宣布时间：2022-02-18点击：2327
铝合金作为一种强韧性高、耐蚀性好、加工性及焊接性能好的轻质合金，广泛用于航空航天领域，由于其优良的综合性能，成为飞机蒙皮和框架以及航天器主结构的***质料[1-3]，主要作用是蒙受和通报载荷[4]。目前我国大大都飞机都保存“飞少停多”的现象，其中军用飞机日历寿命95%以上时间均为地面停放状态，地面腐化作用远高于空中疲劳，是影响军用飞机日历寿命的主要因素[5-7]。与军机相比，民机地面停放时间***高可占到60%[8]，以x7和x8型飞机为例，其地面停放时间占服役期间的95%以上，腐化问题对飞机寿命爆发严重影响�？悸遣畋鸬厍挠跋�，恒久处于沿海停放状态的飞机，腐化损伤占主导职位，服役状态接近预腐化疲劳历程。而关于经常高空作业的军机和经常起停的民机，需要考虑高空腐化疲劳和地面腐化之间交替作用的影响，服役历程可认为是“腐化+腐化疲劳”交替的结果。当忽略高空航行时爆发的微小腐化损伤时，认为飞机在机场停放时腐化损伤占主导，在高空航行时疲劳损伤占主导，其服役历程接近“腐化+疲劳+腐化+疲劳+…”交替历程。在航天器一次服役历程中，地面试验和组装历程接触腐化情况时间短，太空情况下铝合金险些不爆发腐化[9]，随着航天器可重用技术的生长[10]，在航天器多次重用历程中，除了交变载荷造成的疲劳问题外，还面临多次地面维修、试验、组装历程中受到的腐化问题。与飞机的腐化疲劳差别，可重用航天器服役历程不保存高空腐化影响，更切合“腐化-疲劳”交替历程。
随着航空航天事业的不绝生长，高强度的2xxx系（2A12、2024、2219、2090等）和超高强度的7xxx系（7050、7075、7A04、7055等）铝合金是航空航天工业中应用规模***广、使用量***大的合金，主要应用在机翼、机身蒙皮、翼梁上下缘条、压力舱和整流罩等部位[11]。同时另有部分5xxx系（5A06、5456、5086、5B70等）防锈铝合金，由于具有良好的焊接性、疲劳性和耐海洋大气腐化性，常被用作飞机发动机、齿轮箱、支架结构和航天器整体壁板等[12]，以及少量的6xxx系（6A02、6013等）和8xxx系（8091等）铝合金，用于制造飞机发动机零件。而腐化主要集中在机身蒙皮、机翼前梁腹、翼梁上下缘条、机身长桁外部蒙皮铆钉处、尾部框条等部位，这些也是腐化疲劳失效的危险部位[5]。
腐化疲劳失效是构件在腐化情况和交变载荷协同/交互作用下所爆发的一种常见失效形式。它不但仅是纯粹的腐化作用和疲劳影响的叠加，在腐化因素和疲劳应力交互下爆发的协同作用，比两者任何一种单独作用影响更大[13-15]。数十年来，海内外学者开展大宗腐化疲劳试验研究，对探究航空航天铝合金腐化疲劳机理、腐化疲劳影响因素及疲劳寿命变革等方面做出了突出孝敬。近年来，又发明了铝合金在腐化疲劳交替作用下疲劳寿命的独吞特征。本文将从铝合金的腐化疲劳机理出发，介绍目前主要的腐化疲劳试验技术，归纳剖析影响腐化疲劳的主要因素和腐化疲劳交替下疲劳寿命的特点，并对铝合金腐化疲劳未来生长趋势进行展望。
1 铝合金腐化疲劳机理
1.1 腐化疲劳裂纹萌生机理
在腐化情况下，疲劳裂纹的萌生是一个庞大的历程，与腐化情况、力学因素、质料因素等密切相关，其中腐化情况具有重要影响，目前研究发明的腐化疲劳机理多以腐化因素为主，主要有以下几种：
