（固体力学专业论文）腐蚀环境下飞机的广义全寿命分析模型.pdf

摘要 本文初步构建了国产飞机在腐蚀环境下的广义全寿命分析模型。 给出了这一 模型的基本理论基础和初步的数据库框架图。 对这一模型中的几个关键影响因素 从试验和理论角度结合起来进行了阐述分析， 最终给出服役飞机遭受腐蚀损伤情 况下的剩余强度和剩余寿命的评估方法。 从试验上，选用l y 一1 2 c z 铝合金作为研究对象，对铝合金腐蚀损伤情况， 腐蚀疲劳裂纹萌生和扩展过程进行了试验研究。试验采用 e x c o 溶液对试件进行 预腐蚀，研究了不同应力水平、预腐蚀温度及腐蚀时间对 l y 1 2 c z 型材腐蚀疲劳 性能的影响。 试验表明: 经过预腐蚀后的铝合金l y 1 2 - c z 试件， 在腐蚀区表面产 生了腐蚀坑和晶间腐蚀， 裂纹均起始于腐蚀坑， 并在疲劳载荷作用下扩展。 大多 数试件的断裂由一条主裂纹扩展而导致的，只有部分试件观测到多条裂纹的扩 展。 腐蚀缩短了裂纹的成核阶段， 使试验件疲劳寿命大幅降低。 腐蚀溶液的温度 是影响腐蚀坑深度的一个极为重要的因素， 从而也强烈影响着试验件的疲劳寿 命。 从理论上， 开展了遭受腐蚀损伤铝合金结构疲劳性能的评价参数的研究， 提 出用表面腐蚀损伤度和腐蚀损伤平均深度作为腐蚀环境下铝合金结构疲劳性能 的评价指标。 对遭受腐蚀损伤航空铝合金结构的剩余强度、 剩余寿命利用有限元 方法和a f g r o w软件进行了计算预测，并与试验数据进行了对比，计算结果与试 验结果是相符的， 表明这一模型是一种非常好的预测腐蚀环境下飞机寿命的工程 方法。 abs tract a b r o a d s e n s e h o l i s t i c l i f e a s s e s s me n t mo d e l o f n a t i o n a l a i r c r a f t i n c o r r o s i v e e n v i r o n m e n t s w as g i v e n . t h e e s s e n t i a l ly t h e o r e t i c e l e m e n t s a n d d a t a b a s e s k e t c h m a p o f t h e m o d e l w e r e p r o v i d e d . s o m e p i v o t a l f a c t o r s o f t h e m o d e l w e r e a n a l y z e d b y w a y o f e x p e r i m e n t a t i o n a n d n u m e r i c a l s i m u l a t i o n . i n c o n c lu s i o n , t h e r e s i d u a l l i f e a n d s t r e n g t h a s s e s s m e n t m e t h o d s o f t h e a ir c r a ft in s e r v e t h r o u g h c o r r o s i o n a n d c o r r o s io n f a t i g u e w e r e p r o p o s e d . i n t h e e x p e r i m e n t a t i o n , t h e c o r r o s i o n d a m a g e , th e c o r r o s i o n f a t i g u e c r a c k n u c l e a t i o n a n d t h e g r o w t h o f l y 1 2 c z w e r e i n v e s t i g a t e d . t h e p r i o r c o r r o s i o n d a m a g e s w e r e p r o d u c e d i n t h e e x f o l i a t i o n s o l u t i o n . t h e e x p e r i m e n t a t i o n w as c a r r i e d o u t i n t h e d i ff e r e n t t e m p e r a t u r e s o f c o r r o s i o n s o l u t i o n , t i m e o f c o r r o s i o n a c t i o n a n d s t r e s s t o a n a l y z e t h e e ff e c t s o f t h e s e f a c t o r s o n t h e c o r r o s i o n f a t i g u e c h a r a c t e r o f l y - 1 2 c z . t h e c o n c l u s i o n s c a n b e d r a w n : a ft e r t h e p r e - c o r r o s