宣布时间：2022-02-18点击：3199
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，普遍用于航空航天领域，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]，主要作用是遭受和转达载荷[4]。现在我国大大都飞机都保存“飞少停多”的征象，其中军用飞机日历寿命95%以上时间均为地面停放状态，地面侵蚀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时代的95%以上，侵蚀问题对飞机寿命爆发严重影响�Ｋ剂坎畋鸬厍挠跋欤憔么τ谘睾Ｍ７抛刺姆苫质此鹕苏贾鞯贾拔唬圩刺拷で质雌＠屠�。而关于经常高空作业的军机和经常起停的民机，需要思量高空侵蚀疲劳和地面侵蚀之间交替作用的影响，服役历程可以为是“侵蚀+侵蚀疲劳”交替的效果。当忽略高空航行时爆发的细小侵蚀损伤时，以为飞机在机场停放时侵蚀损伤占主导，在高空航行时疲劳损伤占主导，其服役历程靠近“侵蚀+疲劳+侵蚀+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侵蚀情形时间短，太空情形下铝合金险些不爆发侵蚀[9]，随着航天器可重用手艺的生长[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、组装历程中受到的侵蚀问题。与飞机的侵蚀疲劳差别，可重用航天器服役历程不保存高空侵蚀影响，更切合“侵蚀-疲劳”交替历程。
随着航空航天事业的一直生长，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]。同时尚有部分5xxx系（5A06、5456、5086、5B70等）防锈铝合金，由于具有优异的焊接性、疲劳性和耐海洋大气侵蚀性，常被用作飞机发念头、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，用于制造飞机发念头零件。而侵蚀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，这些也是侵蚀疲劳失效的危险部位[5]。
侵蚀疲劳失效是构件在侵蚀情形和交变载荷协同/交互作用下所爆发的一种常见失效形式。它不但仅是纯粹的侵蚀作用和疲劳影响的叠加，在侵蚀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侵蚀疲劳试验研究，对探讨航空航天铝合金侵蚀疲劳机理、侵蚀疲劳影响因素及疲劳寿命转变等方面做出了突出孝顺。近年来，又发明了铝合金在侵蚀疲劳交替作用下疲劳寿命的独吞特征。本文将从铝合金的侵蚀疲劳机理出发，先容现在主要的侵蚀疲劳试验手艺，归纳剖析影响侵蚀疲劳的主要因素和侵蚀疲劳交替下疲劳寿命的特点，并对铝合金侵蚀疲劳未来生长趋势举行展望。
1 铝合金侵蚀疲劳机理
1.1 侵蚀疲劳裂纹萌生气理
在侵蚀情形下，疲劳裂纹的萌生是一个重大的历程，与侵蚀情形、力学因素、质料因素等亲近相关，其中侵蚀情形具有主要影响，现在研究发明的侵蚀疲劳机理多以侵蚀因素为主，主要有以下几种：
1）局部侵蚀理论。裂纹通常是在侵蚀情形和循环载荷协同作用下萌生，由质料外貌形成的侵蚀坑及局部缺陷引起的应力集中造成的[16-17]。现在以为局部侵蚀中点蚀形成的侵蚀坑对铝合金疲劳裂纹萌生历程起着主要作用[18-19]，而侵蚀作用对高应力循环区域疲劳寿命影响不显着，但在低应力区域显着[20]。该理论适用于对点蚀较量敏感，爆发局部侵蚀的铝合金质料，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侵蚀也能爆发侵蚀疲劳历程[21]。
2）阳极消融-膜破碎理论。铝合金外貌钝化膜在外力作用下破碎。有氧化膜�；げ糠趾途植柯懵恫糠衷谇质辞樾蜗伦槌闪嗽绯兀懵肚魑艏恢北幌冢敝裂趸け恍薷矗缓笠恢敝馗茨て扑�-阳极消融-膜修复的历程，从而引起疲劳裂纹萌生。
3）外貌吸附理论。侵蚀情形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，容易造成疲劳破损。氢原子在吸附铝合金外貌后，会向内部扩散造成氢脆破损。
1.2 侵蚀疲劳裂纹扩展机理
在侵蚀疲劳历程中，以平滑试样为例，裂纹萌生寿命仅占侵蚀疲劳总寿命10%，而裂纹扩展寿命则要占到90%。以是侵蚀疲劳试样的使用寿命以侵蚀疲劳扩展寿命为主。侵蚀疲劳扩展机理与萌生气理保存部分相似，主要有三种侵蚀疲劳裂纹扩展理论：1）形变活化增进阳极消融机理；2）氢脆机理；3）外貌能下降模子。