1）局部腐化理论。裂纹通常是在腐化情况和循环载荷协同作用下萌生，由质料外貌形成的腐化坑及局部缺陷引起的应力集中造成的[16-17]。目前认为局部腐化中点蚀形成的腐化坑对铝合金疲劳裂纹萌生历程起着重要作用[18-19]，而腐化作用对高应力循环区域疲劳寿命影响不明显，但在低应力区域明显[20]。该理论适用于对点蚀比较敏感，爆发局部腐化的铝合金质料，具有一定的局限性，而关于点蚀不敏感的铝合金质料未爆发局部腐化也能爆发腐化疲劳历程[21]。
2）阳极溶解-膜破裂理论。铝合金外貌钝化膜在外力作用下破裂。有氧化膜�；げ糠趾途植柯懵恫糠衷诟榭鱿伦槌闪嗽绯�，裸露区作为阳极不绝被溶解，直至氧化膜被修复，然后不绝重复膜破裂-阳极溶解-膜修复的历程，从而引起疲劳裂纹萌生。
3）外貌吸附理论。腐化情况中的铝合金外貌会吸附活性物质，使其外貌能降低，外貌强度下降，机械性能降低。此时受到循环应力作用，容易造成疲劳破坏。氢原子在吸附铝合金外貌后，会向内部扩散造成氢脆破坏。
1.2 腐化疲劳裂纹扩展机理
在腐化疲劳历程中，以平滑试样为例，裂纹萌生寿命仅占腐化疲劳总寿命10%，而裂纹扩展寿命则要占到90%。所以腐化疲劳试样的使用寿命以腐化疲劳扩展寿命为主。腐化疲劳扩展机理与萌生机理保存部分相似，主要有三种腐化疲劳裂纹扩展理论：1）形变活化增进阳极溶解机理；2）氢脆机理；3）外貌能下降模型。
早期人们认为铝合金腐化疲劳裂纹扩展以阳极溶解理论为主，阳极溶解机制解释了周期性袒露的裂纹尖端的局部阳极溶解，会加速腐化疲劳的裂纹扩展，如图1所示。阳极溶解机理取决于裂纹尖端处�；つさ钠屏�，以及随后新袒露的新鲜金属外貌的再钝化。腐化疲劳裂纹的扩展速率将由裸露外貌的阳极溶解速率、再钝化速率、氧化膜破裂速率、反应物向溶解外貌的传质速率来控制。
进一步研究发明，基体中铝爆发阳极溶解会生成氢。图2给出了应力作用下爆发氢致开裂裂纹扩展的历程：a）裂纹尖端应力集中，并引起位错运动；b）在应力作用下，氢与位错的相互作用，以及氢原子的扩散，使裂纹尖端氢浓度增高；c）当裂纹尖端的氢浓度抵达临界值时，爆发氢脆，使尖端裂纹向前扩展，然后重复此历程。目前关于腐化疲劳裂纹扩展，人们越来越倾向于氢脆机理，但关于氢是如何扩散进入质料内部，引发氢脆破坏的，还需从合金氢致开裂的微观机理上进行探究。
外貌能下降模型与裂纹萌生机理中的吸附理论相似，该模型与氢脆机理都属于情况导致质料自己的疲劳性能爆发变革，但外貌能下降模型应用规模较小，吸附的活性粒子对证料的作用机理也尚不清楚[24]。
质料的腐化疲劳裂纹萌生和扩展机制均与腐化情况有着密切关系，而裂纹的萌生受局部腐化中点蚀爆发腐化坑的影响较大。阳极溶解机理和氢致开裂理论对裂纹扩展均有较大影响。在阳极溶解主导的腐化疲劳中，裂纹扩展是交变应力和质料外貌在腐化介质中爆发化学反应溶解的历程。在氢致开裂主导的腐化疲劳中，由于氢原子扩散进入基体，使基体爆发氢脆，在交变应力作用下爆发脆性裂纹，并爆发扩展。这两种机理并非独立保存，而是处于两者共存、相互竞争的状态。同时，研究发明腐化疲劳裂纹扩展机理不是单独保存的，往往以某一机理为主、多种机理复合保存[25]。
2 腐化疲劳实验技术
由于质料在真实服役情况中的失效历程极为漫长，很难实现在实际腐化情况下进行疲劳研究。因此，有须要建立在实验室条件下的加速腐化疲劳试验要领，包括实际服役情况与实验室腐化情况的等效和腐化疲劳情况的模拟。
2.1 腐化疲劳情况的模拟
目前，关于腐化疲劳主要以三种耦合形式进行模拟：
