表 1LY12CZ铝合金化学成分
Table 1.Chemical composition of LY12CZ aluminum alloy
LY12铝合金经固溶和自然时效处理后,具有较高的强度,常作为飞机结构材料,广泛用于航空领域[1]。当飞机在高温、高湿和高盐雾的东南沿海地区服役时,机身蒙皮经常出现表面漆层开裂及铝合金结构件氧化膜破坏等,进而发生腐蚀,在飞机振动和冲击作用下,腐蚀会加速裂纹的形成,从而降低铝合金结构的剩余强度和使用寿命。在航空维修中需对铝合金的腐蚀损伤进行检查与修理,保证飞机的安全服役。因此,研究铝合金的腐蚀失效行为对铝合金的安全维护使用具有非常重要的指导意义。
目前,对于铝合金的腐蚀疲劳寿命研究已有很多报道。魏小琴等[2]开展了2A12铝合金预腐蚀后的腐蚀-疲劳协同试验,结果发现2A12铝合金经酸性盐雾预腐蚀后,形成了明显的腐蚀坑,腐蚀坑底部由于应力集中成为裂纹源,在腐蚀-疲劳耦合作用下裂纹快速萌生并扩展,铝合金很快发生疲劳断裂。王付胜等[3]对2024铝合金分别进行了预腐蚀疲劳和原位腐蚀疲劳试验,结果表明在中性盐雾腐蚀环境中,预腐蚀和原位腐蚀后试样的疲劳寿命分别为无腐蚀条件下的92%和42%。王冠等[4]考察了EXCO溶液预腐蚀对2024铝合金力学性能的影响,结果发现腐蚀1 h后,蚀坑导致的应力集中使试样的硬度、抗拉强度和断后伸长率迅速下降,蚀坑萌生的裂纹源诱发抗拉强度下降了3.3%,疲劳寿命显著下降69%。SANKARAN等[5]采用循环盐雾法对7075-T6铝合金进行预腐蚀试验,发现点蚀会使疲劳寿命降低为原来的1/6～1/8。
综上所述,腐蚀对铝合金的静载强度以及疲劳寿命具有重要影响,且以上研究主要针对无损伤状态的铝合金,但航空器服役后,表面已经发生腐蚀,对于这种含损伤铝合金的预腐蚀疲劳研究较为匮乏。因此,笔者以LY12航空铝合金为研究对象,预制了通孔和腐蚀损伤试件,研究了该试件再次经历盐雾腐蚀后的拉伸性能与疲劳寿命,以期为飞机铝合金构件的维护与修理提供参考,在保证飞机安全飞行的同时进行经济维修。
1. 试验
1.1 试验材料
以1.5 mm厚的LY12CZ铝合金薄板为试验材料（购自西安成峰物资贸易有限公司）,合金化学成分见表1。拉伸试样与疲劳试件分别按照GB/T 228—2002《金属材料 室温拉伸试验方法》和GB/T 20120.1—2006《金属和合金的腐蚀 腐蚀疲劳试验 第1部分：循环失效试验》标准设计加工,沿材料轧制方向取样,试样尺寸如图1所示,试样上黑色区域为腐蚀区域。试样于50～70 ℃,质量浓度为30 g/L NaOH溶液中浸泡20～30 min,去除包铝层。
1.2 试验方法
设置三组LY12铝合金试样,对试样分别进行室温浸泡腐蚀、循环盐雾及先室温浸泡再循环盐雾试验。通过在试样上打孔和室温浸泡试验预制构件在服役过程中已形成的穿蚀和腐蚀损伤,通过盐雾腐蚀试验模拟飞机落地后构件再次经历的地面腐蚀。
1.2.1 预损伤试验
在部分试样中心制备直径分别为0.5 mm与1.0 mm的通孔,预制服役后铝合金表面不同尺寸的穿蚀损伤。拉伸试样与疲劳试样除中间26 mm×26 mm、14 mm×8 mm（如图1所示的涂色区域）外其余部位均被保护,边缘用可剥涂料进行封边；然后,将部分试样置于室温下pH为4.0±0.2的5%（质量分数）NaCl溶液中浸泡120 h预制腐蚀损伤,溶液pH每隔24 h调整一次。
1.2.2 再腐蚀试验