早期人们以为铝合金侵蚀疲劳裂纹扩展以阳极消融理论为主，阳极消融机制诠释了周期性袒露的裂纹尖端的局部阳极消融，会加速侵蚀疲劳的裂纹扩展，如图1所示。阳极消融机理取决于裂纹尖端处�；つさ钠扑椋约八婧笮绿宦兜男孪式鹗敉饷驳脑俣刍�。侵蚀疲劳裂纹的扩展速率将由裸露外貌的阳极消融速率、再钝化速率、氧化膜破碎速率、反应物向消融外貌的传质速率来控制。
进一步研究发明，基体中铝爆发阳极消融会天生氢。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。现在关于侵蚀疲劳裂纹扩展，人们越来越倾向于氢脆机理，但关于氢是怎样扩散进入质料内部，引发氢脆破损的，还需从合金氢致开裂的微观机理上举行探讨。
外貌能下降模子与裂纹萌生气理中的吸附理论相似，该模子与氢脆机理都属于情形导致质料自己的疲劳性能爆发转变，但外貌能下降模子应用规模较�。降幕钚粤Ｗ佣灾ち系淖饔没硪采胁磺逦�[24]。
质料的侵蚀疲劳裂纹萌生和扩展机制均与侵蚀情形有着亲近关系，而裂纹的萌生受局部侵蚀中点蚀爆发侵蚀坑的影响较大。阳极消融机理和氢致开裂理论对裂纹扩展均有较大影响。在阳极消融主导的侵蚀疲劳中，裂纹扩展是交变应力和质料外貌在侵蚀介质中爆发化学反应消融的历程。在氢致开裂主导的侵蚀疲劳中，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。这两种机理并非自力保存，而是处于两者共存、相互竞争的状态。同时，研究发明侵蚀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 侵蚀疲劳实验手艺
由于质料在真实服役情形中的失效历程极为漫长，很难实现在现实侵蚀情形下举行疲劳研究。因此，有须要建设在实验室条件下的加速侵蚀疲劳试验要领，包括现实服役情形与实验室侵蚀情形的等效和侵蚀疲劳情形的模拟。
2.1 侵蚀疲劳情形的模拟
现在，关于侵蚀疲劳主要以三种耦合形式举行模拟：
1）侵蚀疲劳同步实验手艺，即侵蚀情形和交变载荷同时作用，直至爆发破损，所得试验数据是疲劳因素和情形因素协同作用的效果。该类实验操作较为重大，如图3所示，一样平常需要在疲劳试验机上自制侵蚀情形盒，建设侵蚀疲劳情形条件，以便实现质料在侵蚀介质下的疲劳耐久性试验和裂纹状态检测�；菩」獾萚26]使用“情形小盒”研究了LY12CZ铝合金在3.5%Na Cl侵蚀疲劳协同下，p H转变对侵蚀疲劳裂纹扩展的影响，发明中性情形时，裂纹扩展以阳极消融机制为主导，但随着p H的降低，这种主导作用逐渐被析氢反应取代，酸性情形下的氢离子使得裂尖质料爆发氢脆，侵蚀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侵蚀疲劳协同下的疲劳寿命，发明随着应力水平降低，侵蚀与疲劳载荷的协同作用增强，疲劳性能下降更显着。
2）预侵蚀疲劳实验手艺，即先侵蚀成核后，再增添疲劳载荷，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，且高空侵蚀情形对疲劳强度的影响较小。针对这类飞机一样平常接纳先地面侵蚀、后空中疲劳的模子，即接纳预侵蚀疲劳实验手艺。但在飞机沿海航行使命多，疲劳加载时间较长的情形下，就需要思量侵蚀疲劳交替作用。研究已发明预侵蚀造成的损伤会加速疲劳失效历程�；蒲追宓萚28]研究了差别预侵蚀时间下，7075-T6铝合金侵蚀坑特征及疲劳裂纹扩展，随着侵蚀时间的增添，侵蚀坑外貌尺寸增添，通�；嵊胂嗔诘那质纯踊憔坌纬砂伎哟兀αλ浇细呤保４娑喔隽盐拼拥ジ隹踊虬伎哟孛壬⒗┱�。Liu等[29]对2024-T62铝合金举行预侵蚀疲劳试验，发明预侵蚀对疲劳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]指出由于预侵蚀损伤的保存，预侵蚀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铝合金举行预侵蚀实验，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侵蚀疲劳的研究中，尚有基于有限元模拟对侵蚀疲劳寿命的展望研究。Medina-Pérez等[32]将侵蚀试验与有限元团结，研究了预侵蚀机翼的疲劳寿命，准确评估了预侵蚀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侵蚀点处的应力漫衍，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）侵蚀处的应力集中，是疲劳裂纹形核的潜在缘故原由。***等[34]接纳弹塑性损伤本构方程和弹塑性损伤演化模子，来评估疲劳损伤，提出了一种一连损伤力学要领，并刷新了凹坑演化模子，同时使用ABAQUS数值模拟，有用展望了铝合金的侵蚀疲劳寿命。吕胜利等[35]使用AFGROW软件模拟了种种侵蚀损伤和侵蚀坑深度对试样剩余疲劳寿命的影响，展望了侵蚀坑引起的应力和裂纹成核位点，建设了一种有用可靠的展望侵蚀标本疲劳寿命的工程要领。现在，在飞机铝合金的侵蚀疲劳研究中，预侵蚀疲劳实验手艺的应用普遍而***。