1）腐化疲劳同步实验技术，即腐化情况和交变载荷同时作用，直至爆发破坏，所得试验数据是疲劳因素和情况因素协同作用的结果。该类实验操作较为庞大，如图3所示，一般需要在疲劳试验机上自制腐化情况盒，建立腐化疲劳情况条件，以便实现质料在腐化介质下的疲劳耐久性试验和裂纹状态检测�；菩」獾萚26]利用“情况小盒”研究了LY12CZ铝合金在3.5%Na Cl腐化疲劳协同下，p H变革对腐化疲劳裂纹扩展的影响，发明中性情况时，裂纹扩展以阳极溶解机制为主导，但随着p H的降低，这种主导作用逐渐被析氢反应取代，酸性情况下的氢离子使得裂尖质料爆发氢脆，腐化疲劳裂纹扩展速率将大幅提高。王驰全等[27]研究了2种航空铝合金（2E12-T3、7050-T7451）在3.5%Na Cl腐化疲劳协同下的疲劳寿命，发明随着应力水平降低，腐化与疲劳载荷的协同作用增强，疲劳性能下降更明显。
2）预腐化疲劳实验技术，即先腐化成核后，再增加疲劳载荷，直至疲劳失效。据资料显示[5-7]，我***用飞机疲劳加载时间不到日历时间的5%，而95%以上时间处于停飞状态，且高空腐化情况对疲劳强度的影响较小。针对这类飞机一般接纳先地面腐化、后空中疲劳的模型，即接纳预腐化疲劳实验技术。但在飞机沿海航行任务多，疲劳加载时间较长的情况下，就需要考虑腐化疲劳交替作用。研究已发明预腐化造成的损伤会加速疲劳失效历程�；蒲追宓萚28]研究了差别预腐化时间下，7075-T6铝合金腐化坑特征及疲劳裂纹扩展，随着腐化时间的增加，腐化坑外貌尺寸增加，通�；嵊胂嗔诘母踊憔坌纬砂伎哟�，应力水平较高时，保存多个裂纹从单个坑或凹坑簇萌生，并扩展。Liu等[29]对2024-T62铝合金进行预腐化疲劳试验，发明预腐化对疲劳S-N曲线和疲劳裂纹萌生行为有显著影响，但对裂纹扩展行为没有影响。许良等[30]指出由于预腐化损伤的保存，预腐化后的裂纹萌生寿命仅占总寿命的20%以下，疲劳寿命急剧下降。Sankaran等[31]接纳循环盐雾法对7075-T6铝合金进行预腐化实验，发明点蚀会使疲劳寿命降低为原来的1/6～1/8。
在针对飞机用高强铝合金腐化疲劳的研究中，另有基于有限元模拟对腐化疲劳寿命的预测研究。Medina-Pérez等[32]将腐化试验与有限元结合，研究了预腐化机翼的疲劳寿命，准确评估了预腐化飞机机翼的疲劳寿命。Cerit等[33]基于有限元剖析研究了半椭圆形腐化点处的应力漫衍，获得凹坑纵横比（a/2c）是影响应力集中系数（SCF）的主要参数，同时发明高强度铝合金局部（点蚀）腐化处的应力集中，是疲劳裂纹形核的潜在原因。***等[34]接纳弹塑性损伤本构方程和弹塑性损伤演化模型，来评估疲劳损伤，提出了一种连续损伤力学要领，并革新了凹坑演化模型，同时利用ABAQUS数值模拟，有效预测了铝合金的腐化疲劳寿命。吕胜利等[35]利用AFGROW软件模拟了种种腐化损伤和腐化坑深度对试样剩余疲劳寿命的影响，预测了腐化坑引起的应力和裂纹成核位点，建立了一种有效可靠的预测腐化标本疲劳寿命的工程要领。目前，在飞机铝合金的腐化疲劳研究中，预腐化疲劳实验技术的应用广泛而***。
3）腐化-疲劳交替实验技术，是指质料在一定的循环周期下进行情况腐化和载荷疲劳的交互实验。腐化和疲劳两者之间的交互作用，会导致质料的疲劳性能爆发变革。目前，学者们[36]普遍认为飞机在沿�；⊥７攀�，险些不受疲劳载荷作用，是腐化损伤占主导；而飞机在空中服役时，高空腐化情况造成的损伤也可以忽略不计，疲劳损伤占主导。由此认为关于沿�Ｇ榭鱿�，高空航行任务多的军机和频繁起停的民机，服役历程经受腐化和疲劳交替作用，即“腐化+疲劳+腐化+疲劳+···”循环历程。***次交替历程可以等同于预腐化疲劳历程，但一般比预腐化导致的腐化损伤影响要小，之后结构受到腐化损伤后，再遭受疲劳作用，两者以一定周期依次交替。此交替形式也切合可重用航天器多次空天往返及地面修复历程中受到的腐化疲劳作用。陈跃良等[37]为了研究腐化与疲劳的交替顺序对铝合金的寿命影响，将“腐化-疲劳”和“疲劳-腐化-疲劳”试验下的LY12CZ铝合金疲劳寿命作比照，发明后一种条件下的疲劳寿命更长，且增幅随预疲劳寿命的增加而降低，但腐化与疲劳交替顺序对疲劳寿命影响无明显差别。
