刘治国，孙 强，李旭东

（海军航空大学 青岛校区，山东 青岛 266041）

0 引言

腐蚀疲劳是循环交变应力与腐蚀环境共同作用的失效形式，Haigh 于1917年首次提出腐蚀疲劳概念，McAdam 于1929年首次开展腐蚀疲劳试验[1]。其中，航空装备铝合金材料腐蚀疲劳问题自20 世纪50～60年代由基础理论研究逐渐转向应用研究方面。截至目前，航空装备铝合金材料腐蚀疲劳问题研究已取得了丰硕的成果，对飞机结构寿命评估、可靠性分析、安全性分析等工作提供了扎实的理论分析与试验验证支撑。

航空装备铝合金材料腐蚀疲劳问题主要涉及腐蚀科学、材料学、断裂力学、损伤力学、统计学、裂纹学、失效分析等诸多交叉学科以及腐蚀试验、疲劳试验、腐蚀疲劳试验、预腐蚀疲劳试验及断口分析、无损检测、原位检测等多种试验方法及检测手段。航空装备铝合金材料服役环境下腐蚀类型主要为点蚀，且疲劳裂纹可由点蚀损伤位置萌生，因而诸多研究的关注点聚焦在以下研究方向：点蚀失效行为研究、点蚀萌生裂纹行为研究、点蚀萌生的疲劳裂纹扩展规律研究、点蚀对疲劳寿命影响研究。上述4个方面又可细分为诸多研究分支：点蚀行为机理研究、点蚀损伤形貌特征及其演变规律研究、点蚀损伤分布规律研究、点蚀损伤尺寸与等效初始裂纹尺寸间关系研究、点蚀萌生裂纹规律研究、点蚀萌生裂纹影响机制研究、短裂纹扩展规律研究、点蚀损伤对裂纹扩展行为影响研究、点蚀萌生裂纹扩展寿命预测方法研究等诸多方面。

随着航空装备服役年限延长，其铝合金结构材料服役环境下点蚀失效问题日益突出，点蚀损伤在疲劳载荷作用下萌生疲劳裂纹问题已成为严重制约装备发展的关键技术瓶颈之一，其引发的失效问题更是严重影响其可靠性和安全性，因此，有必要对航空装备铝合金结构材料点蚀失效及点蚀萌生裂纹问题的机理与规律进行深入研究。本研究对上述2个核心问题研究进行综述介绍与总结，并针对问题展望其后续研究方向。

1 航空装备铝合金结构材料点蚀失效行为研究

点蚀失效是航空装备铝合金结构在使用过程中典型性和多发性腐蚀损伤形式。国内外结合老龄飞机定寿、延寿需要，对航空装备铝合金结构点蚀失效行为开展了深入持久的研究，研究方向主要聚焦在点蚀萌生机理、点蚀损伤形貌演化规律及其建模分析、随机性过程方法分析点蚀行为以及点蚀行为影响因素分析等方面，研究方法通常为将7000/2000 系列铝合金于3.5%、5.0%（质量分数）NaCl 溶液或标准EXCO 溶液中浸泡进行点蚀试验，并借助微观检测手段，基于电化学机理和铝合金微观结构进行分析。

关于点蚀萌生机理，目前普遍的看法是铝合金点蚀是电化学过程，遵循法拉第定律。D.Gary Harlow[2]、Robert P.Wei[3]等认为，铝合金的组成粒子与铝基体之间存在电位差，具有腐蚀的倾向性，由其建立的化学反应方程可以看出，铝合金点蚀失效是氧化、破裂、再氧化、再破裂……的循环往复过程，铝离子逐渐溶入溶液中，产生点蚀损伤。S.Ishihara 等[4]与上述观点一致，认为铝合金点蚀失效是阳极溶解的过程，阳极溶解的速度与腐蚀电流相关，腐蚀电流与点蚀周期、点蚀深度与点蚀周期之间存在指数函数关系。

在铝合金点蚀形貌建模/演化规律方面，一些研究者认为，点蚀扩展过程遵循常体积规律，结合阿赫尼斯方程并假设点蚀损伤的形状为半椭球体或半球体，进行建模，由此得到点蚀损伤尺寸与点蚀周期为1/3 次方的指数函数关系[2-3,5]。