io n o f l y 1 2 c z , t h e r e a r e m a n y c o r r o s i o n p i t s o n t h e s u r f a c e o f th e s p e c i m e n s a n d i n t e r c r y s t a l c o r ro s i o n , a n d t h e c r a c k s n u c l e a t e f r o m c o r r o s i o n p i t s a n d g r o w f r o m t h e s e c o r r o s i o n p i t s u n d e r c y c l i c l o a d i n g . i n m o s t o f c a s e s , t h e c r a c k n u c l e a t i o n a n d g r o w t h i s g o v e r n e d b y a d o m i n a n t c o r r o s i o n p it , a n d o n l y a f e w o f s p e c i m e n s a r e f o u n d m u l t i p l e c r a c k g r o w t h . b e c a u s e o f t h e e ff e c t s o f c o r r o s i o n , t h e t i m e o f c r a c k n u c l e a t i o n i s r e d u c e d , a n d t h e f a t i g u e l i f e o f s p e c i m e n s i s r e d u c e d s i g n i f i c a n t l y t o o . t h e t e m p e r a t u r e o f c o r r o s i o n s o l u t i o n h a s d r a m a t i c a l l y i n fl u e n c e u p o n t h e d e p t h o f c o r r o s i o n p i t s , s o u p o n t h e f a t i g u e l i f e o f s p e c i m e n s i n t h e v i e w o f t h e o r y , t h e as s e s s m e n t m e t r i c o f f a t i g u e c h a r a c t e r o f a l u m i n u m a l l o y s u b j e c t e d t o c o r r o s i o n d a m a g e w e r e p r o p o s e d , a n d t h a t i s : t h e r a t i o o f s u r f a c e c o r r o s i o n d a m a g e a n d t h e a v e r a g e d e p t h o f c o r r o s io n p i t s . m a k i n g u s e o f f i n i t e e l e m e n t m e t h o d a n d t h e a f g r o w s o ft w a r e , t h e r e s i d u a l l i f e a n d s t r e n g t h o f t h e a e r o a l u m i n u m a l l o y s t ru c t u r e t h r o u g h c o r r o s i o n f a t i g u e w e r e p r e d i c t e d . t h e p r e d i c t i o n r e s u l t s a r e i n a g r e e m e n t w i t h t h e e x p e r i m e n t a t i o n d a t a . t h e p r e l i m i n a r y r e s u l t s i n d i c a t e d t h a t t h e m o d e l i s a u s e f u l t o o l f o r l i f e c y c l e m a n a g e m e n t o f a i r c r a ft i n c o r r o s i v e e n v i r o n me n t s . 1. 1 匕 z : 业二 气摆- z 页.士鸽t 立 1 仑- 丈 第一章 飞机结构的腐蚀、腐蚀损伤对寿命 的影响 1 . 1 飞机结构的腐蚀形式、腐蚀疲劳情况介绍 军用飞机在服役过程中，由于所处地理环境和飞行强度的不同会遭受不同 程度的腐蚀性损伤，当这些腐蚀损伤积累到一定程度的时候，便会产生灾难性 的 后果。