目前，在铝合金腐化疲劳耦合形式的研究中，预腐化疲劳居多，尤其是针对预腐化爆发的点蚀、腐化坑对裂纹萌生扩展和疲劳寿命的影响，而关于腐化疲劳协同和交替方面还需进一步研究。在庞大交互形式下，多影响因素下的裂纹生长机制尚不明确，对疲劳寿命影响纪律仍无统一定论。
2.2 腐化情况的等效
自然情况袒露试验下能获得真实、可靠、直观的腐化数据，但受试验周期长、本钱高、不易实现的***。为了在试验中获得准确、快速的腐化疲劳试验数据，实验室加速腐化要领的研究意义重大。用较短的时间抵达实际服役情况中数月乃至数年的腐化效果，这就要求体例加速腐化当量情况谱，具体原则如下[38-39]:
1）必须遵循疲劳要害部位局部腐化损伤相等原则；
2）必须能再现实际结构的要害部位在实际服役情况中爆发的腐化损伤形式、特征以及腐化产品组分；
3）确定腐化时间与实际腐化时间的加速当量关系，即在同一可靠度条件下，相同腐化深度对应的实际腐化时间和实验室加速腐化时间的比值；
4）加速腐化当量情况谱应尽量简化，以包管腐化试验情况易于实现。
加速腐化当量关系是实验室情况与实际情况联系的“纽带”，但当量腐化时间简直定仍是海内外研究的一个技术难题。目前加速腐化当量关系确立要领有：
1）以金属腐化电流Ic相等为准则确当量折算法；
2）基于腐化损伤相等，则疲劳强度（寿命）相同的疲劳强度比照法；
3）以腐化损伤相同为准则的腐化水平比照法。
但前两种要领在工程上难以测定实际结构腐化电流Ic和结构要害部位疲劳寿命，且两者在时间和经费上消耗大，难以广泛应用。因此，腐化水平比照法在确定加速腐化当量关系的实际应用中有效可行。
张胜等[40]基于万宁试验场情况对2024-T4铝合金试样进行了7、12、20年的袒露测试，之后进行了大气预腐化疲劳试验，以试样厚度为腐化损伤的特征量，凭据腐化损伤特征量相等的原则，确定加速度当量关系，提出了一种模拟沿海大气腐化的实验室加速腐化测试要领，但确定的加速当量关系只适用于爆发剥落腐化后。刘成臣等[41]对2A12质料进行海洋情况自然袒露试验和实验室加速腐化试验，以点蚀形成的腐化坑深漫衍纪律，权衡腐化水平的一致性，获得了腐化水平在95%置信度下，加速腐化时间和自然袒露时间确当量关系。腐化情况的等效重点是建立腐化当量情况谱，当量腐化关系简直定，必须要有大宗的加速模拟试验数据及结构要害部位的腐化损伤试验数据，再进行理论剖析推导，并建立数学模型得出，实验周期较长，难度较大。
3 腐化疲劳影响因素
3.1 质料因素
差别质料的身分、组织、热处理状态差别，其耐蚀性也差别，直接导致耐腐化疲劳性差别。研究发明，当5xxx的Al-Mg合金中Mg含量大于3.5%时，沿晶界析出β相（Al3Mg2）作为阳极优先溶解，容易爆发晶间腐化和应力腐化倾向[42]。同时，铝合金中Zn、Fe、Cu、Sn等元素的保存，也会降低合金的耐蚀性，关于不含Cu元素的7xxx系列合金（Al-Zn-Mg），其具有较好的耐蚀性。在Al-Mg-Si合金A6061中，Sn含量为0.03%时，可以细化晶界，提高耐蚀性。然而，Sn含量较高（0.4%）时，会形成阳极Mg2(Si,Sn)相，爆发严重的腐化[43]。但随着Sc、Zr元素的加入，具有细化晶粒及再结晶的增进作用，对合金晶间腐化和剥落腐化有很好地抑制作用，但Sc、Zr元素复合微合金化对腐化疲劳性能的影响还需进一步研究。