按照GJB 150.11A《军用装备实验室环境试验方法第11部分：盐雾试验》对部分试样的中间区域进行48 h及96 h循环盐雾试验,试验溶液为5%（质量分数,下同）NaCl溶液,pH为6.5～7.2,试验温度为（35±2）℃,试验溶液在80 cm2试样上的沉降率为1～3 mL/h。
1.3 测试与表征
不同处理后的拉伸试验组别及试样编号如表2所示。拉伸测试：采用Instron 5900系列电子万能试验机对试样进行室温拉伸试验,拉伸速率为1 mm/min,拉伸性能取3组稳定试验的平均值。采用Instron 8802疲劳试验机对试样进行单轴疲劳试验,应力比为0.1,加载频率为10 Hz,测试结果均取3组稳定试验的平均值。
表 2拉伸试验组别及试样编号
Table 2.Tensile test groups and specimen numbers
疲劳试验：按照HB 5287—1996《金属材料轴向加载疲劳试验方法》,采用QBG-100型高频疲劳试验机对试样进行疲劳试验,疲劳加载应力为150,200,250 MPa,加载频率为50 Hz,加载应力比为—1。
采用Apreo 2C HiVac型扫描电镜（SEM）观察腐蚀后铝合金表面的微观形貌及断口形貌,采用能谱仪（EDS）分析铝合金试样表面腐蚀产物的化学成分。
2. 结果与讨论
2.1 LY12铝合金的微观腐蚀形貌
如图2所示：经室温浸泡腐蚀120 h后,试样原始表面已经完全被腐蚀,表面布满了腐蚀坑,腐蚀坑大小不一,形状基本为圆形,小的点蚀坑连接成片；试样表面腐蚀产物较少,可能是因为溶液pH较低,疏松的腐蚀产物溶解于溶液中；在循环盐雾腐蚀48 h后,试样表面也被腐蚀坑完全覆盖,但腐蚀坑尺寸较浸泡120 h的小,表面有少量颗粒状腐蚀产物；经过96 h盐雾腐蚀后,腐蚀坑略微增大,表面颗粒状腐蚀产物增多；经120 h浸泡腐蚀+盐雾腐蚀后,随着盐雾腐蚀时间的延长,腐蚀坑的棱边被溶解,腐蚀坑的形貌逐渐不明显,但表面局部附着了较大的腐蚀产物。
如图3（a）所示,浸泡腐蚀120 h的试样在拉伸试验后,表面出现了龟壳状裂纹,这是晶间腐蚀的典型特征[6-7]。因为铝基体与晶界处Al-Cu或Al-Cu-Mg的第二相粒子间存在电位差,晶界处铝基体作为阳极发生溶解反应,导致了沿晶腐蚀,腐蚀速率增大。如图3（b）所示,盐雾腐蚀48 h的试样在拉伸试验后,表面出现了垂直于拉力方向的裂纹,裂纹较小,其延伸距离较短。如图3（c）所示,盐雾腐蚀96 h的试样在拉伸试验后,表面覆盖的腐蚀产物进一步增多,且表面出现了更多、更长的垂直于拉力方向的裂纹,裂纹向铝合金基体纵深发展。如图3（d）所示,浸泡腐蚀120 h+盐雾腐蚀48 h的试样在拉伸试验后,表面腐蚀产物破裂,形成了互相平行且连贯的裂纹,裂纹间距约为2 μm,表面腐蚀坑形貌不明显,且分布有颗粒状腐蚀产物。如图3（e）所示,浸泡腐蚀120 h+盐雾腐蚀96 h的试样经过拉伸后,表面局部腐蚀产物出现了脱落,可能是因为随着腐蚀时间的延长,腐蚀产物逐渐疏松,在拉力作用下出现剥落,试样表面点蚀颗粒增厚、增大,点状产物在局部发生团聚,形成了表层疏松的腐蚀产物鼓包。图3（d）与（e）中未观察到腐蚀坑形貌,这与图2（d）和（e）形貌特点相同,原因可能是一方面在腐蚀介质的持续作用下,高出腐蚀坑的边棱被溶解,使腐蚀表面更为平整；另一方面在拉伸过程中,拉力致使外层疏松的腐蚀产物趋于平展。
