基于腐蝕損傷因子的全壽命模型研究概述陳躍良

1、基于腐蝕損傷因子的全壽命模型研究概述陳躍良論文導(dǎo)讀：基于斷裂力學(xué)理論將預(yù)腐蝕形成的腐蝕損傷(預(yù)腐蝕試驗(yàn)件的腐蝕坑)等效為半橢圓和半圓形斷裂力學(xué)缺陷來(lái)進(jìn)行模擬分析裂紋。關(guān)鍵詞：腐蝕損傷鋁合金，斷裂0 引 言鋁合金因其高強(qiáng)度和低密度而成為飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主要材料，在我國(guó)自行研制的飛機(jī)中，鋁合金用量占機(jī)體結(jié)構(gòu)材料的比例高達(dá)80%以上；雖然在新研制的飛機(jī)中鈦合金和復(fù)合材料的比例有所上升但鋁合金的用量仍到達(dá)60%65%【1】。軍用飛機(jī)在服役過(guò)程中,由于所處的地理環(huán)境和飛行強(qiáng)度等不同會(huì)受到不同程度的腐蝕性損傷,當(dāng)損傷到一定程度時(shí)候,便可能會(huì)產(chǎn)生災(zāi)難性后果。英國(guó)的彗星號(hào)客機(jī)和美國(guó)的F-111戰(zhàn)斗機(jī)都是比擬有名的腐

2、蝕損傷事故。我海軍、空軍部門也發(fā)現(xiàn)了多架戰(zhàn)斗機(jī)某部位不同程度的損傷,造成了飛機(jī)的停飛甚至提前退役,嚴(yán)重影響了部隊(duì)的戰(zhàn)斗力。隨著近年來(lái)飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命問(wèn)題的日益突出，鋁合金的腐蝕損基金工程：國(guó)家自然科學(xué)基金資助工程傷等問(wèn)題也逐漸成為人們關(guān)注的焦點(diǎn)。1飛機(jī)結(jié)構(gòu)的腐蝕大量的飛機(jī)失效、破壞說(shuō)明:腐蝕性環(huán)境對(duì)機(jī)體造成的損傷是影響飛機(jī)壽命的一個(gè)很重要的原因。由于我海軍機(jī)場(chǎng)絕大局部分布在沿海地區(qū)，其地面停放環(huán)境特點(diǎn)是高溫、高濕和鹽霧出現(xiàn)時(shí)間長(zhǎng),靠近城市工業(yè)區(qū)的機(jī)場(chǎng)還受到工業(yè)廢氣的污染,海軍飛機(jī)所處的環(huán)境更加惡劣，同時(shí)飛機(jī)97以上的時(shí)間是在地面停放【2】。大量用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的航空鋁合金材LY12-CZ,在上述環(huán)境

3、用下極易發(fā)生腐蝕現(xiàn)象。腐蝕是金屬的化學(xué)或者電化學(xué)破壞行為,是金屬氧化過(guò)程的概括與總結(jié)。常見(jiàn)的飛機(jī)機(jī)體的腐蝕損傷有剝蝕、坑蝕、縫隙腐蝕等 (如圖1)。剝蝕、坑蝕一般發(fā)生在鋁合金外表, 縫隙腐蝕一般發(fā)生在焊接或者鉚接等具有裂紋的連接部位。由于剝蝕是個(gè)大面積現(xiàn)象,在進(jìn)行金相觀測(cè)時(shí)候可以看到大量腐蝕坑的存在。所以,在研究腐蝕損傷是一般利用坑蝕開(kāi)展研究。大量用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的航空鋁合金材LY12-CZ,在腐蝕環(huán)境下容易形成腐蝕坑,腐蝕坑的存在會(huì)加速形成疲勞裂紋并擴(kuò)展,從而影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命及其剩余強(qiáng)度。使得飛機(jī)一些部件、甚至是主要承力件受到腐蝕損傷，降低了其結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度，縮短了結(jié)構(gòu)的使用壽命，直接威脅