1 9 8 1 年，台湾一架波音7 4 7 客机因 机身下部结构腐蚀，蒙皮变薄， 产 生孔洞和裂纹，而在压力作用下导致在空中解体。英国的慧星号客机和美国的 f 一 川 战斗机坠毁事件， 是国际上著名的应力腐蚀事故。 我空军部门也陆续发现 多架战斗机某部位不同程度的腐蚀裂纹，造成了大量飞机停飞甚至提前退役， 严重影响了部队战斗 一 力。大量的飞机失效、破坏、灾难实例表明:腐蚀性环境 对机体造成的损伤是影响飞机寿命的很重要的一 个原因。由于飞机机体上使用 了大量铝合金材料，这是因为铝合金材料强度的较高，重量较轻，但是对腐蚀 却是相当敏感的，特别是在沿海、多雨、潮湿高温和工业发达地区使用的航空 器，机体关键构件极易被腐蚀。当腐蚀萌生后，若不加以控制，在腐蚀与 疲劳 载荷的交互作用下，将比单一疲劳损伤发展得更快、更严重，不仅影响航空器 的飞行安全及出勤率， 还会带来昂贵的维修费用和经济损失。飞机在服役阶段， 一方面是地面停放环境的腐蚀作用使结构产生腐蚀损伤，引起结构疲劳品质降 低:另一方面在飞行过程中空中环境与疲劳载荷的共同作用又会加剧腐蚀疲劳 损伤的发展，从而造成飞行寿命的降低。腐蚀疲劳就是在交变应力和腐蚀环境 联合作用下的材料损伤和破坏过程，是外部化学环境对组成金属的疲劳失效累 积损伤的一 个或多个阶段的有害作用。许多力学、环境和金相变量对腐蚀疲劳 会产生影响 ( b a y o u m i , 1 9 9 3 ) ， 特别是在搭接机构的腐蚀过程中， 铝合金结构材 料转换为a l ( 0 1 1) 和a l o 3 h , 0 ， 这些腐蚀产物使得原始未 腐蚀铝合金的体积增大 6 . 5 倍左右 ( b e l l i n g e r , 1 9 9 4 ) ， 这些腐蚀产物在搭接层间鼓起， 便产生了 所谓 的枕垫效应，从而使得结构搭解件处的应力增加，加重腐蚀损伤程度，严重降 低了飞机的服役寿命。 西j e 工业大学硕士掌位论文 第一章飞机结构的腐蚀、腐蚀损伤对寿命 的影响 1 1 飞机结构的腐蚀形式、腐蚀疲劳情况介绍 军用飞机在服役过程中，由于所处地理环境和飞行强度的不同会遭受不同 程度的腐蚀性损伤，当这些腐蚀损伤积累到一定程度的时候，便会产生灾难性 的后果。1 9 8 1 年，台湾一架波音7 4 7 客机因机身下部结构腐蚀，蒙皮变薄，产 生孔洞和裂纹，而在压力作用下导致在空中解体。英国的慧星号客机和美国的 f - 1 1 1 战斗机坠毁事件，是国际上著名的应力腐蚀事故。我空军部门也陆续发现 多架战斗机某部位不同程度的腐蚀裂纹，造成了大量飞机停飞甚至提前退役， 严重影响了部队战斗力。大量的飞机失效、破坏、灾难实例表明：腐蚀性环境 对机体造成的损伤是影响飞机寿命的很重要的一个原因。由于飞机机体上使用 了大量铝合金材料，这是因为锅合金材料强度的较高，重量较轻，但是对腐蚀 却是相当敏感的，特别是在沿海、多雨、潮湿高温和工业发达地区使用的航空 器，机体关键构件极易被腐蚀。当腐蚀萌生后，若不加以控制，在腐蚀与疲劳 载荷的交互作用下，将比单一疲劳损伤发展得更快、更严重，不仅影响航空器 的飞行安全及出勤率，还会带来昂贵的维修费用和经济损失。飞机在服役阶段， 一方面是地面停放环境的腐蚀作用使结构产生腐蚀损伤，引起结构疲劳品质降 低：另一方面在飞行过程中空中环境与疲劳载荷的共同作用又会加剧腐蚀疲劳 损伤的发展，从而造成飞行寿命的降低。腐蚀疲劳就是在交变应力和腐蚀环境 联合作用_ f 的材料损伤和破坏过程，是外部化学环境对组成金属的疲劳失效累 积损伤的一个或多个阶段的有害作用。许多力学、环境和金相变量对腐蚀疲劳 会产生影响( b a y o u m i ，1 9 9 3 ) ，特别是在搭接机构的腐蚀过程中，铝合金结构材 料转换为a l ( 0 叭，和a l 。03 h ：0 ，这些腐蚀产物使得原始未腐蚀铝合金的体积增大 6 5 倍左右( b e l ll n g e r ，1 9 9 4 ) ，这些腐蚀产物在搭接层问鼓起，便产生了所谓 的枕垫效应，从而使得结构搭解件处的应力增加，加重腐蚀损伤程度，严重降 低了飞机的服役寿命。 西j 匕工业大学硕士学位论文 腐蚀是一种会属氧化过程的总的概括，是金属的化学或电化学的破坏行为， 并且是由金属和一种包含各种不同粒子的水溶液或者是溶解氧充当了电解液而 导致的化学反应。 飞机机体构件由于使用环境和服役年限的不同，发生腐蚀的部位和腐蚀类 型也不同，飞机机体的腐蚀损伤有七种不同的形式：1 电流腐蚀，两种电极电 势不同的金属或合金相在电解质溶液中接触时，可发现电势较低的金属腐蚀加 速，而电势较高的金属腐蚀反而减慢，得到保护。这种在一定条件下( 如电解 质溶液或大气) 产生的电化学腐蚀，即一种金属或台金由于同电极电势较高的 另外一种金属接触而引起腐蚀速度增大的现象，称为电流腐蚀或双金属腐蚀， 电口q 接触腐蚀。2 坑蚀，它是金属表面上极为个别的区域被腐蚀成一些小而深的 近似圆形的孔，而且蚀孔的深度一般大于孔的直径，严重的点蚀可以将设备蚀 穿。蚀孔的分布情况是不一样的，有些孤立地存在，有些则紧凑地集合在一起。 在蚀孔的上部往往都有腐蚀产物覆盖。点蚀是不锈钢和铝合金在海水中典型的 腐蚀形式。3 裂缝腐蚀，金属构件一般都采用铆接、焊接或螺钉连接等方式进行 装配，在连接部位就可能出现缝隙。