与2xxx和7xxx系列可热处理强化合金相比，3xxx和5xxx系列不可热处理强化合金一般具有更高的耐蚀性[44]。2024铝合金中保存的Al2Cu Mg和Al2Cu金属化合物能很好地改善其机械性能，但增加了爆发局部腐化的可能，主要是因为引起了晶间腐化的敏感性[45]，通常需要进行人工时效或外貌处理来提高耐蚀性能。Moutarlier等[46]发明2024铝合金经过阳极氧化后，在Na Cl溶液中的耐腐化性明显提高。Gadpale等[47]发明2014铝合金在较低的时效温度和较短的时效时间下，具有较高的耐蚀性，这是因为其析出相在基体中均匀漫衍。Niu等[48]剖析了2024和7075铝合金搅拌摩擦焊异种焊接的剥落腐化性能，发明2024铝合金具有***佳的耐腐化性能，***大腐化深度比7075母材小约0.6 mm。2024铝合金搅拌侧中不连续漫衍的晶界析出物和无析出物区，可降低前进侧的晶间腐化水平。同时指出晶粒巨细差别，晶间腐化敏感性也差别，焊接接头前进侧的细小再结晶晶粒体现出比母材更高的晶间腐化敏感性。
Holtz等[49]研究发明5083-H131铝合金腐化疲劳性能与晶界析出相有关。Mc Mahon等[50]研究了差别身分（AA5083和AA5456）的两种合金在回火状态（-H131、-H116和-SHTQ）下的腐化敏感性，关于恒定的-H116高温，富含Mg的AA5456对晶间应力腐化的敏感性低于AA5083。因2xxx和7xxx系铝合金具有较低的耐蚀性，目前腐化疲劳的主要研究集中在此类合金中，在6xxx和8xxx铝合金方面研究较少。Kairy等[51]研究了时效处理下Cu含量对6xxx系铝合金亚稳态点蚀行为的影响。得出过时效处理会形成较大的析出物，抗点蚀性***大。通过在0.1 mol/L Na Cl溶液下的电化学测试，发明随Cu含量的增加，点蚀速率降低。由于Li元素的化学性质生动，铝锂合金在庞大情况下的腐化敏感性较高。目前，大宗研究致力于通过合金化[52-53]和热处理[54-55]，来改变析出相的种类和漫衍，从而改善合金的腐化敏感性。AA8090-T81合金在海水中易遭受孔蚀破坏，且显微组织的不均匀性将增加其孔蚀敏感性，而AA2090Al-Li合金在进行时效处理时，组织中会保存晶界析出的Al2Cu相，亚晶界及位错处析出的Al2Cu Li相，沿晶界及亚晶界边沿形成贫Cu的无沉淀带（PFZ),PFZ组织对其腐化性能有很大的影响[56]。身分影响组织，组织决定性能，差别身分的质料具有差别的耐蚀性，添加元素的差别也会导致耐蚀性变革，而质料的组织、析出相、热处理等都会影响腐化敏感性变革，差别质料的腐化疲劳性各有特点，还需要进行广泛的研究。
3.2 情况因素
3.2.1 介质及浓度的影响