3）侵蚀-疲劳交替实验手艺，是指质料在一定的循环周期下举行情形侵蚀和载荷疲劳的交互实验。侵蚀和疲劳两者之间的交互作用，会导致质料的疲劳性能爆发转变。现在，学者们[36]普遍以为飞机在沿�；⊥７攀保招┎皇芷＠驮睾勺饔茫乔质此鹕苏贾鞯�；而飞机在空中服役时，高空侵蚀情形造成的损伤也可以忽略不计，疲劳损伤占主导。由此以为关于沿�Ｇ樾蜗拢呖蘸叫惺姑嗟木推等云鹜５拿窕劾叹芮质春推＠徒惶孀饔茫础扒质�+疲劳+侵蚀+疲劳+···”循环历程。***次交替历程可以等同于预侵蚀疲劳历程，但一样平常比预侵蚀导致的侵蚀损伤影响要�。蠼峁故艿角质此鹕撕螅僭馐芷＠妥饔茫秸咭砸欢ㄖ芷谝来谓惶�。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侵蚀疲劳作用。陈跃良等[37]为了研究侵蚀与疲劳的交替顺序对铝合金的寿命影响，将“侵蚀-疲劳”和“疲劳-侵蚀-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添而降低，但侵蚀与疲劳交替顺序对疲劳寿命影响无显着差别。
现在，在铝合金侵蚀疲劳耦合形式的研究中，预侵蚀疲劳居多，尤其是针对预侵蚀爆发的点蚀、侵蚀坑对裂纹萌生扩展和疲劳寿命的影响，而关于侵蚀疲劳协同和交替方面还需进一步研究。在重大交互形式下，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 侵蚀情形的等效
自然情形袒露试验下能获得真实、可靠、直观的侵蚀数据，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、快速的侵蚀疲劳试验数据，实验室加速侵蚀要领的研究意义重大。用较短的时间抵达现实服役情形中数月以致数年的侵蚀效果，这就要求体例加速侵蚀当量情形谱，详细原则如下[38-39]:
1）必需遵照疲劳要害部位局部侵蚀损伤相等原则；
2）必需能再现现实结构的要害部位在现实服役情形中爆发的侵蚀损伤形式、特征以及侵蚀产品组分；
3）确定侵蚀时间与现实侵蚀时间的加速当量关系，即在统一可靠度条件下，相同侵蚀深度对应的现实侵蚀时间和实验室加速侵蚀时间的比值；
4）加速侵蚀当量情形谱应只管简化，以包管侵蚀试验情形易于实现。
加速侵蚀当量关系是实验室情形与现真相形联系的“纽带”，但当量侵蚀时间简直定仍是海内外研究的一个手艺难题。现在加速侵蚀当量关系确立要领有：
1）以金属侵蚀电流Ic相等为准则确当量折算法；
2）基于侵蚀损伤相等，则疲劳强度（寿命）相同的疲劳强度比照法；
3）以侵蚀损伤相同为准则的侵蚀水平比照法。
但前两种要领在工程上难以测定现实结构侵蚀电流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，难以普遍应用。因此，侵蚀水平比照法在确定加速侵蚀当量关系的现实应用中有用可行。
张胜等[40]基于万宁试验场情形对2024-T4铝合金试样举行了7、12、20年的袒露测试，之后举行了大气预侵蚀疲劳试验，以试样厚度为侵蚀损伤的特征量，凭证侵蚀损伤特征量相等的原则，确定加速率当量关系，提出了一种模拟沿海大气侵蚀的实验室加速侵蚀测试要领，但确定的加速当量关系只适用于爆发剥落侵蚀后。刘成臣等[41]对2A12质料举行海洋情形自然袒露试验和实验室加速侵蚀试验，以点蚀形成的侵蚀坑深漫衍纪律，权衡侵蚀水平的一致性，获得了侵蚀水平在95%置信度下，加速侵蚀时间和自然袒露时间确当量关系。侵蚀情形的等效重点是建设侵蚀当量情形谱，当量侵蚀关系简直定，必需要有大宗的加速模拟试验数据及结构要害部位的侵蚀损伤试验数据，再举行理论剖析推导，并建设数学模子得出，实验周期较长，难度较大。
3 侵蚀疲劳影响因素
3.1 质料因素
差别质料的因素、组织、热处置惩罚状态差别，其耐蚀性也差别，直接导致耐侵蚀疲劳性差别。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）作为阳极优先消融，容易爆发晶间侵蚀和应力侵蚀倾向[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，爆发严重的侵蚀[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，对合金晶间侵蚀和剥落侵蚀有很好地抑制作用，但Sc、Zr元素复合微合金化对侵蚀疲劳性能的影响还需进一步研究。