缝隙内金属在腐蚀介质中发生强烈的选择 性破坏，使金属结构过早地破坏。缝隙腐蚀在各类电解质溶液中都会发生，钝 化金属如不锈钢、铝合金、钛等对缝隙腐蚀的敏感性最大。4 晶间腐蚀，它的破 坏是沿着金属品粒的边界发展的，使晶粒之间失去结合力，金属结构在外形变 化不大时即可严重丧失其机械性能。5 剥蚀，它是在表面的个别点上产生，随后 在表面下进一一步扩展，并沿着近似与表面平行的晶界进行。由于腐蚀产物的体 积比原金属体积大，从而导致金属鼓胀或者分层剥落。某些合金、不锈钢的型 材或板材表面，和用涂金属层保护的金属表面可能发生这类腐蚀。6 选择性腐蚀， 它是多元合金在腐蚀介质中某组分优先溶解，从而造成其他组分富集在合金表 面上。黄铜脱锌便是这类腐蚀典型的实例。由于锌优先腐蚀，合金表面上富集 铜而呈红色。7 纤维状腐蚀，它是有涂层金属产品上常见的一类大气腐蚀，为 一种典型的膜下腐蚀。一旦产生便发展很快，最后形成密集的网状花纹分布于 金属表面，使会属表面上的漆膜出现无明显损伤的隆起，失去保护膜的作用。 如在镀镍的钢板上、在镀铬或搪瓷的钢件上都曾发现这种腐蚀。而在清漆或瓷 漆下面的金属这类腐蚀发展得更为严重。图1 1 给出了飞机结构中典型的几种 西j e 工业大掌硕士掌位论文 腐蚀损伤类型。图i 2 为几幅服役飞机典型的腐蚀损伤形态图。 图li 典型腐蚀损伤类型 图12 现役飞机腐蚀损伤形态图 西j t 工业大掌硕士学位论文 飞机在飞行时候会遭受到强烈的疲劳载荷的作用，会对飞机结构安全产生 严重的影响，使得飞机寿命降低，当腐蚀和疲劳载荷共同作用在机体上时，飞 机机构寿命会f 降的更快。图1 3 显示了腐蚀环境对飞机同历寿命的影响情况， 从图中可以看出：在飞机飞行，着陆，停放这几个阶段，腐蚀损伤和疲劳载荷 共同作用比单一疲劳载荷作用时裂纹的扩展更显著，电更快速到达临界裂纹尺 寸。腐蚀环境下的裂纹扩展比单一疲劳载荷作用下的裂纹扩展来得更严重些。 而且随着服役时间的增加，腐蚀引起的裂纹扩展是越束越严重了。 一一麟抟潞：辫学船嗡：鬻溉熟器妒s ” a c a l c n d a rt i m e 图1 3 环境腐蚀对飞机服役寿命的影响 总之，结构腐蚀疲劳已经对我军飞机的安全使用及战斗力发挥构成了严重 的威胁。腐蚀损伤引起的结构材料的断裂韧性的降低，加快裂纹的形成与扩展， 降低了飞机结构的剩余强度和寿命，甚至产生无预兆的突然断裂。如何系统评 定含腐蚀损伤结构的剩余强度及寿命是摆在我们面前的一个亟待解决的重大课 题。这正是本文选题的意义和重要工程应用背景之所在。 航空器在服役年限内受腐蚀与疲劳的交互作用，腐蚀环境下的疲劳裂纹扩 展过程包括多个阶段，图1 4 给出了腐蚀疲劳寿命示意图，飞机结构的疲劳寿命 包括两部分内容，即裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命，分别应该进行详细的裂纹 形成分析与裂纹扩展分析。要准确评定腐蚀条件下航空主体结构的使用寿命， 必须开展大量的腐蚀环境影响飞机结构寿命情况的试验研究，以测定不同地面 停放时间腐蚀后的疲劳寿命，研究剩余寿命与腐蚀损伤之间的相关规律。然丽， 4 西j 匕工业大掌硕士掌位论文 由于飞机停放年限较长，最长可达3 0 年以上，实际服役环境和载荷的作用长期 而缓慢，真实地模拟服役环境并进行长期的环境试验是在经济和时间所不允许 的，因此通过试验室加速模拟试验再现飞机结构在服役过程中的腐蚀损伤模式， 对开展腐蚀疲劳的研究工作具有重要的现实意义。 图1 4 腐蚀疲劳裂纹扩展全过程 下面对腐蚀疲劳裂纹扩展过程进行一些简要的描述。总的来说，腐蚀疲劳 可以分为七个过程，即腐蚀坑形成，腐蚀坑扩展，裂纹成核，小裂纹的扩展， 小裂纹到长裂纹的转变，长裂纹的扩展，最终的断裂。图1 5 给出了这七个过 程的示意图l i i 。 pit抽蹿 f r a c m z e ? = = = o 叫霉= 已呻： 。# 髂1l* 一 。 t r a m 喇o n t 曙n 瓣暾m 鼢咄i ；o f r o m 蛳 鳙m 嚏k t o 轴罐 事口帆h c r a c k 图i 5 腐蚀疲劳裂纹扩展全过程 1 、腐蚀坑的形成 首先介绍坑蚀的机理 2 】：坑蚀分为两个阶段，即腐蚀坑的成核及腐蚀坑的 扩展，腐蚀坑的产生与腐蚀介质中活性阴离子( 氯离子) 密切相关，坑腐蚀发 生是因为氯离子和氧竞争吸附而造成，当金属表面上氧的吸附点被氯离子取代 则腐蚀坑就形成了。原因是氯离子选择性吸附在氧化膜表面阴离子晶格周围， 西j e 工业太学磺士掌位论文 置换了水分子，氯离子就有一定的机会和氧化膜中的阳离子形成络合物( 町溶 性氯化物) ，促使金属离子溶八浴液中，在新露出的会属特定点上生成小腐蚀坑， 成为蚀核。蚀核可以在光滑的钝化盒属表血上任意位置形成，更易存钝化膜缺 陷、夹杂物和品问沉积处优先形成。存孔内浓盐溶液电阻低，导电性高，腐蚀 不断扩展，由于孔内浓盐涔液中氧的溶解度很低，又加上扩散困难，使闭嘉电 池局部供氧受限，从而阻碍金属的再钝化使孔内金属处于活化状态，腐蚀孔 口形成的腐蚀产物沉积层阻碍了扩散对流，馒孔内溶液拇不到稀释，造成上诉 电池效应。 