航空航天用铝合金所处腐化情况具有明显的地区特征。内陆情况下保存湿润大气、工业大气对证料的影响；沿�Ｇ榭鱿卤４婧Ｑ蟠笃秃Ｋ灾ち系挠跋�。由于海洋大气和海水形成的是具有高含氧量、高盐雾的腐化情况[57]，对证料疲劳性能影响尤为强烈。在实验室模拟海洋情况试验中，常接纳质量分数为3%～3.5%的Na Cl溶液加以模拟[58]。学者们[59-60]研究发明差别腐化介质对7xxx系铝合金腐化疲劳寿命的影响顺序为“油箱积水>盐水>盐雾>湿润空气>实验室空气”，并发明了腐化介质中Cl-的保存会加剧试样的应力集中效应。别的，差别腐化介质对疲劳裂纹扩展速率的影响也差别，7xxx系铝合金在3.5%Na Cl腐化情况比空气中的裂纹扩展速率提高了1倍。在低?K规模内，LY12-CZ在盐水中的裂纹扩展速率是空气中的3倍，并随着?K的增加，影响逐渐减弱。Prabhu等[61]评估了6xxx系Al-Mg-Si合金划分在差别浓度的H3PO4和Na OH溶液中的腐化行为，发明与H3PO4溶液相比，Na OH溶液中的腐化速率明显更高，并且腐化速率随着酸、碱的浓度和温度的升高而增加。腐化介质浓度对裂纹扩展速率影响显著。图4为LY12-CZ铝合金在3.5%Na Cl溶液和5.0%Na Cl溶液下的断裂形态，以形成的条纹尺寸来比较裂纹扩展速率，Yang等[62]发明在5.0%Na Cl溶液下的疲劳裂纹扩展速率比3.5%Na Cl溶液下的裂纹扩展速率快约4～6倍，说明腐化液浓度增加，氯离子对钝化膜破坏增加，差别浓度下同种腐化介质对裂纹扩展速率影响很大。另外研究还发明，腐化液作用时间越长，对铝合金外貌损伤越大，腐化液流速越快，腐化介质更容易***作用在质料外貌，且由于溶液流动冲洗作用，容易将腐化产品从质料外貌剥离，疲劳寿命越短。
3.2.2 温湿度的影响
情况温度与湿度的变革都会影响高强铝合金的腐化疲劳寿命。在高湿度情况下，水蒸气和氧含量较高，容易在质料外貌爆发反应，生成原子氢，在循环载荷作用下引发氢脆，加速裂纹扩展速率。随着湿度的降低，裂纹扩展速率降低，在空气和湿润空气中的裂纹扩展实验（实验室进行）证明了这一点[63]。较高的温度会提高介质活性，加速腐化介质在试样外貌的化学反应，加速腐化坑的形成，增进裂纹萌生。在高的腐化温度下，高强铝合金腐化疲劳寿命会降低，如图5所示，腐化温度由25℃升高到75℃时，合金平均疲劳寿命均降低，且温度越高，平均疲劳寿命降低越多[64]。
3.2.3 p H值影响
高强铝合金在2
[65-66]。航天铝合金7075在差别p H值下的裂纹扩展速率变革如图6所示，随着p H值的降低，溶液腐化性增强，合金的临界应力强度因子降低，裂纹扩展速率提高，加速了腐化疲劳的破坏。在酸性腐化情况中，p H值的降低会造成氢离子浓度增加，增进高强铝合金外貌钝化膜的溶解，导致氢脆或通过金属阳极溶解增进裂纹扩展[67]；在中性腐化情况下，疲劳裂纹扩展加速作用是以阳极溶解为主导；碱性腐化情况下，溶液中由于氧化还原反应的爆发，生成Al(OH)3等氢氧化物沉淀，形成钝化膜，抑制裂纹尖端阳极溶解，裂纹扩展速率降低。生海等[68]发明2024-T351铝合金在p H=5～7的Na Cl溶液中，其外貌可生成稳定的氧化膜，在p H=3的Na Cl溶液中，铝合金外貌难以形成稳定保存的氧化膜，基体金属与腐化液直接接触爆发溶解。实验室研究海洋情况影响时的p H值一般取2～7。
3.3 力学因素
3.3.1 应力比的影响
应力比对腐化疲劳裂纹扩展速率有着显著影响，一般来说，随着应力比的提高，裂纹扩展逐渐速率提高。李春艳等[70]测定了差别应力比下（R=0.1、0.3、0.5）的da/d N-?K曲线，发明随着R值的增加，疲劳裂纹门槛值逐渐减小。Sabelkin等[71]研究了3.5%盐水情况下7075-T6铝合金中腐化坑向裂纹的转变历程，发明在相同腐化情况中，裂纹萌生周期会随着施加的疲劳应力增加而减小。