由于组成粒子分布的随机性，因而铝合金点蚀失效过程从本质上看是随机性过程，有学者基于随机性过程方法开展点蚀失效行为研究。N.Murer 等[6]认为铝合金点蚀萌生是亚稳态过程，而点蚀扩展是稳态过程，通过2024 铝合金于3.5%NaCl 溶液中点蚀噪声电流检测方法，建立点蚀损伤累积的蒙特卡洛模型，研究显示，点蚀萌生率随时间先呈线性增长，后呈指数性递减关系变化；A.Valor 等[7]分别采用泊松过程和非一致的马尔可夫过程对点蚀萌生过程和点蚀扩展过程建模，并用极值统计确定连接萌生和扩展过程的最大蚀坑深度，研究显示，其萌生时间服从威布尔分布。

K.van der Walde[8-10]等采用断口分析对点蚀形貌特征进行验证分析。通过扫描电镜等微观检测手段，对预点蚀铝合金试件疲劳断裂断口进行图像分析，通过点蚀损伤几何尺寸绝对值、几何参数比值以及点蚀损伤密度等量化值表征点蚀损伤形貌特征，并获取上述量化值随点蚀周期的变化规律。研究显示，铝合金点蚀损伤形貌并非全部为理论研究认为的椭球体或半球体，有的呈非规则形貌。原因分析认为，铝合金点蚀过程受多种因素影响，若主要考虑材料本体，则点蚀过程主要受环境因素和微观结构因素影响，若考虑飞机使用规律，则其点蚀失效过程还受载荷因素影响。

微观结构因素影响方面：Kimberli Jones 等[10]采用扫描电镜分析7075 系列铝合金微观结构对其点蚀行为的影响，认为点蚀更易在晶粒边界处萌生。Robert P.Wei[3]、D.Gary Harlow[11]等基于试验、理论和仿真研究了组成粒子对7075 和2024两种铝合金材料点蚀行为的影响，认为铝合金点蚀由其表面附近的粒子束引起，其后续扩展行为受粒子尺寸、粒子空间位置以及粒子成分等微观结构影响，其中铁粒子易诱发铝基体萌生点蚀。上述学者进一步采用统计方法进行分析，发现粒子表面积可以采用三参数威布尔累积分布函数进行描述，并可通过极大似然性方法对函数中参数进行估计，发现表面积大的粒子萌生点蚀概率较大，同时，铝合金组成粒子密度、形状、方位受材料加工工艺、辊压方向的影响，在不同方向存在较大差异，因而铝合金试件不同方向上点蚀失效行为存在差异。

环境因素影响方面：J.Rajasankar 等[4]通过试验，开展了点蚀方式、温度与时间对点蚀失效行为的影响，研究发现溶液滴入方式较溶液浸泡方式下的蚀坑密度、蚀坑扩展速率快，随着温度升高，蚀坑扩展速率呈非线性递增，在点蚀初期，蚀坑扩展较快，而在后期，蚀坑扩展处于缓慢的稳定状态。

载荷因素影响方面：K.van der Walde[8]、D.Gary Harlow 等[11]通过试验研究发现，循环载荷作用下，蚀坑萌生率是无载荷或拉伸载荷作用下蚀坑萌生率的3～4 倍，但载荷频率对蚀坑萌生率的影响可以忽略。机理分析表明，应力水平高，易在铝合金位错区产生应力集中而使其氧化膜破损或削弱，为电化学点蚀扫清障碍，点蚀更易萌生，实际应力水平越高，这种趋势愈明显。循环载荷对点蚀扩展行为影响的机理与应力水平相类似，循环载荷作用下，材料缺陷、位错聚集区以及晶粒边界易产生破坏，可为点蚀继续扩展创造条件。