在本文的试验中，所涉及的化学反应包括下面几个过程： 一，+ r + 十3 p 一 “f 3 + + h ，0 斗a i o h 2 + + 胃+ h + e 一斗h 2 h ! f ) + 2 p 一h i ( g ) + 2 0 h o 、+ 4 h + + 4 e “_ 2 h 、o 最终形成的腐蚀产物是a l ( 0 h ) ，和a b 0 ，3 h ：0 。 按照a s r mg 1 5 - 9 7 a ，录4 蚀可叭定义为：沿平行于物体表面而起始，沿侧 面而产生的腐蚀现象。一股由表面颗粒边界开始，形成腐蚀产物并剥离母体材 料，表面产生层状现象。剥蚀发生是由于下_ 【】i i 三个原因的组合：( 1 ) 微观结构 具有岛度方向性。( 2 ) 阳极路经占优势地位。( 3 ) 一定的腐蚀环境。在航空结 构材料中，剥蚀经常见于l y l 2 ，l c 4 以及国外的2 0 0 07 0 0 0 系列锻合金。在飞 机结构中，特别常见十机翼上蒙皮表面紧固孔附近。现今关于剥蚀的研究主要 集中在剥蚀敏感性的检测方法。剌料抵抗剥蚀能力，剥蚀预防和去除技术大 多数的研究是从化学和材料学作为出发点。关于腐蚀疲劳的研究成果有：( 1 ) 腐蚀加速疲劳裂纹成按。( 2 ) 预赓蚀使得疲劳裂纹扩展速率加快。( 3 ) 预腐蚀 导致m s d 产生。( 4 ) 下面一些原因导致了前边三个力学行为：材料的损失( 横 截面的减小或者厚度的减小) 氢髓( 韧性强度豹减小和村料越性减小) 和其它 的化学影嘲。( 5 ) 顸腐蚀和疲劳结合问题不仅仅是经济上的问题，还是安全性 的问题【3 】。 6 西j 匕工业大学硕士掌位论文 第四章进行的试验是采用剥蚀方法进行的预腐蚀，预腐蚀之后，试验件表 面呈现明显的剥蚀现象，但进行具体研究的时候，我们是利用坑蚀来丌展研究 的，这是因为：试验件表面的剥蚀是一个全局的现象，当进行金相观测的时候， 可以看到预腐蚀区域存在大量的腐蚀坑，而且由之后的疲劳试验断口可以看出， 裂纹是从腐蚀坑处开始扩展并导致了最后的断裂。 对铝合金来说，加速腐蚀产生的坑深度与时涮的立方根成比例，但是在一 定的加速腐蚀暴露时间后会有一个稳定的损伤水平。 最大坑深度：d e p t h 。= c t 乃 ( 1 1 ) c 是与材料和环境有关的参数，对2 0 2 4 - - t 3 铝合金，1 0 h z 试验时候c 平 均为2 1 5 微米秒，c 并非常量，它和温度、环境、材料、晶体方向、载荷、加 工水平、表面完整性和表面积有关【4 1 a 腐蚀坑形成时候平均深度和腐蚀作用时间的经验公式( 对某种试验环境下 的2 0 2 4 - - t 3 铝合金来说) 有： ( 1 ) 非线形模型：“，= o0 8 4 t o 8 ” ( 1 2 ) ( 2 ) 线性模型：“= o 0 7 6 + o 0 3 8 t 3 ( 1 3 ) ( 3 ) 现象模型：“= 0 2 2 6 t o5 0 0 9 0 3 。 ( 1 4 ) 2 、腐蚀坑的扩展 腐蚀溶液中的铝合金蚀坑扩展是一个电化学过程不断进行的过程，腐蚀坑 的形成与扩展受腐蚀液成分、腐蚀液温度的影响很大，而形成的腐蚀坑的几何 尺寸及形状则决定着受腐蚀损伤构件的剩余强度和剩余寿命。 有研究表明：腐蚀坑是由于铝合金母体和组成微粒的电耦合作用而产生的。 这些坑便是导致早期裂纹形成的核，这些腐蚀坑减少了结构的疲劳寿命。这早 介绍坑增长的一个简单的模型l 。 1 此模型假设腐蚀坑是一个半球，半径为a ，半球体积v = 翮3 ，则 j 塑：堕坐：土竺，( 15 ) 出d 矿d t2 2d t 由法拉第定律，则可以推出 西j i ：工业大学硕士掌位论文 塑：坐l 一1 ( 1 6 ) d t 2 u n p y v a 二 式中：m 为原子量，i 为电流强度，p 为密度，f 为法拉第常数。 则由a 。尺寸开始，腐蚀坑深度经历时间t ，其深度扩展为a 。 “= f3 m i p ，+ a i 戈， c ， ，= 警- ；) ， ( 1 8 ) 式中，= f 。( 2 翮；) ，i 。为腐蚀电流密度( a m 。) ，a 。为组成微粒的半 径，2 e r a ：为微粒( 球) 表面积的一半。 这样就可以用腐蚀损伤暴露在外的表面积来描述坑的增长过程了。腐蚀坑 形成之后，可以初步研究一下腐蚀坑对疲劳寿命的影响情况：在初始的寿命减 少之后，继续的腐蚀暴露对疲劳寿命减少是较小的。h a r m s w o r t h 研究2 0 2 4 一t 3 经4 小时的盐雾作用( 相当于坑深度2 5 微米) 使寿命下降3 0 ，8 小时的豁雾 作用( 相当于坑深度5 0 微米) 使寿命下降2 0 ，3 2 天的赫雾作用( 相当于2 5 0 微米) 使得寿命下降1 0 。同样，c o l e 报道的7 0 7 5 铝合金板有轻微腐蚀后寿 命下降很快，而更严重的情况对寿命减少很小。对于腐蚀坑深度与坑表面直径 之间的长度关系，有建议提到纵横比定为：3 比1 。寿命评估的方法应该继续加 以详细的研究。 3 、腐蚀坑到裂纹的转变( 裂纹成核) 裂纹的成核是表面层的氢脆和材料颗粒的电化学融解两个过程竞争的结果 7 1 。而且结构表面裂纹并不总是在最深的坑处成核，研究裂纹成核应该是从村 料表面性能最弱的地方着手。 