与2xxx和7xxx系列可热处置惩罚强化合金相比，3xxx和5xxx系列不可热处置惩罚强化合金一样平常具有更高的耐蚀性[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，但增添了爆发局部侵蚀的可能，主要是由于引起了晶间侵蚀的敏感性[45]，通常需要举行人工时效或外貌处置惩罚来提高耐蚀性能。Moutarlier等[46]发明2024铝合金经由阳极氧化后，在Na Cl溶液中的耐侵蚀性显着提高。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，这是由于其析出相在基体中匀称漫衍。Niu等[48]剖析了2024和7075铝合金搅拌摩擦焊异种焊接的剥落侵蚀性能，发明2024铝合金具有***佳的耐侵蚀性能，***大侵蚀深度比7075母材小约0.6 mm。2024铝合金搅拌侧中不一连漫衍的晶界析出物和无析出物区，可降低前进侧的晶间侵蚀水平。同时指出晶粒巨细差别，晶间侵蚀敏感性也差别，焊接讨论前进侧的细小再结晶晶粒体现出比母材更高的晶间侵蚀敏感性。
Holtz等[49]研究发明5083-H131铝合金侵蚀疲劳性能与晶界析出相有关。Mc Mahon等[50]研究了差别因素（AA5083和AA5456）的两种合金在回火状态（-H131、-H116和-SHTQ）下的侵蚀敏感性，关于恒定的-H116高温，富含Mg的AA5456对晶间应力侵蚀的敏感性低于AA5083。因2xxx和7xxx系铝合金具有较低的耐蚀性，现在侵蚀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]研究了时效处置惩罚下Cu含量对6xxx系铝合金亚稳态点蚀行为的影响。得出过时效处置惩罚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含量的增添，点蚀速率降低。由于Li元素的化学性子生动，铝锂合金在重大情形下的侵蚀敏感性较高。现在，大宗研究致力于通过合金化[52-53]和热处置惩罚[54-55]，来改变析出相的种类和漫衍，从而改善合金的侵蚀敏感性。AA8090-T81合金在海水中易遭受孔蚀破损，且显微组织的不匀称性将增添其孔蚀敏感性，而AA2090Al-Li合金在举行时效处置惩罚时，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组织对其侵蚀性能有很大的影响[56]。因素影响组织，组织决议性能，差别因素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转变，而质料的组织、析出相、热处置惩罚等都会影响侵蚀敏感性转变，差别质料的侵蚀疲劳性各有特点，还需要举行普遍的研究。
3.2 情形因素
3.2.1 介质及浓度的影响
航空航天用铝合金所处侵蚀情形具有显着的地区特征。内陆情形下保存湿润大气、工业大气对证料的影响；沿�Ｇ樾蜗卤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、高盐雾的侵蚀情形[57]，对证料疲劳性能影响尤为强烈。在实验室模拟海洋情形试验中，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]研究发明差别侵蚀介质对7xxx系铝合金侵蚀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”，并发明了侵蚀介质中Cl-的保存会加剧试样的应力集中效应。别的，差别侵蚀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侵蚀情形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的增添，影响逐渐削弱。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溶液中的侵蚀行为，发明与H3PO4溶液相比，Na OH溶液中的侵蚀速率显着更高，并且侵蚀速率随着酸、碱的浓度和温度的升高而增添。侵蚀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较量裂纹扩展速率，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，说明侵蚀液浓度增添，氯离子对钝化膜破损增添，差别浓度下同种侵蚀介质对裂纹扩展速率影响很大。另外研究还发明，侵蚀液作用时间越长，对铝合金外貌损伤越大，侵蚀液流速越快，侵蚀介质更容易***作用在质料外貌，且由于溶液流动冲洗作用，容易将侵蚀产品从质料外貌剥离，疲劳寿命越短。