国内学者为获取铝合金点蚀对其结构疲劳寿命的影响因素，分别以LY12、LC4 等型铝合金为研究对象开展了点蚀失效行为研究，普遍认为点蚀蚀坑深度是度量腐蚀损伤的重要物理量[12]，因而根据试验数据或飞机服役环境下点蚀损伤数据，从概率角度对蚀坑深度的分布类型进行统计分析，认为蚀坑深度遵循Gumbel 或正态对数分布。刘治国、李玉海等[13-14]则以LD2、LC4 系列铝合金为研究对象，开展材料试件的加速模拟腐蚀试验，基于统计分析、时间序列方法建立点蚀深度、点蚀宽度等尺寸等参量随腐蚀周期演变的动力学规律。除上述蚀坑深度、宽度等几何指标外，部分学者还将分形维数、失重率、点蚀率等作为特征损伤指标进行研究；朱做涛、许成龙等[15-16]以铝合金表面点蚀率为指标，开展了点蚀率所对应的腐蚀等级随时间变化规律；高庆吉、许述剑等[17-18]运用腐蚀图像处理技术，精确得到试件腐蚀损伤比重参量，通过该参量对点蚀行为进行描述；张川、张有宏[19-20]则选取表面损伤度、蚀坑张开角等表征点蚀损伤形貌的特征量，进行铝合金点蚀行为规律研究。

点蚀行为影响因素方面，王逾涯、李旭东等[21-22]基于铝合金电化学腐蚀机理和铝合金微观结构，以点蚀蚀坑尺寸为研究参量，对LY12CZ、LD2 铝合金点蚀扩展行为进行建模研究，并对铝合金点蚀行为的影响因素进行了分析。

2 航空装备铝合金结构材料点蚀萌生裂纹失效行为本体研究

航空装备铝合金结构材料点蚀萌生裂纹失效行为研究是疲劳寿命评估、预测的起点和基础，涉及材料微观结构、载荷、环境介质等多种因素，诸多学者通过疲劳试验并结合理论分析的方式对该问题开展研究。

Pao 等[23]采用在试件中间开盾形缺口、轴向加载的方法原位观测裂纹，他们发现预腐蚀条件下，盾形缺口萌生裂纹的速率是没有预腐蚀试件裂纹萌生速率的2～3 倍，但由于点蚀造成的试件表面粗糙而影响了原位观测裂纹精度，学者们改用人为制造点蚀损伤来代替真实点蚀损伤，Perez等[24]采用这种方法进行2024/7075 系列铝合金裂纹萌生与扩展行为研究，通过试验，学者们都发现了在少量循环疲劳载荷作用下，裂纹即由蚀坑位置萌生。

K.van der Walde[8]、Kimberli Jones[25]采用疲劳试验结合断口分析方法开展研究，发现预先点蚀试件在一定的疲劳循环后即由点蚀部位萌生裂纹，断口分析表明蚀坑萌生裂纹的位置大都位于蚀坑侧边或蚀坑底部，并且在一定疲劳循环后有多裂纹萌生现象。Kimberli Jones 等[25]同时发现低应力水平下，点蚀到裂纹转变过程受多种因素影响，其中微观结构因素更容易影响到裂纹转变和扩展，材料初始不连续状态对此也影响较大，任何具有适当形状和尺寸的组成粒子都有可能萌生疲劳裂纹，点蚀可加剧这种状况，尤其是在基体围绕粒子处产生点蚀坑的情况下。

结合上述文献普遍认为点蚀处的应力集中效应导致并加速了裂纹萌生的观点，相关学者对点蚀萌生裂纹失效行为的影响机制开展了定量分析[26-29]，通常通过有限元建模、将点蚀简化/等效为半椭球体或半球体的方法进行分析。其中，Ramana M.Pidaparti 等[28]以2024-T3 铝合金为研究对象，基于原子力学显微镜观测得到的蚀坑形貌，采用CAD 建模、有限元分析方法，对其点蚀形貌与应力分布关系进行研究。结果显示，最大应力发生在点蚀坑深度最深位置上，且应力分布规律随着时间变化而变化，这是因为时间改变后点蚀坑形貌也随之变化，因而其对应的应力分布发生改变。Yongfang Huang 等[29]对此问题的研究更加深入一步，通过扫描电镜对7075-T6 铝合金预腐蚀疲劳试件断口形貌观测，获取点蚀形貌三维参数，将其视为半椭球体，基于线弹性断裂力学对蚀坑有限元模型进行分析，建立了点蚀坑处产生的应力集中系数与表征蚀坑形貌的特征参数的函数关系。结果显示，表面宽度大、深度深的点蚀坑能够产生较大的应力集中效应，易在疲劳载荷作用下萌生裂纹。这一结论与文献[8,23,25]的研究结论相接近，这证实了多个点蚀形貌特征，诸如点蚀深度、AR 值（蚀坑宽度与长度之比）、蚀坑面积、蚀坑内部尺寸等，对决定点蚀到裂纹的转变起重要作用。