疲劳裂纹成核是坑扩展和裂纹扩展竞争的一个过程，这过程发生转变的 条件6 1 是： 一峨，且( 害 。( 觌 。， 通过试验可得到2 0 2 4 一t 3 铝合金在盐水中的裂纹成核的蚀坑尺寸为5 0 西j 匕工业大掌硕士学位论文 2 5 0 微米之间，有蚀坑的2 0 2 4 试件和无蚀坑的试件相比，寿命下降了1 5 。并 且发现了大量的二级裂纹，这表明坑蚀几乎消除了疲劳裂纹形成阶段。大量的 裂纹会在腐蚀损伤表面接合并很快形成更大的裂纹，直到最后形成一条主裂纹。 而且在金相照片显示：裂纹成核的腐蚀坑和主裂纹之间一个很明显的分界线。 观测断口，可以看到断裂截面中央有一条主裂纹。一个主裂纹是由许多小裂纹 形成的，则原来便应该有多个裂纹成核区，记录各裂纹交界处凸起部分的信息， 这凸起部分是因为不同裂纹接合而产生的。每单位长度的条纹数目随离开初始 位罱距离的增大而减少。这是因为随着裂纹长度和应力强度因子的增大从而引 起裂纹扩展速率的增大。 短裂纹并非总是从最深坑处开始形成和扩展的，这表明腐蚀坑对裂纹成核 的影响并非使局部应力增大，而是以其它方式影响的，可能原因是蚀坑形成处 的颗粒不像其旁边的颗粒方位正好是形成i 型裂纹的，这样由于坑蚀而产生的 应力集中就不是很重要了，反而降低了局部区域的延性，使蚀坑附近形成裂纹 成核的颗粒处产生高的局部氢集中。一般短裂纹形成在：( 1 ) 裂纹成核在组成 微粒处，( 2 ) 结晶状裂纹在边角处成核。短裂纹形成的一个很重要的原因是氢 脆，对2 0 0 0 系列铝合金和国产l y l 2c z 来说，预腐蚀过程中很明显的看到产生 了大量的氢，晶格处的氢严重降低了腐蚀坑处局部危险剪切应力，抗剪能力的 降低伴随着由于氢融解而产生的原子结合层间能量的减少，2 0 0 0 系列铝合金由 于腐蚀而产生的氢使裂纹扩展速率增大【8 】。一般来说，在铝合金表面有三种类 型的成核区”1 ：疲劳滑移带、颗粒孪晶边界以及含有杂质的组分不同的区域，一 般这三种情况是组合出现的。以前有许多人认为成核是由于疲劳滑移带造成的。 现今最为接受的解释是：e s s m a m 的基于由不可逆的凸凹拖拉形成的晶格空位及 其凝结成块，和相对边的断层湮灭，这其实就是一个循环塑性变形过程。外界 环境对裂纹成核的影响是产生“不可逆滑移”和“材料解体”。成核是一个不可 逆的过程，成核的先决条件是：( 1 ) 明显的槽口一尖端形状，( 2 ) 侵入源的局 部高的循环弹性应变，( 3 ) 在表面侵入附近的合适的断层外形的存在。那么怎 么来判断成核过程结束昵? 区分成核终止和裂纹扩展开始的最简单的方法是利 用特征裂纹尺寸。如l a i r d 定义：当侵入4 微米深度时候或者当有可检测的裂 纹出现时候，可以看作裂纹成核的终止。在小裂纹情况下，我们常假设塑性区 西j e 工业大掌硕士掌位论文 尺寸大于裂纹尺寸。由于小裂纹是在屈服状态下扩展的，所以线弹性断裂力学 就不适用了，小裂纹的数目取决于材料、载荷以及循环数。首先，开始时候小 裂纹数目增长，之后，其中一些继续增长，一些则停止。接着，或者它们的数 目保持恒定( 无结合) 或者由于裂纹结合使得数目降低。通过试验测定裂纹扩 展速率时表明：哆厂一口曲线呈现最大和最小极值，而且扩展过程是波动和断断 续续的。还有试验表明：在裂纹长度为l 毫米附近，小裂纹和长裂纹扩展趋于 一致。 疲劳裂纹成核区及裂纹扩展有什么特征呢? 在疲劳裂纹扩展时候，对7 0 7 5 铝合金来说会呈现延展性条纹，这显示了由疲劳裂纹前缘开始的裂纹扩展的连 续性。在进行金相观测时候，有三处的裂纹应该注意：( 1 ) 腐蚀坑裂纹交界面 附近的裂纹区域。( 2 ) 从初始扩展开始的中间部分。( 3 ) 危险裂纹尺寸附近。 如开始时候所期望的：单位长度的裂纹条纹长度数目随离开初始位置距离的增 大而增大，这是因为随着裂纹长度和应力强度因子的增大，而引起裂纹扩展速 率的增大。然而由观测到的条纹估算的疲劳寿命是低于测量得到的数值，这可 能是由于主裂纹扩展的时候还有存在多裂纹扩展的影响而导致的。 4 、小裂纹的扩展 由于并非所有的短疲劳裂纹都是表面裂纹，所以研究短疲劳裂纹是很复杂 的，即使是表面裂纹但大多数也并非厚度方向的裂纹。现今已有的一+ 些数学模 型大部分是基于试验数据试凑出来的，有关短裂纹的一些相关的数学模型如下： ( 1 ) 短裂纹扩展过程【i ，这罩仅仅加入了应力水平影响因素，得到弹塑性 应力强度因子范围 a k 严如下。j 舌( 叶砒 ( 1 t f 为修正因子，口为裂纹长度，q 为形状因子，p 为循环塑性区尺寸。 ( 2 ) 利用弹塑性断裂力学的观点：小裂纹扩展公式为 = b ( a e p ) 2 a ， ( 11 1 ) b 为材料常数，日为裂纹尺寸，s 。为缺口附近材料塑性应变范围。 ( 3 ) 试验拟合公式： 西j e 工业大掌硕士学位论文 嘭么= c t + c z a k ( 9 5 罨信区间平均值) ( 1 1 27 ( 4 ) n e w m a n 提出一个公式 三：0 9 0 2 5 fa 1 ，( 1 1 3 ) 口 l ， 其中，c 为裂纹深度，a 为表面裂纹长度，t 为试件的厚度。 ( 5 ) 本文将1 和3 中的式子结合起来得到 2 g 心船f j 吾( “+ 驴) ( 1 1 4 ) 现在关于短裂纹的标准定义还是没有的，由于研究目的的不同，它有多种 描述形式：s h o r tc r a c k ，s m a l lc r a c k ，m i c r o c r a c k s ，s u b c r a c k s 。疲劳中的小裂纹有： ( 1 ) 微观结构短裂纹，( 2 ) 力学短裂纹，( 3 ) 物理短裂纹，( 4 ) 化学短裂纹。 微观结构短裂纹的裂纹尺寸和材料微观结构相当( 这违背了连续介质力学) ，力 学短裂纹的裂纹尺寸与裂尖塑性区尺寸相当( 这违背了线弹性断裂力学) ，物理 短裂纹的尺寸与微粒尺寸相当，这三种裂纹都是不符合线弹性断裂力学理论 ( l e f m ) 的，化学短裂纹的扩展一般上认为是符合l e f m 的，但是在一定的 裂纹尺寸下由于环境的影响裂纹扩展速率是未知的。 有文献指出，短裂纹是小于1 到3r f l r i l 的，也有定义为小于o 5f i l m 的，典型的 短裂纹是指应力集中水平 k 。下的短裂纹成核及扩展，短裂纹的扩展占到总寿 命的5 0 到9 0 。短裂纹与长裂纹的区别是：短裂纹尖端塑性区尺寸与裂纹尺 寸相当，实际应力水平超过材料屈服强度，由短裂纹到长裂纹的扩展过程中， 裂纹闭合行为是波动的，闭合水平由0 开始增大，直到增长到长裂纹的闭合那 个水平，由于由裂纹闭合引起的a k 。的降低，因此在一个给定的戕区时，短 裂纹比长裂纹的裂纹扩展驱动力大，因此短裂纹的扩展速率是大于由线弹性断 裂力学估计的长裂纹扩展速率的。 通常是经过对观测到的长裂纹来外推分析得到短裂纹区。也就是提供给设 计者一个e i f s ( 当量初始缺陷尺寸) ，而设计者就用这个e i f s 柬进行构件疲劳 寿命的估算。而这些都是以长裂纹为基础分析的，长裂纹扩展速率一般是连续 性一致性的。因此，表面上看来按照经验曲线扩展是可行的，但是如果短裂纹 西j 匕工业大学硕士学位论文 远远超越e i f s ( 这是经常发生的) ，这时候的寿命预测是不合适的，结构完整 性也就成了问题。再加上环境，各种内在和外在的因素影响则进行分析就变得 很复杂了。 下边给出某一对7 0 7 5 铝合会进行化学短裂纹试验的一个具体的实例。对化 学短裂纹的扩展进行了一些简单的分析和验算，在试验中中，人为产生化学短 裂纹( 3 0 微米到1 毫米) 和化学长裂纹( 1 毫米到6 毫米) ，研究了化学短裂纹 对寿命的影响。裂纹由一个腐蚀坑成核，短裂纹的寿命利用有限尺寸半圆表面 裂纹板的a k 解。板厚是1 毫米，当裂纹成为穿透裂纹的时候是发生由短裂纹向 长裂纹的转变，从而成为长裂纹，其初始长度为1 毫米，而长裂纹的a k 是由穿 透裂纹来计算的。 ，= c 。- i 卢i ”，盯一h 万一；( 三一 1 口2 一；) 一a ，。i - ；) i 十 + c 未卢；。盯一。刀一；( 三一， d 2 墨 一日5 1 j i 3 1 j 11 5 对7 0 7 5 铝合金来说，其相应参数见表1 1 。 表1 1 计算用参数 i # 懵q u 科 e 芷q o n i1 0 比3 , 4 8xl 。_ 7 0 0 x1 0 讳。玉l 1 0 5 t t zi 0 4 xi 0 “7 ，吣x1 0 1 14 2 4 具体计算时候采用 塑：c 斌”( 1 1 6 ) d n 这里a k = a o - 翮，对于半圆表面裂纹= 2 2 # r ，而对于穿透裂纹p = l 。 由前述计算过程得到1 0 h z 加载频率下的如下所示的化学短裂纹和化学长 裂纹的计算数值如表1 2 所示。 表1 2 化学短裂纹、长裂纹寿命值 s 舡雌s c h 鲥c a l l ys h o r tc h e 哦嘲扫b 畔 ( m p a )( 口= 0 0 3 - ! 姗) 缸l - 6 m m ) t o t a l i 1 惫 1 0 01 9 4 x 1 0 6l ，5 x l 扩l 。9 叙1 炉 6 0 1 6 9 x l 妒1 3 1 x l 妒1 7 0 x i 心 西j i ：工业大掌硕士掌位论文 5 、短裂纹到长裂纹的转变 由短裂纹转化为长裂纹的临界尺寸是很不确定的，一般取其为1 帆为佳。 文献1 2 对7 0 7 5 铝合金由化学短裂纹到长裂纹的转变尺寸进行了试验研究 给出了由短裂纹到长裂纹的转变尺寸，见表1 3 。 表l _ 3 短裂纹到长裂纹转变数据 s p e c i m e l l $ h o r ts h o r t l o n gc r a c kl o a g c r a n ka k l e n s t h 日f l d t n l i r m rc r a n kc r a c kg f o u r t h c r a c k kg r o w l hr a l i oc r a c k 4 t g r o w t h a k r a i n良i tt r a n ：i l i o n r 硅t e虹c 帕nr a l i o t o 咖 d 2 c d nc r a c k b e b a v i o r i n c b j c y c l e 心一i n c h b i ”i c k s i i n c h 8i 舭h t 2 【2 4 5 e 66 ：0 58 1 5 e ，86 2 73 00 。