胡家林，柳文林，郁大照，卞贵学

（海军航空大学，山东 烟台 264001）

蚀坑是飞机铝合金结构在服役过程中经常发生的腐蚀破坏形态，蚀坑的存在导致应力集中，加速了裂纹的萌生和扩展，对飞行安全构成严重威胁。由大量的试验观测可知，经受预腐蚀损伤的试验件在进行疲劳加载的时候，裂纹是从某个蚀坑处形成并扩展的。因此，许多学者对蚀坑与裂纹的等效性进行了研究，并将主导蚀坑等效成初始裂纹，用于预腐蚀结构疲劳寿命的预测。但是，随着腐蚀时间的延长、腐蚀损伤的加剧，该预测方法是否依然有效，这方面的研究相对较少。

本文首先对LY12CZ铝合金试验件进行预腐蚀试验，获得了不同损伤程度的点蚀试件，观测得到了蚀坑深度、分布密度等参数的变化。随后利用ANSYS软件对主导蚀坑处的应力变化情况进行研究，在此基础上，对将主导蚀坑作为唯一疲劳源的疲劳寿命计算方法进行适用性分析。最后，通过对比预腐蚀试验件疲劳寿命的计算值与试验值，验证前述适用性分析所得结论。

1 点蚀试验

1.1 试验件

试验件材料为航空LY12CZ铝合金，试验件表面形貌及几何尺寸如图1、图2所示。为了防止在腐蚀试验中非试验区域被腐蚀而影响测量结果，腐蚀试验前要对非试验区（试验件背面以及试验件夹持端）进行涂硅胶保护，待防腐蚀胶完全固化后，再进行腐蚀试验。

图1 试验件表面Fig.1 surface of specimen

图2 试验件尺寸Fig.2 Geometry of specimen

1.2 试验方案

考虑到飞机尤其是海洋环境下飞机服役实际情况的复杂性，参考文献[18]中加速试验环境谱编制需要遵循的3个原则。……