum alloy samples

如圖5所示：母材試樣的抗拉強(qiáng)度為485 MPa,抗拉強(qiáng)度隨著預(yù)制損傷程度的加重而降低；而鹽霧腐蝕48 h和96 h對(duì)試樣拉伸強(qiáng)度的影響不大,J+Y48/96試樣的抗拉強(qiáng)度分別為467 MPa和454 MPa,較母材分別降低了3.7%和6.4%。鋁合金預(yù)腐蝕后表面形成了腐蝕坑,裂紋的失穩(wěn)擴(kuò)展是由材料的斷裂韌性控制的,而斷裂韌性對(duì)點(diǎn)蝕等局部微小缺陷不敏感,因此腐蝕后剩余強(qiáng)度下降不明顯[8]。?0.5+Y48/96試樣的抗拉強(qiáng)度約為430 MPa,較母材降低了11.3%；?1.0+Y48/96試樣的抗拉強(qiáng)度約為410 MPa,較母材試樣降低了15.5%。預(yù)制通孔后試樣承載截面積減小,剩余強(qiáng)度進(jìn)一步下降。 

圖  5  不同LY12鋁合金試樣的抗拉強(qiáng)度變化曲線

Figure  5.  Variation curves of tensile strength of LY12 aluminum alloy samples

如圖6所示,隨著預(yù)制通孔尺寸的增大及鹽霧時(shí)間的增加,試樣的斷后伸長(zhǎng)率呈下降趨勢(shì),J+Y48、J+Y96、?0.5+Y48試樣的斷后伸長(zhǎng)率下降均較快,較母材分別下降了20%、58%和76%,?0.5+Y48試樣的斷后伸長(zhǎng)率下降速度變緩。由于預(yù)制的通孔及腐蝕,材料有效截面積減小,斷裂過(guò)程中存儲(chǔ)在斷裂表面的表面能下降,所以LY12鋁合金試樣的強(qiáng)度和塑性均下降。 

圖  6  不同LY12鋁合金試樣的斷后伸長(zhǎng)率曲線

Figure  6.  Elongation curves of percentage elongation after fracture of LY12 aluminum alloy samples

如圖7所示,母材試樣斷口呈典型的韌窩形貌,且韌窩數(shù)量多、深度深,表現(xiàn)出明顯的高韌性斷裂特征；J+Y96試樣斷口的韌窩形貌與母材試樣的韌窩形貌相似；?0.5+Y96試樣的斷口韌窩變淺,說(shuō)明試樣的韌性降低；?1.0+Y96試樣斷口的韌窩數(shù)量大幅減少,韌窩呈扁平化趨勢(shì)且尺寸減小,并伴有層片狀的準(zhǔn)解理面,說(shuō)明試樣的韌性進(jìn)一步降低[9],這與抗拉強(qiáng)度變化趨勢(shì)一致。 

圖  7  不同LY12鋁合金試樣的拉伸斷口形貌

Figure  7.  Tensile fracture morphology of different LY12 aluminum alloy samples

2.3   腐蝕和通孔損傷對(duì)試樣疲勞壽命的影響

如表4所示,鹽霧48 h與96 h對(duì)試樣的疲勞壽命影響并不顯著,隨著鹽霧時(shí)間的延長(zhǎng),試樣的疲勞壽命有所增加。這是腐蝕損傷與疲勞效應(yīng)彼此影響的結(jié)果,一方面腐蝕產(chǎn)生點(diǎn)蝕坑,造成局部應(yīng)力集中,成為疲勞裂紋的萌生源,促進(jìn)疲勞破壞；另一方面,隨著腐蝕時(shí)間的延長(zhǎng),材料表面原始尖銳的微小損傷發(fā)生鈍化,表面殘余應(yīng)力得到釋放,對(duì)疲勞加載過(guò)程中裂紋的萌生起到了減緩作用,同時(shí)試件表面腐蝕產(chǎn)物的堆積還會(huì)引起微小缺陷閉合,降低疲勞裂紋發(fā)展的驅(qū)動(dòng)力[10]。因此,在腐蝕損傷與疲勞效應(yīng)的雙重作用下,隨著鹽霧時(shí)間的延長(zhǎng),試樣的疲勞壽命上升。不同尺寸通孔對(duì)鋁合金疲勞壽命有一定的影響,即當(dāng)鹽霧腐蝕時(shí)間與疲勞加載應(yīng)力一定時(shí),隨著通孔尺寸的增大,試樣疲勞壽命呈下降趨勢(shì),這是因?yàn)楦g破壞了材料表面的晶粒排列,預(yù)制通孔造成材料有效截面積減小。不同加載疲勞應(yīng)力對(duì)鋁合金疲勞壽命有顯著的影響,隨著加載疲勞應(yīng)力的增大,試樣疲勞壽命明顯縮短。因此在飛機(jī)服役后的檢修與維修過(guò)程中,需要著重根據(jù)LY12鋁合金構(gòu)件服役過(guò)程中所受的應(yīng)力大小,制定相應(yīng)的修理措施。 

對(duì)比圖8（a）和（b）發(fā)現(xiàn),無(wú)孔試樣的裂紋萌生從試樣上下表面的點(diǎn)蝕處開(kāi)始,疲勞源比較多,呈多源性韌性斷裂特征,擴(kuò)展區(qū)與瞬斷區(qū)的界限不明顯,腐蝕對(duì)疲勞壽命的影響主要表現(xiàn)在腐蝕坑引起應(yīng)力集中,加速了裂紋源的形成；有孔試樣的裂紋萌生始于應(yīng)力集中的孔部位,裂紋擴(kuò)展區(qū)與瞬斷區(qū)有明顯的界限,對(duì)比圖8（b）、（c）、（d）發(fā)現(xiàn),當(dāng)試樣表面有通孔時(shí),主裂紋源在通孔處萌生,隨著加載應(yīng)力的增大,斷口裂紋擴(kuò)展區(qū)逐漸變小,這與疲勞壽命隨著應(yīng)力的增大而顯著降低的趨勢(shì)相同。 