4、飛行平安，可能導(dǎo)致災(zāi)難性的事故發(fā)生。圖1 典型的腐蝕損傷類型示意圖3國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀由于腐蝕環(huán)境的作用,在老齡飛機(jī)結(jié)構(gòu)上發(fā)現(xiàn)主要存在剝蝕和坑蝕兩種腐蝕形式,其中坑蝕一般表現(xiàn)為由金屬外表并向厚度方向深入開(kāi)展的一種局部破壞形式,這種腐蝕危害性大,部位一般難于預(yù)測(cè),易形成腐蝕疲勞裂紋源 ,成為降低飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的一個(gè)主要因素。因此通過(guò)對(duì)腐蝕損傷度的研究可以對(duì)飛機(jī)關(guān)鍵部位結(jié)構(gòu)壽命和剩余強(qiáng)度進(jìn)行有效的分析和預(yù)測(cè)。對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕損傷分布進(jìn)行研究,得出了腐蝕失效模型及腐蝕損傷規(guī)律,給出最正確分布形式,是腐蝕損傷可靠性評(píng)估的根底。文獻(xiàn)通過(guò)選取四種分布對(duì)現(xiàn)役飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕損傷進(jìn)行統(tǒng)計(jì)特征研究。文獻(xiàn) 針對(duì)老齡化飛機(jī)平安

5、評(píng)估分析中結(jié)構(gòu)外表存在廣布隨機(jī)不等直徑腐蝕坑這一現(xiàn)狀,采用蒙特卡羅(Monte Carlo) 方法分析并編制了計(jì)算機(jī)程序,完成了由結(jié)構(gòu)腐蝕原況到計(jì)算模型的映射,從而實(shí)現(xiàn)了利用計(jì)算機(jī)模擬再現(xiàn)結(jié)構(gòu)腐蝕損傷,為定量研究腐蝕損傷對(duì)老齡飛機(jī)結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度和壽命影響提供可能。采用BP人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法分別對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)材料進(jìn)行學(xué)習(xí)訓(xùn)練,建立了腐蝕損傷與環(huán)境條件的映射模型,可以預(yù)測(cè)腐蝕損傷值。采用人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)定量預(yù)測(cè)飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕損傷是一種較好的工程方法。論文參考。這種方法預(yù)測(cè)為較好預(yù)測(cè)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的壽命和剩余強(qiáng)度提供了可靠保障其中,文獻(xiàn)考慮了飛機(jī)結(jié)構(gòu)件腐蝕損傷后,潮濕空氣、鹽霧、鹽霧+ SO2等環(huán)境介質(zhì)對(duì)疲勞壽命

6、的影響。根據(jù)海軍現(xiàn)役飛機(jī)的腐蝕環(huán)境特點(diǎn)及結(jié)構(gòu)件腐蝕損傷深度擬合規(guī)律, 以室溫大氣環(huán)境下的壽命評(píng)定結(jié)論為依據(jù), 提出了一種腐蝕環(huán)境下飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命的評(píng)定方法。對(duì)飛機(jī)材料腐蝕性能和預(yù)先腐蝕試驗(yàn)件疲勞壽命研究的有, 文獻(xiàn)研究了常用航空材料大氣腐蝕后的疲勞性能劣化規(guī)律。文獻(xiàn)研究了LY12CZ 在EXCO溶液中的腐蝕動(dòng)力學(xué)統(tǒng)計(jì)規(guī)律。西北工業(yè)大學(xué)呂國(guó)志，張有宏,任克亮等對(duì)實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下對(duì)LY12-CZ 鋁合金進(jìn)行了預(yù)腐蝕及疲勞壽命與剩余強(qiáng)度的預(yù)測(cè)研究。在不同的溫度及不同的腐蝕天數(shù)條件下,對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行預(yù)腐蝕,按ASTM-G3421標(biāo)準(zhǔn)人工產(chǎn)生腐蝕坑,獲得了腐蝕損傷數(shù)據(jù),隨后進(jìn)行疲勞試驗(yàn),初步建立了腐蝕損傷與