点蚀处的应力集中效应势必改变其周围的应力分布，由断裂力学可知，控制裂纹萌生与扩展的应力强度因子幅值ΔK势必也随应力分布改变而改变，V.Sabelkin 等[30]从此角度对7075-T6 铝合金点蚀萌生裂纹行为开展试验研究与理论分析，其中，G Joshi 等[31]对铝合金贯穿蚀坑、角蚀坑于实验室空气环境和盐水环境下裂纹萌生行为进行研究，发现盐水环境下的蚀坑萌生裂纹寿命较短，贯穿裂纹萌生寿命小于角裂纹萌生寿命，并且裂纹萌生寿命随应力幅值增加而减少，研究认为蚀坑形貌影响其萌生裂纹行为。V.Sabelkin 等[32]建立了蚀坑萌生250 μm 长度裂纹时的寿命与应力幅值Δσ和应力强度因子ΔK的关系，结果显示，在同一环境下，贯穿蚀坑萌生裂纹需要的Δσ小于角蚀坑萌生裂纹需要的Δσ，而对ΔK而言，角蚀坑萌生裂纹所需的ΔK小于贯穿裂纹所需的ΔK，而在两种环境下，点蚀萌生裂纹的行为在机理上都是平面位错机制。V.Sabelkin 等[33]针对点蚀萌生裂纹行为研究，建立了蚀坑萌生250 μm 裂纹时的寿命与实际应力的对应关系，研究发现：蚀坑萌生裂纹寿命先随实际应力增加而减少，这是因为在低应力水平下，蚀坑前缘先形成多个微观裂纹，由此降低了萌生寿命。其后随实际应力增加而增加，这是因为已萌生的裂纹前缘在高应力水平下形成塑性区，由此增加了裂纹扩展所需的循环数。

从上述研究可以看出，点蚀萌生裂纹行为受多种因素影响，如蚀坑形貌、应力分布以及载荷状况，某些情况下，蚀坑萌生裂纹寿命/周期较长。但上述研究认定的裂纹萌生时是以裂纹长度为250 μm为基准，这种方法忽略了裂纹萌生的物理本质，也带来了不必要的麻烦，因此文献[34]采用基于断裂力学的裂纹扩展速率定义裂纹萌生，阐述ASTM-E647 疲劳试验标准，标准中建议da/dN=10−7mm/cycle，则其对应疲劳裂纹萌生，对应的应力强度因子为应力强度因子门槛值ΔKth，此标准给出了定义裂纹萌生寿命坚实的物理参数基础，而非任意选择一个裂纹长度值，如上述文献中提及的250 μm。与文献[34]观点类似，G.S.Chen 等[35]通过开展2024 铝合金腐蚀疲劳试验，认为点蚀萌生裂纹是点蚀扩展与裂纹扩展相互竞争的结果，并提出两条点蚀萌生裂纹的判据，分别为应力强度因子门槛值判据和裂纹扩展速率大于点蚀扩展速率判据，假设蚀坑为半椭球体形貌，给出了萌生裂纹的点蚀蚀坑尺寸与应力水平和载荷频率的定律关系函数。