Liu等[72]对2024-T62铝合金在差别应力比下的预腐化实验进行了研究，发明在实验室空气中，R=-1时保存小裂纹效应，而R=0.06时不保存；在3.5%Na Cl溶液下，R=-1、0.06时，均未泛起小裂纹效应，说明预腐化下的小裂纹效应不明显。但在R=0.06时，差别腐化介质对裂纹扩展影响基内幕同。腐化疲劳裂纹扩展速率有着明显的门槛特征，由Paris公式可知，其随着应力强度因子?K的增加而增大，但当?K接近门槛值时，裂纹扩展速率随应力比的增大而不绝升高。当在高ΔK水平区域，差别应力比下的裂纹扩展速率相差不大�？梢匀衔�，应力比主要影响近门槛值区域的腐化疲劳裂纹扩展。
3.3.2 加载频率影响
加载频率的崎岖对裂纹扩展速率有着重要影响，但对其影响机理还需进一步验证。人们普遍认为，较低频率更有利于腐化情况和循环载荷之间的协同作用，容易增进裂纹扩展[73-74]。在1～10 Hz下，加载频率越低，腐化疲劳裂纹扩展速率越高[69]，解释为加载频率的降低使得腐化时间相对延长，腐化爆发的氢由裂纹尖端向内部扩散充分而造成氢脆，加速裂纹扩展。但实验发明当频率低于1 Hz时，其裂纹扩展速率明显低于较高频率，并且在0.1 Hz和1 Hz之间险些未发明裂纹扩展的差别。Menan等[75]学者发明还保存负频率依赖性，即Al-Cu-Mg合金在盐溶液中的裂纹扩展速率随频率降低而降低，并且在Al-Zn-Mg合金中也视察到了类似的效果。由此提出了两种假设：一种是低频下形成的裂纹闭合效应，腐化引起的闭合效应在该频率规模内抵达饱和；另一种是钝化膜的爆发与阳极溶解和/或氢脆机理之间的竞争作用[76]。李旭东等[77]提出了加载频率对航空铝合金腐化疲劳裂纹扩展速率的影响模型，实验验证仅适用于稳态扩展区，关于接近瞬断区的裂纹扩展评估结构偏低。Shafiq等[78]还证明了在较低的负载频率下，腐化疲劳裂纹扩展速率随加载频率的增加而减小，频率对裂纹扩展的影响与质料耐腐化性能息息相关。因此，频率作为要害因素，它对腐化疲劳裂纹扩展速率的影响尚未澄清，需要针对多种差别质料开展研究，揭示其对腐化疲劳裂纹行为的作用机理。
3.3.3 加载波形影响
波形作为频率和应力强度因子规模（ΔKi）的函数，主要从频率和保载时间上影响铝合金的腐化疲劳性能。加载波形包括正弦波、三角波、方波、锯齿波等。不管波形如何，在高应力区保载时间越长，裂纹扩展速率（FCGRs）都会增加，腐化情况下还易诱发应力腐化加速失效历程。Menan等[79]研究了2024铝合金在正弦波和锯齿波下的裂纹扩展速率（FCGRs）的变革，如图7所示，发明频率为1 Hz时，在负锯齿波下的FCGRs与在高频下测得的FCGRs相似，高于在正弦信号下同频率测得的FCGRs。而不考虑周期连续时间，在正锯齿波下，相同频率下的流传比正弦波形慢�？锪值萚80]对未腐化试件按高-低加载顺序进行疲劳试验，发明其临界累积损伤小于1；而在低-高加载顺序下，临界累积损伤大于1。但预腐化后试件的疲劳损伤累积纪律则泛起出相反的纪律。
3.4 交替因素
腐化疲劳影响***庞大的就是腐化情况和循环应力之间的交互作用，这种交互作用是指腐化情况与交变载荷疲劳之间的相互作用，即在一定的周期内进行交替。多次交替情况下，需要考虑腐化疲劳损伤累积特点。疲劳损伤随着施加的载荷循环而累积增加，导致质料随腐化时间而破坏。姚卫星等[81]提出了基于LY12-CZ铝合金在交替腐化或循环载荷下的累积疲劳损伤规则，获得了在腐化时间、载荷水平和循环周次的差别组合下，与试验结果良好吻合的剩余疲劳寿命。李晓虹等[82]对2A12铝合金的腐化疲劳交替试验损伤行为进行了研究，腐化和疲劳的耦相助用会加剧疲劳寿命的降低。腐化疲劳交替历程越频繁，对试样的损伤越严重。