如表3所示,LY12铝合金试样在NaCl介质中的腐蚀产物为Al2O3,且腐蚀产物中始终存在Cl元素,Cl-因半径小且具有非常强的穿透能力,容易被吸附在铝合金表面氧化膜破损、不均匀等活性位置[6],参与腐蚀反应,进一步加速铝合金的腐蚀。
表 3不同方式腐蚀的LY12铝合金试样经拉伸试验后表面腐蚀产物的EDS分析结果
Table 3.EDS analysis results of corrosion products on surface of LY12 aluminum alloy samples corroded in different ways after tensile test
2.2 腐蚀和通孔损伤对试样拉伸性能的影响
观察试样拉伸断裂位置发现,无孔试样的断裂位置为中间腐蚀区域,有孔试样断裂位置均在应力集中的通孔处（图略）。如图4所示：LY12铝合金经过不同尺寸的通孔与腐蚀损伤后,其拉伸性能发生了变化；其中弹性段曲线重合,说明腐蚀及通孔损伤对试样的弹性模量几乎没有影响,计算得到弹性模量约为63.8 GPa；母材试样塑性段的拉伸应力最大,随着铝合金受损伤程度增大,断后伸长率逐渐减小。
如图5所示：母材试样的抗拉强度为485 MPa,抗拉强度随着预制损伤程度的加重而降低；而盐雾腐蚀48 h和96 h对试样拉伸强度的影响不大,J+Y48/96试样的抗拉强度分别为467 MPa和454 MPa,较母材分别降低了3.7%和6.4%。铝合金预腐蚀后表面形成了腐蚀坑,裂纹的失稳扩展是由材料的断裂韧性控制的,而断裂韧性对点蚀等局部微小缺陷不敏感,因此腐蚀后剩余强度下降不明显[8]。?0.5+Y48/96试样的抗拉强度约为430 MPa,较母材降低了11.3%；?1.0+Y48/96试样的抗拉强度约为410 MPa,较母材试样降低了15.5%。预制通孔后试样承载截面积减小,剩余强度进一步下降。
如图6所示,随着预制通孔尺寸的增大及盐雾时间的增加,试样的断后伸长率呈下降趋势,J+Y48、J+Y96、?0.5+Y48试样的断后伸长率下降均较快,较母材分别下降了20%、58%和76%,?0.5+Y48试样的断后伸长率下降速度变缓。由于预制的通孔及腐蚀,材料有效截面积减小,断裂过程中存储在断裂表面的表面能下降,所以LY12铝合金试样的强度和塑性均下降。
如图7所示,母材试样断口呈典型的韧窝形貌,且韧窝数量多、深度深,表现出明显的高韧性断裂特征；J+Y96试样断口的韧窝形貌与母材试样的韧窝形貌相似；?0.5+Y96试样的断口韧窝变浅,说明试样的韧性降低；?1.0+Y96试样断口的韧窝数量大幅减少,韧窝呈扁平化趋势且尺寸减小,并伴有层片状的准解理面,说明试样的韧性进一步降低[9],这与抗拉强度变化趋势一致。
2.3 腐蚀和通孔损伤对试样疲劳寿命的影响
如表4所示,盐雾48 h与96 h对试样的疲劳寿命影响并不显著,随着盐雾时间的延长,试样的疲劳寿命有所增加。这是腐蚀损伤与疲劳效应彼此影响的结果,一方面腐蚀产生点蚀坑,造成局部应力集中,成为疲劳裂纹的萌生源,促进疲劳破坏；另一方面,随着腐蚀时间的延长,材料表面原始尖锐的微小损伤发生钝化,表面残余应力得到释放,对疲劳加载过程中裂纹的萌生起到了减缓作用,同时试件表面腐蚀产物的堆积还会引起微小缺陷闭合,降低疲劳裂纹发展的驱动力[10]。因此,在腐蚀损伤与疲劳效应的双重作用下,随着盐雾时间的延长,试样的疲劳寿命上升。不同尺寸通孔对铝合金疲劳寿命有一定的影响,即当盐雾腐蚀时间与疲劳加载应力一定时,随着通孔尺寸的增大,试样疲劳寿命呈下降趋势,这是因为腐蚀破坏了材料表面的晶粒排列,预制通孔造成材料有效截面积减小。不同加载疲劳应力对铝合金疲劳寿命有显著的影响,随着加载疲劳应力的增大,试样疲劳寿命明显缩短。因此在飞机服役后的检修与维修过程中,需要着重根据LY12铝合金构件服役过程中所受的应力大小,制定相应的修理措施。
