腐蚀预损伤铝合金的疲劳行为研究进展

腐蚀损伤是老龄飞机所面临的一个关键问题,是引发裂纹萌生、扩展并导致飞机结构失效的重要原因,对铝合金的疲劳寿命起决定性作用;腐蚀预损伤如何影响铝合金的疲劳行为是建立含腐蚀损伤铝合金疲劳寿命预测方法的基础,是近年来航空界疲劳断裂领域研究的热点和难点.综述了近年来国内外关于腐蚀预损伤铝合金,尤其是在点蚀情况下的疲劳裂纹萌生和...     

基于灰色系统理论的7075铝合金板材疲劳寿命研究

在航空用飞机蒙皮制造过程中,7075铝合金是十分理想的材料。为了更精确地研究并预测7075铝合金的疲劳寿命,对7075-T-651铝合金板材进行了疲劳试验,在应力比R=0.1条件下,测得120~320 MPa不同应力下7075-T-651铝合金板材的疲劳寿命。以试验数据为基础,将灰色系统理论运用到7075-T-651铝合金板材的疲劳寿命预测中,生成GM(1,1)模型,在与试验相同的条件下进行疲劳寿命预测,并将得到的疲劳寿命预测模型S-N曲线与试验数据S-N曲线进行对比。研究表明,所建立的灰色系统理论GM(1,1)模型S-N曲线与试验所得S-N曲线基本吻合,因此,可以通过GM(1,1)模型来预测7075铝合金板材的疲劳寿命。     

铝合金腐蚀损伤及疲劳寿命分布特性的统计研究

用AFGROW软件计算了2024-T3铝合金的不同腐蚀损伤程度下的疲劳寿命，与实验数据比较吻合.建立了对腐蚀损伤和疲劳寿命分类的概率神经网络模型，输出结果表明：铝合金的失效模式：点蚀-晶间腐蚀-剥蚀，决定了腐蚀损伤和疲劳寿命的分布类型；对铝合金的腐蚀损伤和疲劳寿命，应用3种或2种分布类型，而非单一分布来表征其分布规律.      

基于动态贝叶斯网络的海底管道点蚀疲劳损伤失效模型研究

目的研究海底管道在点腐蚀和腐蚀疲劳双重影响下的整个破坏过程,基于动态贝叶斯网络构建系统失效模型,对海底管道系统不同疲劳寿命下的失效概率进行预测。方法将点蚀疲劳损伤过程分为腐蚀点成核、腐蚀坑增长、短裂纹扩展和长裂纹扩展四个阶段,采用蒙特卡洛模拟方法对腐蚀点形成到短裂纹发生前的管道破坏过程进行分析,结合疲劳裂纹扩展的动态贝叶斯网络结构图,在充分考虑相关影响因素不确定性的基础上,为海底点蚀管道系统提出一种创新性的概率分析方法,对点蚀管道疲劳寿命的失效概率进行科学预测。结果结合实例分析,通过蒙特卡洛模拟方法,求解得出腐蚀坑增长转变为短裂纹扩展状态的临界裂纹尺寸为0.8mm。采用动态贝叶斯网络分析方法,对未经受维修保养的点蚀管道进行疲劳寿命预测,当管道运行到第35年时将会面临失效风险。结论所构建的模型可以对海底点蚀管道腐蚀疲劳寿命失效概率进行合理预测,通过观测相关影响参数的变化,及时更新预测结果,有助于为海底管道系统制定有效的维修策略。     

硅酸钠对铝合金的缓蚀作用及对腐蚀疲劳寿命的影响

采用电化学极化曲线方法和扫描电子显微镜观察研究了硅酸钠对ＬＹ１２硬铝合金在３．５％氯化钠溶液中的缓蚀作用。通过腐蚀疲劳实验研究了硅酸钠对硬铝合金在氯化钠溶液中的腐蚀疲劳（ＣＦ）寿命及腐蚀疲劳裂纹扩展（ＣＦＣＰ）的影响。实验结果表明,硅酸钠的浓度对铝合金的缓蚀作用有很大的影响,硅酸钠的加入可提高铝合金在氯化钠溶液中抗点蚀的能力及腐蚀疲劳寿命。这样作用主要是通过抑制铝合金的点蚀,减少裂纹源来实现的,但     

多位置损伤结构疲劳寿命的试验研究及分析

多位置损伤(Multiple Site Damage,MSD)是老龄飞机在服役期间的一种重要损伤形式,其典型结构表现为含孔边裂纹的有限板结构。文章对典型MSD结构进行了疲劳试验研究,旨在通过观察其裂纹扩展和疲劳寿命的情况,得到一系列具有工程应用价值的结论。试验结果表明,多位置损伤会使结构剩余强度明显降低、裂纹扩展寿命显著缩短,对飞机结构的安全性形成极大威胁,认识MSD的裂纹扩展规律有着重要的理论意义和工程实用价值。     

