LY12鋁合金經(jīng)固溶和自然時效處理后,具有較高的強度,常作為飛機結構材料,廣泛用于航空領域[1]。當飛機在高溫、高濕和高鹽霧的東南沿海地區(qū)服役時,機身蒙皮經(jīng)常出現(xiàn)表面漆層開裂及鋁合金結構件氧化膜破壞等,進而發(fā)生腐蝕,在飛機振動和沖擊作用下,腐蝕會加速裂紋的形成,從而降低鋁合金結構的剩余強度和使用壽命。在航空維修中需對鋁合金的腐蝕損傷進行檢查與修理,保證飛機的安全服役。因此,研究鋁合金的腐蝕失效行為對鋁合金的安全維護使用具有非常重要的指導意義。 

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

綜上所述,腐蝕對鋁合金的靜載強度以及疲勞壽命具有重要影響,且以上研究主要針對無損傷狀態(tài)的鋁合金,但航空器服役后,表面已經(jīng)發(fā)生腐蝕,對于這種含損傷鋁合金的預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象,預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,以期為飛機鋁合金構件的維護與修理提供參考,在保證飛機安全飛行的同時進行經(jīng)濟維修。 

1.   試驗

1.1   試驗材料

以1.5 mm厚的LY12CZ鋁合金薄板為試驗材料（購自西安成峰物資貿易有限公司）,合金化學成分見表1。拉伸試樣與疲勞試件分別按照GB/T 228—2002《金屬材料　室溫拉伸試驗方法》和GB/T 20120.1—2006《金屬和合金的腐蝕　腐蝕疲勞試驗　第1部分：循環(huán)失效試驗》標準設計加工,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)域為腐蝕區(qū)域。試樣于50～70 ℃,質量濃度為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   試驗方法

設置三組LY12鋁合金試樣,對試樣分別進行室溫浸泡腐蝕、循環(huán)鹽霧及先室溫浸泡再循環(huán)鹽霧試驗。通過在試樣上打孔和室溫浸泡試驗預制構件在服役過程中已形成的穿蝕和腐蝕損傷,通過鹽霧腐蝕試驗模擬飛機落地后構件再次經(jīng)歷的地面腐蝕。 

1.2.1   預損傷試驗

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,邊緣用可剝涂料進行封邊；然后,將部分試樣置于室溫下pH為4.0±0.2的5%（質量分數(shù)）NaCl溶液中浸泡120 h預制腐蝕損傷,溶液pH每隔24 h調整一次。 

1.2.2   再腐蝕試驗

按照GJB 150.11A《軍用裝備實驗室環(huán)境試驗方法第11部分：鹽霧試驗》對部分試樣的中間區(qū)域進行48 h及96 h循環(huán)鹽霧試驗,試驗溶液為5%（質量分數(shù),下同）NaCl溶液,pH為6.5～7.2,試驗溫度為（35±2）℃,試驗溶液在80 cm2試樣上的沉降率為1～3 mL/h。 

1.3   測試與表征

不同處理后的拉伸試驗組別及試樣編號如表2所示。拉伸測試：采用Instron 5900系列電子萬能試驗機對試樣進行室溫拉伸試驗,拉伸速率為1 mm/min,拉伸性能取3組穩(wěn)定試驗的平均值。采用Instron 8802疲勞試驗機對試樣進行單軸疲勞試驗,應力比為0.1,加載頻率為10 Hz,測試結果均取3組穩(wěn)定試驗的平均值。 

疲勞試驗：按照HB 5287—1996《金屬材料軸向加載疲勞試驗方法》,采用QBG-100型高頻疲勞試驗機對試樣進行疲勞試驗,疲勞加載應力為150,200,250 MPa,加載頻率為50 Hz,加載應力比為—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)物的化學成分。 

2.   結果與討論

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,小的點蝕坑連接成片；試樣表面腐蝕產(chǎn)物較少,可能是因為溶液pH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,隨著鹽霧腐蝕時間的延長,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]。因為鋁基體與晶界處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極發(fā)生溶解反應,導致了沿晶腐蝕,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的試樣在拉伸試驗后,表面覆蓋的腐蝕產(chǎn)物進一步增多,且表面出現(xiàn)了更多、更長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)過拉伸后,表面局部腐蝕產(chǎn)物出現(xiàn)了脫落,可能是因為隨著腐蝕時間的延長,腐蝕產(chǎn)物逐漸疏松,在拉力作用下出現(xiàn)剝落,試樣表面點蝕顆粒增厚、增大,點狀產(chǎn)物在局部發(fā)生團聚,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）形貌特點相同,原因可能是一方面在腐蝕介質的持續(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,進一步加速鋁合金的腐蝕。 