7、疲勞壽命降低之間的關(guān)系。任克亮等用蒙卡羅方法確定了與尺寸腐蝕坑有相同壽命的等效裂紋尺寸。在試驗(yàn)研究根底上,用AFGROW軟件模擬腐蝕損傷及腐蝕坑深度的不同對(duì)試件疲勞壽命和剩余強(qiáng)度產(chǎn)生的影響,建立了預(yù)測(cè)含腐蝕損傷試件的疲勞壽命與剩余強(qiáng)度的有效的工程方法。論文參考。外國(guó)文獻(xiàn)中對(duì)腐蝕損傷物理形態(tài)主要研究是通過(guò)采用數(shù)理統(tǒng)計(jì)、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、隨機(jī)過(guò)程等方法對(duì)暴露于環(huán)境中的材料的外表性能、外表腐蝕坑密度和尺寸、體積減少量等隨時(shí)間的統(tǒng)計(jì)及試驗(yàn)研究。Godard 通過(guò)對(duì)鋁合金的試驗(yàn)分析,提出了點(diǎn)蝕理論,并得出一個(gè)簡(jiǎn)單有效的估算蝕坑成長(zhǎng)的公式,其中為腐蝕深度,為腐蝕時(shí)間,是常數(shù)。文獻(xiàn)通過(guò)觀察分析公式雖然是由鋁合金試驗(yàn)

8、得出的,可以適用于不同含水環(huán)境下的其它材料。這種點(diǎn)蝕理論為評(píng)估腐蝕損傷的描述提供了根底,難點(diǎn)是參數(shù)。文獻(xiàn)分別對(duì)AA2024T3、AA7075T6和AA7178分別相當(dāng)于LY12、LC9和LC4進(jìn)行了預(yù)腐蝕條件下，蝕坑的形成與開(kāi)展研究。文獻(xiàn)、中提到,當(dāng)結(jié)構(gòu)件的主要的疲勞裂紋已經(jīng)增長(zhǎng)時(shí)，一般的腐蝕缺陷或者環(huán)境的缺陷不可能再與其競(jìng)爭(zhēng)。從而根據(jù)主要的疲勞裂紋對(duì)對(duì)構(gòu)件的剩余強(qiáng)度或者壽命進(jìn)行分析。文獻(xiàn)中提到單純的侵蝕環(huán)境作用因?yàn)楦g產(chǎn)物覆蓋等原因而逐漸減緩,但疲勞載荷作用后,會(huì)破壞覆蓋層,重新加速隨后的環(huán)境作用。Hoeppner中作者把Godard提出的點(diǎn)蝕理論與線彈性斷裂力學(xué)(LEFM)理論結(jié)合起來(lái)形成

9、點(diǎn)蝕疲勞理論,并且在此根底上提出了臨界深度及腐蝕坑成長(zhǎng)速度模型。由于環(huán)境的作用,腐蝕損傷不可以防止。因此,對(duì)環(huán)境損傷和結(jié)構(gòu)壽命之間關(guān)系研究先定量統(tǒng)計(jì)分析環(huán)境引起的損傷度,再?gòu)囊欢ǖ某跏紦p失尺寸開(kāi)始用疲勞裂紋擴(kuò)展速率,預(yù)測(cè)腐蝕疲勞裂紋的壽命。4 腐蝕損傷因子的提出目前國(guó)內(nèi)對(duì)預(yù)先存在的腐蝕損傷結(jié)構(gòu)的疲勞壽命這一的問(wèn)題進(jìn)行了研究，基于斷裂力學(xué)理論將預(yù)腐蝕形成的腐蝕損傷(預(yù)腐蝕試驗(yàn)件的腐蝕坑)等效為半橢圓和半圓形斷裂力學(xué)缺陷來(lái)進(jìn)行模擬分析裂紋，建立腐蝕疲勞壽命分析模型，從而實(shí)現(xiàn)了結(jié)構(gòu)腐蝕、壽命及剩余強(qiáng)度分析。很少考慮到在腐蝕環(huán)境作用下,腐蝕形貌一直是變化的,腐蝕形貌的變化(確切的說(shuō)是,腐蝕的損傷程度一