7B04铝合金及其螺接件的微观腐蚀机制及耐久性研究

目的 以飞机结构用7B04高强铝合金及其螺接件为实验对象,通过室内加速腐蚀试验模拟试样在南海海洋大气环境中的环境损伤,并深入分析其微观腐蚀机制与疲劳性能的内在联系。方法 通过数码相机、3D共聚焦显微镜、扫描电子显微镜等手段,研究模拟南海海洋大气环境下7B04铝合金及其螺接件的宏观/微观腐蚀特征,并借助疲劳测试分析经不同腐蚀周期后铝合金试样及螺接件的疲劳寿命。结果 铝合金及其螺接件经室内加速腐蚀试验后发生的腐蚀行为出现了明显差异,7B04铝合金试样表面发生的腐蚀行为以点蚀为主,而螺接件的腐蚀行为更加复杂。其中,远离螺接区域的暴露区的腐蚀情况与铝合金试样一致,在螺接区域发生了明显的缝隙腐蚀。此外,铝合金试样及螺接件随腐蚀周期变化的劣化规律也有所不同,腐蚀使得试样的疲劳性能均不同程度地下降。7B04铝合金疲劳寿命的递减趋势相对平缓,而螺接件在腐蚀进行到第2周期时其疲劳寿命就已降至原始寿命的一半,在腐蚀进行到第4周期时,螺接件的力学性能基本丧失。结论 经腐蚀后,铝合金试样出现了点蚀,且随着时间的延长出现了均匀腐蚀的趋势,疲劳寿命的递减趋势相对平缓。尽管螺接件的过渡区发生了严重腐蚀,但缝隙区诱发的局部腐蚀导致螺接件的受力面积减小,这是造成其疲劳寿命急剧衰减的首要因素。     

典型腐蚀损伤形态对结构材料性能的影响

铝合金结构中常见的腐蚀损伤形式有点蚀和剥蚀,以实验为基础,给出了点蚀及剥蚀对结构材料性能影响的理论模型,考察了这两种损伤形式对结构材料承载能力及寿命的影响,绘制出两种损伤形态对材料性能削弱程度影响的直观图表.最后利用AFBROW软件对点蚀和剥蚀损伤影响情况下结构材料的寿命进行了预测,预测精度较好.     

航空装备铝合金结构材料点蚀失效行为

对航空装备铝合金结构材料腐蚀疲劳行为中点蚀及点蚀萌生裂纹2个关键环节的研究进行综述。介绍了点蚀萌生机理、点蚀行为影响因素、点蚀萌生裂纹行为的研究方法，以及点蚀萌生裂纹行为机制等方面的研究结论。研究认为:航空装备铝合金点蚀的本质是受环境条件、结构微观因素、载体条件等多种因素影响的随机性电化学行为，点蚀损伤可通过其几何尺寸、点蚀率、失重率等多种指标进行描述；点蚀损伤在疲劳载荷作用下萌生裂纹，该行为可通过原位观测、断口分析等方式进行研究，并受点蚀形貌、载荷条件、材料微观结构等因素影响。在此基础上提出后续研究趋势:研究对象聚焦在新型航空铝合金材料上，点蚀试验方式注重模拟装备服役环境，研究内容则应深化点蚀萌生裂纹行为的量化分析。     

航空航天铝合金腐蚀疲劳研究进展

铝合金因具有高的比强度、比模量,好的加工性能及焊接性能,在航空航天领域应用广泛.而腐蚀疲劳是造成航空航天材料失效的重要原因之一,因其危害性高、破坏性强且难以提前预测等特点,受到了广泛关注.铝合金腐蚀疲劳问题一直是飞机日历寿命研究中的重点问题,随着可重复使用航天器理念的提出,多次空天往返和地面修复过程也使腐蚀疲劳问题在可重用航天器上不可忽视.综述了近年来航空航天铝合金腐蚀疲劳的研究现状,从航空铝合金腐蚀疲劳机理的角度,归纳了腐蚀疲劳裂纹萌生和扩展机制.从腐蚀疲劳环境模拟和腐蚀环境等效两方面,介绍了目前主要的实验室腐蚀疲劳试验技术.分别从材料因素、环境因素和力学因素,分析对腐蚀疲劳裂纹扩展及寿命的影响.重点关注了腐蚀疲劳交替形式下疲劳寿命的特点.提出了在多因素共同影响下的腐蚀疲劳裂纹扩展、损伤演化和寿命预测,以及加速腐蚀环境的当量等效.试验与模拟的有机结合,是今后铝合金腐蚀疲劳的重要发展方向.     

Prior corrosion and fatigue of 2024-T3 aluminum alloy

Pit-to-crack transition experiments were conducted on two thicknesses of 2024-T3 aluminum alloy. Specimens were corroded using a 15:1 ratio of 3.5% sodium chloride solution and hydrogen peroxide prior to fatigue loading. Cracks originating from corrosion pits were visually investigated using various microscopy techniques in order to gain insight into the pit-to-crack transition process.All pre-corroded specimens in this study fractured from cracks associated with pitting. Pit-to-crack transition was successfully observed using digital video techniques. The more aggressively corroded 2024-T3-4.064 mm specimens experienced more of an overall fatigue life reduction than 2024-T3-1.600 mm specimens. Results indicated that quantities such as pit surface area and surrounding pit proximity are as important as pit depth in determining when and where a crack will form.     