在诸多影响因素中，单位腐化时间和单位疲劳周次对腐化疲劳交替历程的影响尤为重要。而腐化交替频数影响试样的单次腐化时间，在总腐化时间一定的情况下，腐化疲劳交替频数越高，相对腐化时间越短，疲劳在交替历程中占主导职位，疲劳寿命相对较高。崔腾飞等[83]对7B04-T6铝合金进行等效实验，实验室周期浸润加速腐化192 h（当量等效于外场袒露12个月），以此模拟外场腐化2、3、6、12个月情况，并划分进行了1次、2次、4次和6次的腐化疲劳交替频数试验，如图8所示（n代表交替频数），研究证明了腐化疲劳交替频数增加，疲劳寿命相对增加。这是因为交替频数决定腐化时间，腐化时间越长，越容易导致应力集中，从而增进疲劳加载阶段微裂纹的萌生和扩展，为下一次腐化提供了更多的腐化通道，导致更严重的破坏。陈跃良等[84]研究发明腐化疲劳交替寿命可能凌驾总的疲劳寿命，这意味着交替试验可提高疲劳寿命。
陈亚军等[84]研究了7075-T651航空铝合金在恒定单位疲劳周次n和差别单位腐化时间t下，腐化交替多轴疲劳行为的影响纪律，当交替历程中疲劳周次一定，随着交替频数的增加，总腐化时间越长。图9为试样外貌形貌随交替频数改变的变革，当t=6 h时，在腐化和多轴疲劳载荷的不绝交替下，损伤累积加剧，之前的腐化损伤会加速疲劳裂纹萌生与扩展。腐化时间增长后，腐化损伤占主导职位，大大降低疲劳寿命，直至累积损伤抵达***大值，爆发断裂失效。
当单位腐化时间与疲劳周次在交替历程中同时变革时，张海威等[85]提出以航行强度=疲劳循环周次/腐化天数，来界说加载模式对LY12CZ铝合金腐化疲劳交替寿命。如图10所示，航行强度越大，标明疲劳因素影响越大，腐化影响较小，在相同的航行强度下，单次疲劳周次越大，腐化疲劳寿命越高。同时，腐化疲劳交替下疲劳寿命均大于预腐化疲劳寿命。而当单次腐化时间和疲劳周次成比例变革时，无法简单地判断腐化或疲劳的损伤水平，需要比较两者的影响水平和主导职位。目前关于腐化疲劳交替作用下对寿命影响纪律方面还没有获得一定的纪律。
4 结论与展望
本文主要综述了近年来航空航天铝合金腐化疲劳的研究现状。腐化疲劳是一个极为庞大的问题，影响因素庞大多变。目前的研究多集中在预腐化疲劳方面，关于对腐化-疲劳协同/交替作用下的腐化疲劳问题的研究还处于起步阶段，对腐化-疲劳协同作用下的裂纹萌生、扩展机制机理、疲劳性能影响、疲劳寿命等方面的研究另有待进一步探索，仍有以下几个方面需进一步研究：
1）腐化-疲劳协同/交替作用下的疲劳行为变革纪律及相关机制机理。腐化疲劳的研究是要准确获得在确定诸多影响因素、差别腐化疲劳机制、差别裂纹形式下的疲劳寿命预测，建立能够有效预测腐化疲劳寿命的模型。
2）腐化时间确当量等效。在腐化疲劳实验研究中，通常在加速腐化情况下进行试验，可是自然情况下的实际腐化时间与实验室建立的腐化时间之间没有成熟的等效关系，难以确保实验室加速腐化研究中试验结果的可信度。
3）腐化疲劳损伤演化。腐化疲劳的损伤演化是一个极其庞大的问题，对证料和情况具有很高的依存性，需要开展大宗实验进行腐化疲劳损伤演化模型的研究。
4）数值模拟与实验研究有机结合。利用模拟仿真技术，将理论与实践相结合，即将数值模拟与实验研究有机结合起来，对铝合金腐化疲劳问题的研究意义重大。
来源：中国腐化与防护网
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