目前，国内在此方面的研究主要集中在腐蚀疲劳裂纹扩展行为研究以及点蚀对疲劳寿命的影响研究，而对点蚀萌生裂纹的行为本体研究开展较少。有研究者开展了蚀坑萌生裂纹的条件研究。张川[19]开展LC4CS 铝合金点蚀试验，通过张开角定义蚀坑形貌，并将其与蚀坑萌生裂纹行为相关联，定义萌生裂纹的危险蚀坑评判标准，认为张开角小于1°的蚀坑易萌生裂纹；张有宏[20]以LY12CZ 材料为研究对象，采用有限元方法定量分析了平均腐蚀深度和表面损伤度两个指标对蚀坑应力分布的影响，进而给出易萌生裂纹的点蚀损伤部位；李旭东等[36]通过开展6A02-T6 预先点蚀试验和预点蚀后疲劳试验，对其点蚀萌生裂纹行为进行研究，建立了表征点蚀损伤特征的组合参量，由其分析对蚀坑局部应力应变以及萌生裂纹能力的影响，结果显示，蚀坑深度对裂纹萌生影响明显。

在铝合金点蚀萌生裂纹的行为本体研究方面，Li Xu-Dong 等[37]开展了6561-T6 铝合金的预先点蚀试验和预点蚀后疲劳试验，在疲劳试验过程中通过原位扫描电镜观测方法，研究表面疲劳裂纹的萌生与早期疲劳短裂纹扩展行为，研究表明蚀坑形状与裂纹萌生位置、扩展方向之间存在关联，裂纹通常在较大蚀坑处萌生，并且随点蚀程度增加，存在多裂纹萌生行为，蚀坑分布位置对裂纹扩展具有吸附作用，点蚀萌生的表面裂纹扩展非一直沿垂直于载荷方向扩展；李旭东等[36]继而假设萌生裂纹蚀坑为半椭球体，基于断裂力学，采用有限元建模方法对蚀坑萌生裂纹过程中的几何尺寸变化规律进行研究，结果显示蚀坑萌生的裂纹形状变化历程仅仅依赖于该腐蚀坑的初始形状，与LC9 铝合金点蚀萌生裂纹试验结果相吻合；叶序彬等[38]开展了2024 铝合金的预点蚀疲劳小裂纹试验，对该材料腐蚀损伤萌生裂纹行为进行研究，结果显示，小裂纹大都在腐蚀坑底部位置萌生，形貌特征为半椭圆形，裂纹萌生寿命约占疲劳寿命的15%～25%。

3 总结与展望

综上所述，针对航空装备铝合金材料的点蚀萌生裂纹失效行为，国内外开展了大量试验分析及理论研究，发现诸多规律并取得诸多研究成果，本研究对其行为机理与规律的研究进行了归纳与总结，这对于航空装备铝合金结构中腐蚀疲劳寿命分析有很大帮助。但是，从上述综述中可见，针对新型航空铝合金材料，国内外的相关研究存在以下几方面不足，应在后续的研究中加以拓展与深入。

1）从研究对象上看，国外主要集中在2000/7000 系列铝合金方面，国内主要集中在LY12/LC4/LD2 系列铝合金方面。而国产新型航空铝合金材料，如7B04、2B06 等系列铝合金则几乎没有涉及，但这些铝合金材料目前已开始大量应用于国产新型航空装备，因此有必要针对这些材料开展相关点蚀失效以及点蚀萌生裂纹的失效分析研究。

2）从点蚀试验的开展方式来看，国内外研究主要以ASTM G110/ASTM E 407 标准中规定的腐蚀溶液（以EXCO 溶液为主）或3.5%、5.0%NaCl溶液为主开展点蚀试验，而模拟航空装备服役环境的仿真点蚀试验方式较少，航空铝合金由上述溶液点蚀后萌生裂纹行为势必与其在服役环境下点蚀萌生裂纹行为关联性较差，因而上述文献中提及的点蚀方法应用于航空装备铝合金结构腐蚀疲劳寿命分析具有一定的局限性。

3）从点蚀萌生裂纹失效行为的本体研究来看，国外开展了大量的相关试验研究及理论分析，取得了丰硕的研究成果，而国内在此方面的研究，尤其是针对新型铝合金材料，缺乏基础性的点蚀萌生裂纹行为量化分析研究以及新材料在特殊环境下的腐蚀疲劳行为与其断口特征内在联系的研究，因而后续研究有较大的需求空间。