9 6 o 0 3 0 2 i 4 i2 7 2 e 66 1 4s 4 3 e 86 4 05 0o 9 6o 0 2 9 8 t 1 i l3 3 3 e 725 6l 0 0 e 72 7 53 r 3o 。9 30 0 0 3 7 t 2 - hi t 7 e 66 1 32 2 4 c 76 5 l5 20 9 40 0 2 1 7 t 3 1 i 1 1 0 e 。64 0 4i 0 9 e - 75 7 8l 00 7 0 0 0 3 3 7 t 3 一撒 4 7 i c 75 6 7 5 8 9 e 8 7 4 s8 。o0 7 6o 0 3 7 1 计算时候利用的公式是： 能_ l 1 2 幻扛百c ( 1 1 7 式中： c 为裂纹长度的一半。q 为表面缺陷参数，由a 2 c 计算得到，为1 1 到1 7 。 a 为最大坑深度，2 c 为沿加载方向的最大坑直径。由试验可知，短裂纹到长裂 纹的转折点是o 0 3 2 7 英尺。 6 、氏裂纹的扩展 在考虑腐蚀损伤存在的情况时候，选用修正的f o r m a n 公式，f o r m a n 公式 的基本形式是： 蔓竺：；i 垒茎! = ( i 1 8 ) d n ( 1 一r ) x 。一a k 式中： 西j e 工业大学硕士掌位论文 c 和n 是材料环境联合作用的曲线拟合参数。k 。是材料的断裂韧性，r 是 应力比，a k 是应力强度因子范围。c 和n 由试验数据拟合得到。 在对下文试验件进行计算的时候，选用平板表面半椭圆裂纹模型加以分析。 7 、最终的疲劳断裂 当长裂纹扩展到定阶段的时候，试验件会发生突然的断裂破坏。在实际 工程应用的时候，往往设置一个危险的临界裂纹尺寸。 1 2 国内外研究现状 1 2 1 国外 由于腐蚀而造成的飞行事故是相当多的，这引起了国外学术界和工程界的 高度重视。西方国家在腐蚀损伤普查及数据库建立、环境对飞机结构寿命影响 规律、腐蚀环境下寿命预测方法、结构的腐蚀控制以及结构模拟件试验室加速 腐蚀试验技术等方面，进行了许多卓有成效的研究。美国空军曾对各类飞机结 构损伤类型、出现频率作了比较全面的调查和评估。其结论是：开裂和腐蚀是 最主要的损伤形式。英国争家飞机研究所对失事飞机的失效分析指出腐蚀与疲 劳是最重要的失效原因。二十世纪七十年代后期，北大西洋公约组织对飞机的 腐蚀及腐蚀疲劳问题开展了较大规模的试验研究。针对舆型飞机结构连接件， 展丌了温湿、赫雾、盐雾+ s a 等典型环境对疲劳寿命影响的系统研究，包括单 一环境或其组合的预腐蚀后的疲劳试验、单一或组合环境与载荷潜共同作用的 腐蚀疲劳试验，以及预腐蚀后的腐蚀疲劳试验。研究采用的模拟飞机结构疲劳 关键部位在地面停放时所承受的综合腐蚀环境的周期浸润加速腐蚀方法，比较 真实地再现了实际情况下的腐蚀损伤。美国海军也投入了大量人力和物力，对 飞机结构腐蚀及腐蚀疲劳进行了大量试验。文献j 讨论了腐蚀对飞机结构完整 性和损伤容限的挑战，提出必须全面改进原有的设计原则，把腐蚀对结构完整 性和损伤容限的影响充分考虑进去，从设计一开始就考虑腐蚀疲劳问题。9 0 年 代随着大批军用和民用飞机的服役年限先后达到2 0 年，为了充分发挥其使用潜 力，美国、加拿大、澳大利亚等国在老龄飞机寿命评估方面做了大量的研究， 开展了一系列试验和理论研究。从国外有关文献报道分析，主要研究内容有：( 1 ) a 北 口 二 业 大 学 硕 士 学 位 论 文 c和n 是材料2 环境联合作用的曲 线拟合参数。 k 。 是材料的断裂韧性， r是 应力比，o k是应力强度因子范围。c和n由试验数据拟合得到。 在对下文试验件进行计算的时候， 选用平板表面半椭圆裂纹模型加以分析。 7 、最终的疲劳断裂 当长裂纹扩展到一定阶段的时候，试验件会发生突然的断裂破坏。在实际 工程应用的时候，往往设置一个危险的临界裂纹尺寸。 1 . 2国内外研究现状 1 . 2 . 1国外 由于腐蚀而造成的飞行事故是相当多的，这引起了国外学术界和工程界的 高度重视。西方国家在腐蚀损伤普查及数据库建立、环境对飞机结构寿命影响 规律、腐蚀环境下寿命预测方法、结构的腐蚀控制以及结构模拟件试验室加速 腐蚀试验技术等方面， 进行了许多卓有成效的研究。美国空军曾对各类飞机结 构损伤类型、出现频率作了比较全面的调查和评估。其结论是:开裂和腐蚀是 最主要的损伤形式。英国泉家飞机研究所对失事飞机的失效分析指出腐蚀与疲 劳是最重要的失效原因。二十世纪七十年代后期，北大西洋公约组织对飞机的 腐蚀及腐蚀疲劳问题开展了较大规模的试验研究。针对典型飞机结构连接件， 展 开了 温 湿、 盐 雾、 盐 雾 + s q等典 型 环 境 对 疲劳 寿 命影 响的 系 统 研究， 包 括 单 一环境或其组合的预腐蚀后的疲劳试验、单一或组合环境与载荷潜共同作用的 腐蚀疲劳试验，以及预腐蚀后的腐蚀疲劳试验。研究采用的模拟飞机结构疲劳 关键部位在地面停放时所承受的综合腐蚀环境的周期浸润加速腐蚀方法，比较 真实地再现了实际情况下的腐蚀损伤。美国海军也投入了大量人力和物力，对 飞 机结 构腐蚀及腐蚀疲劳 进行了 大量 试验。 文献d q 讨