10、直在增加)對(duì)構(gòu)件的腐蝕損傷處的應(yīng)力強(qiáng)度因子產(chǎn)生影響。論文參考。所以，可以對(duì)不同時(shí)刻的腐蝕損傷的三維尺度形態(tài)用一個(gè)腐蝕損傷因子來(lái)描述。這樣就可以用腐蝕損傷因子來(lái)描述腐蝕形貌的變化。5模型概述利用飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕損傷的三維尺度形態(tài)環(huán)描述環(huán)境損傷形貌，可以方便的將環(huán)境損傷物理形態(tài)和結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度或壽命結(jié)合起來(lái)，在實(shí)際預(yù)測(cè)中，可以起到方便、快捷的效果。用腐蝕損傷因子描述腐蝕損傷的三維尺度形態(tài)半橢圓和半圓形斷裂力學(xué)缺陷來(lái)進(jìn)行模擬分析裂紋，這樣就可以建立腐蝕損傷因子和腐蝕形貌的關(guān)系，然后再通過(guò)建立不同時(shí)刻的腐蝕損傷模型計(jì)算應(yīng)力強(qiáng)度因子，尋求腐蝕損傷因子對(duì)應(yīng)力強(qiáng)度因子的影響規(guī)律。如圖2說(shuō)明了腐蝕損傷因子的引入建立

11、起了腐蝕形貌和壽命之間的橋梁。圖3是具體的可行性技術(shù)路線圖。圖2腐蝕損傷因子的引入圖3 具體實(shí)施的可行性技術(shù)路線圖對(duì)不同時(shí)刻的腐蝕損傷形貌建立模型，也就是考慮到了腐蝕形貌的變化。這里也是用半橢圓和半圓形斷裂力學(xué)缺陷來(lái)進(jìn)行模擬分析裂紋。同時(shí)要考慮材料的初始不連續(xù)狀態(tài)。初始不連續(xù)狀態(tài)Initial Discontinuity State，IDS指的是材料或結(jié)構(gòu)中的不連續(xù)狀態(tài)如制造加工缺陷、擦傷、小孔、夾雜等的初始尺寸和數(shù)量。IDS與當(dāng)量初始裂紋尺寸EIFS概念相似，并且與造成試件斷裂的物理特征緊密聯(lián)系，有著明確的物理意義。IDS作為在腐蝕中不被影響的一個(gè)材料特性加以考慮。圖4為橫截面上IDS等效的

12、半圓形裂紋示意圖，圖5橫截面上任意時(shí)刻的腐蝕坑等效的半橢圓尺寸。分以下三種模型進(jìn)行計(jì)算分析, 其中模型3為腐蝕深度時(shí)的簡(jiǎn)化模型。表1 三種半橢圓外表裂紋尺寸模型 模型1 模型2 模型3 寬度方向的等效裂紋長(zhǎng)度 2a+2IDS 2a 2IDS 厚度方向的等效裂紋深度 c+ IDS c+IDS c+IDS 圖4 IDS等效的半圓形裂紋示意圖圖5橫截面上任意時(shí)刻的腐蝕坑等效的半橢圓尺寸。6 結(jié)束語(yǔ)本文對(duì)目前國(guó)內(nèi)外關(guān)于腐蝕環(huán)境損傷對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)使用壽命影響的常見(jiàn)的研究方法進(jìn)行了分析和總結(jié)。并在此根底上，探討了通過(guò)引入腐蝕損傷因子，并考慮材料的初始不連續(xù)狀態(tài)，建立了腐蝕形貌和結(jié)構(gòu)全壽命之間的關(guān)系的一種新的方

13、法。并概述了這種新方法所建立的腐蝕損傷的三種模型，得出了全壽命研究方法可行性的技術(shù)路線。隨著課題的進(jìn)一步開(kāi)展，課題組將對(duì)這種方法進(jìn)行實(shí)際實(shí)驗(yàn)的分析與研究。參考文獻(xiàn)：【1】 李成功,傅恒志,等.航空航天材料,國(guó)防工業(yè)出版社,2002【2】陳躍良,楊曉華,秦海勤,飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕損傷分布規(guī)律研究,材料科學(xué)與工程,2002,20(3):378【3】 L. V. Corsetti and D. J. DuquetteThe effect of mean stress and environment on corrosion fatigue behavior of7075-T6 aluminum. Met.

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