圖  8  LY12鋁合金試樣經(jīng)不同加載應(yīng)力的疲勞試驗(yàn)后的斷口形貌

Figure  8.  Fracture morphology of LY12 aluminum alloy samles after fatigue tests with different loading stresses

如圖9所示：疲勞擴(kuò)展區(qū)為準(zhǔn)解理斷裂特征,是疲勞裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展的階段,且疲勞裂紋面并不是一個(gè)平面,而是沿著一系列具有高度差的尋求阻力最小的平面向前擴(kuò)展的多個(gè)平面[11]；疲勞平面上分布有疲勞輝紋,疲勞輝紋的方向大致與裂紋擴(kuò)展方向和循環(huán)應(yīng)力方向呈正交關(guān)系,疲勞平面通過(guò)撕裂棱相互連接。同時(shí),試樣疲勞擴(kuò)展區(qū)有一些孔洞,這可能是因?yàn)榛w組織與第二相粒子的硬度不同,且二者之間的結(jié)合力較弱,在循環(huán)應(yīng)力的作用下第二相粒子脫落或斷裂,在斷口上的顯微形貌表現(xiàn)為孔洞[3,12]。對(duì)比圖9（a）、（b）、（c）可發(fā)現(xiàn),隨著加載應(yīng)力的增大,疲勞平面增大,撕裂棱增長(zhǎng),表明疲勞擴(kuò)展的增快。對(duì)比圖9（a）、（d）可以發(fā)現(xiàn),當(dāng)加載應(yīng)力為150 MPa時(shí),隨著鹽霧腐蝕時(shí)間的延長(zhǎng),其疲勞擴(kuò)展形貌相似,這是因?yàn)楦g產(chǎn)生的蝕坑損傷位于試件表面,促進(jìn)了疲勞裂紋的萌生,而對(duì)裂紋擴(kuò)展的促進(jìn)作用不大,同時(shí)還發(fā)現(xiàn)擴(kuò)展區(qū)有更多的疲勞輝紋轉(zhuǎn)變?yōu)槎瘟鸭y,二次裂紋的形成可以釋放裂紋尖端的應(yīng)力,有利于減緩裂紋擴(kuò)展速率[13]。 

圖  9  經(jīng)不同加載應(yīng)力的疲勞試驗(yàn)后LY12鋁合金試樣疲勞擴(kuò)展區(qū)的SEM形貌

Figure  9.  SEM morphology of fatigue extension zone of LY12 aluminum alloy samles after fatigue tests with different loading stresses

如圖10所示,疲勞瞬斷區(qū)斷面布滿韌窩,呈典型的塑性斷裂特征,此時(shí)發(fā)生疲勞失效,在裂紋前緣,反復(fù)應(yīng)力作用下第二相粒子或夾雜物與基體金屬由于滑移程度不同形成內(nèi)縮頸,最終與宏觀裂紋源連接導(dǎo)致剪切或撕裂斷裂,孔洞相互連接,形成典型的韌窩斷口形貌[10,14]。由圖10還可見(jiàn),隨著加載應(yīng)力的增大,韌窩逐漸變小、變淺,表明材料抵抗斷裂的能力減弱。 

圖  10  經(jīng)不同加載應(yīng)力的疲勞試驗(yàn)后LY12鋁合金試樣疲勞瞬斷區(qū)的SEM形貌

Figure  10.  SEM morphology of fatigue transient fault zone of LY12 aluminum alloy samles after fatigue tests with different loading stresses

3.   結(jié)論

（1）LY12鋁合金在室溫下5%NaCl溶液中發(fā)生龜裂狀的晶間腐蝕,腐蝕產(chǎn)物為氧化鋁,Cl元素也參與了腐蝕反應(yīng)存在于腐蝕產(chǎn)物中。試樣經(jīng)浸泡腐蝕120 h+鹽霧腐蝕48 h/96 h后,腐蝕坑的棱邊被溶解。 

（2）預(yù)制通孔及腐蝕損傷使材料有效截面積減小,導(dǎo)致LY12鋁合金的強(qiáng)度和塑性下降。腐蝕坑對(duì)材料的強(qiáng)度影響較小,預(yù)制?1.0 mm通孔+鹽霧腐蝕96 h后,試樣的抗拉強(qiáng)度較母材下降了15.5%,斷后伸長(zhǎng)率較母材下降了81.2%。 

（3）相對(duì)于鹽霧時(shí)間、通孔尺寸,疲勞加載應(yīng)力對(duì)疲勞壽命的影響更顯著,預(yù)制?0.5 mm通孔+鹽霧腐蝕48 h后,試樣在疲勞加載應(yīng)力為200 MPa下的疲勞壽命較疲勞加載應(yīng)力為150 MPa下的下降了86.5%,在疲勞加載應(yīng)力為250 MPa下試樣的疲勞壽命較疲勞加載應(yīng)力為200 MPa下的下降了41.3%。隨著加載疲勞應(yīng)力的增大,斷口的裂紋擴(kuò)展區(qū)逐漸變小,裂紋擴(kuò)展壽命變短。

文章來(lái)源——材料與測(cè)試網(wǎng)