表 4疲劳试验结果
Table 4.Fatigue test results
对比图8（a）和（b）发现,无孔试样的裂纹萌生从试样上下表面的点蚀处开始,疲劳源比较多,呈多源性韧性断裂特征,扩展区与瞬断区的界限不明显,腐蚀对疲劳寿命的影响主要表现在腐蚀坑引起应力集中,加速了裂纹源的形成；有孔试样的裂纹萌生始于应力集中的孔部位,裂纹扩展区与瞬断区有明显的界限,对比图8（b）、（c）、（d）发现,当试样表面有通孔时,主裂纹源在通孔处萌生,随着加载应力的增大,断口裂纹扩展区逐渐变小,这与疲劳寿命随着应力的增大而显著降低的趋势相同。
如图9所示：疲劳扩展区为准解理断裂特征,是疲劳裂纹稳定扩展的阶段,且疲劳裂纹面并不是一个平面,而是沿着一系列具有高度差的寻求阻力最小的平面向前扩展的多个平面[11]；疲劳平面上分布有疲劳辉纹,疲劳辉纹的方向大致与裂纹扩展方向和循环应力方向呈正交关系,疲劳平面通过撕裂棱相互连接。同时,试样疲劳扩展区有一些孔洞,这可能是因为基体组织与第二相粒子的硬度不同,且二者之间的结合力较弱,在循环应力的作用下第二相粒子脱落或断裂,在断口上的显微形貌表现为孔洞[3,12]。对比图9（a）、（b）、（c）可发现,随着加载应力的增大,疲劳平面增大,撕裂棱增长,表明疲劳扩展的增快。对比图9（a）、（d）可以发现,当加载应力为150 MPa时,随着盐雾腐蚀时间的延长,其疲劳扩展形貌相似,这是因为腐蚀产生的蚀坑损伤位于试件表面,促进了疲劳裂纹的萌生,而对裂纹扩展的促进作用不大,同时还发现扩展区有更多的疲劳辉纹转变为二次裂纹,二次裂纹的形成可以释放裂纹尖端的应力,有利于减缓裂纹扩展速率[13]。
如图10所示,疲劳瞬断区断面布满韧窝,呈典型的塑性断裂特征,此时发生疲劳失效,在裂纹前缘,反复应力作用下第二相粒子或夹杂物与基体金属由于滑移程度不同形成内缩颈,最终与宏观裂纹源连接导致剪切或撕裂断裂,孔洞相互连接,形成典型的韧窝断口形貌[10,14]。由图10还可见,随着加载应力的增大,韧窝逐渐变小、变浅,表明材料抵抗断裂的能力减弱。
3. 结论
（1）LY12铝合金在室温下5%NaCl溶液中发生龟裂状的晶间腐蚀,腐蚀产物为氧化铝,Cl元素也参与了腐蚀反应存在于腐蚀产物中。试样经浸泡腐蚀120 h+盐雾腐蚀48 h/96 h后,腐蚀坑的棱边被溶解。
（2）预制通孔及腐蚀损伤使材料有效截面积减小,导致LY12铝合金的强度和塑性下降。腐蚀坑对材料的强度影响较小,预制?1.0 mm通孔+盐雾腐蚀96 h后,试样的抗拉强度较母材下降了15.5%,断后伸长率较母材下降了81.2%。
（3）相对于盐雾时间、通孔尺寸,疲劳加载应力对疲劳寿命的影响更显著,预制?0.5 mm通孔+盐雾腐蚀48 h后,试样在疲劳加载应力为200 MPa下的疲劳寿命较疲劳加载应力为150 MPa下的下降了86.5%,在疲劳加载应力为250 MPa下试样的疲劳寿命较疲劳加载应力为200 MPa下的下降了41.3%。随着加载疲劳应力的增大,断口的裂纹扩展区逐渐变小,裂纹扩展寿命变短。
文章来源——材料与测试网