金属材料大气环境静态腐蚀老化的疲劳特性

对ＬＣ４ＣＳＡｌ合金和３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ钢的疲劳件在大气环境预腐蚀其疲劳寿命性能。检验了疲劳寿命的分布特性。分析了材料在大气环境预腐蚀后疲劳寿命分布的数字特征,寿命分散系数,疲劳Ｓ－Ｎ曲线等的变化。以及冷挤压强化 疲劳增寿效应与大气环境腐蚀日历时间的关系。     

2A12铝合金动态腐蚀-疲劳耦合失效机理研究

目的 针对某飞机吊挂结构用2A12铝合金开展预腐蚀后的动态腐蚀-疲劳耦合试验,很快发生断裂行为,寻找失效原因并提出解决措施.方法 利用自制的卧式动态腐蚀-疲劳试验装置,开展2A12铝合金预腐蚀后的腐蚀-疲劳协同试验直至样品断裂.同时,对比开展2A12铝合金腐蚀与疲劳交替试验,分析断口腐蚀形貌、元素含量、价态变化,获得2A12铝合金在两种试验方法下的腐蚀疲劳机理.结果 2A12铝合金主要由铝基体以及弥散分布其中的多种合金强化相组成.当有预裂纹时,2A12铝合金在腐蚀与疲劳交替作用下,很快发生疲劳断裂,且裂纹几乎贯穿整个断面,在整个裂纹附近存在较多的腐蚀产物Al2O3.2A12铝合金在预腐蚀后,基体与其表面的氧化膜之间形成腐蚀电池,初期的点蚀孔快速发展成明显腐蚀坑并产生大量腐蚀产物Al2O3,腐蚀坑底部由于应力集中现象而成为裂纹源,在动态腐蚀-疲劳耦合作用下快速萌生裂纹并呈放射状扩展,很快发生疲劳断裂行为,同时裂纹扩展区无腐蚀产物.结论 2A12铝合金用作飞机吊挂结构件时,必须进行表面防腐处理,避免形成腐蚀坑,减缓吊挂结构发生腐蚀-疲劳断裂进程.     

Effect of anodic oxidation on fatigue performance of 7075-T6 alloy

Effect of anodic oxidation on fatigue performance of 7075-T6 alloy for pre-corroded and non-corroded specimens has been investigated by conducting a series of rotary bending fatigue tests at 95 Hz. The anodized specimens with different coating thickness (6, 12 and 23 μm) were exposed to 3.5 wt.% NaCl solution for 6, 48, 96 and 240 h. The results indicate that oxidation has a tendency to decrease the fatigue performance. Fatigue strength was reduced with increasing coating thickness; approximately 40% reduction for a 23 μm thick coating was obtained. It was observed that oxidation mitigated pitting corrosion. Superior corrosion resistance was obtained for the thickest coating layer. Fatigue tests with pre-corroded specimens showed that fatigue life of coated specimens was significantly affected by pre-corrosion, except for the specimen with the thickest coating layer. When the pre-corroded bare and coated specimens were compared, the coating improved the fatigue performance in high cycle fatigue (> 10⁵) only and it degraded the fatigue performance in low cycle regime.     

Fatigue life prediction of aviation aluminium alloy based on quantitative pre-corrosion damage analysis

A new method of quantitative pre-corrosion damage of aviation aluminium (Al–Cu–Mg) alloy was proposed, which regarded corrosion pits as equivalent semi-elliptical surface cracks. An analytical model was formulated to describe the entire region of fatigue crack propagation (FCP). The relationship between the model parameters and the fatigue testing data obtained in the pre-corroded experiments, crack propagation experiments and S–N fatigue experiments was discussed. The equivalent crack sizes and the FCP equation were used to calculate the fatigue life through numerical integration based on MATLAB/GUI. The results confirm that the sigmoidal curve fitted by the FCP model expresses the whole change from Region I to Region III. In addition, the predicted curves indicate the actual trend of fatigue life and the conservative result of fatigue limit. Thus, the new analytical method can estimate the residual life of pre-corroded Al–Cu–Mg alloy, especially smooth specimens.     

2024锻造铝合金疲劳性能研究

本文着重研究了2024锻造铝合金经过T4及T6热处理后其单轴及多轴疲劳性能。采用了两种不同热处理方式制备出具有不同微结构的2024锻造铝合金,研究其在不同加载状态下的变形行为、疲劳机制及疲劳寿命。主要内容包括：对2024锻造铝合金进行单向拉伸、应力控制的单轴拉压疲劳及两种多轴拉扭疲劳试验,研究了加载状态与疲劳寿命的关系。结果表明,2024锻造铝合金材料的疲劳寿命对热处理和加载状态的敏感性很大,表现为在相同加载状态下2024-T4和2024-T6试样的寿命差别较大,以及同一热处理试样在不同应力幅值和不同加载路径下疲劳寿命差异大。