2.2   腐蝕和通孔損傷對試樣拉伸性能的影響

觀察試樣拉伸斷裂位置發(fā)現(xiàn),無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力集中的通孔處（圖略）。如圖4所示：LY12鋁合金經(jīng)過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,說明腐蝕及通孔損傷對試樣的彈性模量幾乎沒有影響,計算得到彈性模量約為63.8 GPa；母材試樣塑性段的拉伸應力最大,隨著鋁合金受損傷程度增大,斷后伸長率逐漸減小。 

圖  4  不同LY12鋁合金試樣的應力-應變曲線

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

如圖5所示：母材試樣的抗拉強度為485 MPa,抗拉強度隨著預制損傷程度的加重而降低；而鹽霧腐蝕48 h和96 h對試樣拉伸強度的影響不大,J+Y48/96試樣的抗拉強度分別為467 MPa和454 MPa,較母材分別降低了3.7%和6.4%。鋁合金預腐蝕后表面形成了腐蝕坑,裂紋的失穩(wěn)擴展是由材料的斷裂韌性控制的,而斷裂韌性對點蝕等局部微小缺陷不敏感,因此腐蝕后剩余強度下降不明顯[8]。?0.5+Y48/96試樣的抗拉強度約為430 MPa,較母材降低了11.3%；?1.0+Y48/96試樣的抗拉強度約為410 MPa,較母材試樣降低了15.5%。預制通孔后試樣承載截面積減小,剩余強度進一步下降。 

圖  5  不同LY12鋁合金試樣的抗拉強度變化曲線

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

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

圖  6  不同LY12鋁合金試樣的斷后伸長率曲線

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,韌窩呈扁平化趨勢且尺寸減小,并伴有層片狀的準解理面,說明試樣的韌性進一步降低[9],這與抗拉強度變化趨勢一致。 

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   腐蝕和通孔損傷對試樣疲勞壽命的影響

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

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

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

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

如圖9所示：疲勞擴展區(qū)為準解理斷裂特征,是疲勞裂紋穩(wěn)定擴展的階段,且疲勞裂紋面并不是一個平面,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展的多個平面[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展方向和循環(huán)應力方向呈正交關系,疲勞平面通過撕裂棱相互連接。同時,試樣疲勞擴展區(qū)有一些孔洞,這可能是因為基體組織與第二相粒子的硬度不同,且二者之間的結合力較弱,在循環(huán)應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]。對比圖9（a）、（b）、（c）可發(fā)現(xiàn),隨著加載應力的增大,疲勞平面增大,撕裂棱增長,表明疲勞擴展的增快。對比圖9（a）、（d）可以發(fā)現(xiàn),當加載應力為150 MPa時,隨著鹽霧腐蝕時間的延長,其疲勞擴展形貌相似,這是因為腐蝕產(chǎn)生的蝕坑損傷位于試件表面,促進了疲勞裂紋的萌生,而對裂紋擴展的促進作用不大,同時還發(fā)現(xiàn)擴展區(qū)有更多的疲勞輝紋轉變?yōu)槎瘟鸭y,二次裂紋的形成可以釋放裂紋尖端的應力,有利于減緩裂紋擴展速率[13]。 

圖  9  經(jīng)不同加載應力的疲勞試驗后LY12鋁合金試樣疲勞擴展區(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,此時發(fā)生疲勞失效,在裂紋前緣,反復應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縮頸,最終與宏觀裂紋源連接導致剪切或撕裂斷裂,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,隨著加載應力的增大,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)不同加載應力的疲勞試驗后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）預制通孔及腐蝕損傷使材料有效截面積減小,導致LY12鋁合金的強度和塑性下降。腐蝕坑對材料的強度影響較小,預制?1.0 mm通孔+鹽霧腐蝕96 h后,試樣的抗拉強度較母材下降了15.5%,斷后伸長率較母材下降了81.2%。 

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

文章來源——材料與測試網(wǎng)