3.2.2 温湿度的影响
情形温度与湿度的转变都会影响高强铝合金的侵蚀疲劳寿命。在高湿度情形下，水蒸气和氧含量较高，容易在质料外貌爆发反应，天生原子氢，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（实验室举行）证实晰这一点[63]。较高的温度会提高介质活性，加速侵蚀介质在试样外貌的化学反应，加速侵蚀坑的形成，增进裂纹萌生。在高的侵蚀温度下，高强铝合金侵蚀疲劳寿命会降低，如图5所示，侵蚀温度由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转变如图6所示，随着p H值的降低，溶液侵蚀性增强，合金的临界应力强度因子降低，裂纹扩展速率提高，加速了侵蚀疲劳的破损。在酸性侵蚀情形中，p H值的降低会造成氢离子浓度增添，增进高强铝合金外貌钝化膜的消融，导致氢脆或通过金属阳极消融增进裂纹扩展[67]；在中性侵蚀情形下，疲劳裂纹扩展加速作用是以阳极消融为主导；碱性侵蚀情形下，溶液中由于氧化还原反应的爆发，天生Al(OH)3等氢氧化物沉淀，形成钝化膜，抑制裂纹尖端阳极消融，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，其外貌可天生稳固的氧化膜，在p H=3的Na Cl溶液中，铝合金外貌难以形成稳固保存的氧化膜，基体金属与侵蚀液直接接触爆发消融。实验室研究海洋情形影响时的p H值一样平常取2～7。
3.3 力学因素
3.3.1 应力比的影响
应力比对侵蚀疲劳裂纹扩展速率有着显著影响，一样平常来说，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值的增添，疲劳裂纹门槛值逐渐减小。Sabelkin等[71]研究了3.5%盐水情形下7075-T6铝合金中侵蚀坑向裂纹的转变历程，发明在相同侵蚀情形中，裂纹萌生周期会随着施加的疲劳应力增添而减小。Liu等[72]对2024-T62铝合金在差别应力比下的预侵蚀实验举行了研究，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，说明预侵蚀下的小裂纹效应不显着。但在R=0.06时，差别侵蚀介质对裂纹扩展影响基内情同。侵蚀疲劳裂纹扩展速率有着显着的门槛特征，由Paris公式可知，其随着应力强度因子?K的增添而增大，但当?K靠近门槛值时，裂纹扩展速率随应力比的增大而一直升高。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�？梢砸晕αΡ戎饕跋旖偶髦登虻那质雌＠土盐评┱�。
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主要影响，但对其影响机理还需进一步验证。人们普遍以为，较低频率更有利于侵蚀情形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，侵蚀疲劳裂纹扩展速率越高[69]，诠释为加载频率的降低使得侵蚀时间相对延伸，侵蚀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，其裂纹扩展速率显着低于较高频率，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，侵蚀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消融和/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侵蚀疲劳裂纹扩展速率的影响模子，实验验证仅适用于稳态扩展区，关于靠近瞬断区的裂纹扩展评估结构偏低。Shafiq等[78]还证实晰在较低的负载频率下，侵蚀疲劳裂纹扩展速率随加载频率的增添而减�。德识粤盐评┱沟挠跋煊胫柿夏颓质葱阅芟⑾⑾喙�。因此，频率作为要害因素，它对侵蚀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，展现其对侵蚀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侵蚀疲劳性能。加载波形包括正弦波、三角波、方波、锯齿波等。不管波形怎样，在高应力区保载时间越长，裂纹扩展速率（FCGRs）都会增添，侵蚀情形下还易诱发应力侵蚀加速失效历程。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）的转变，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。而不思量周期一连时间，在正锯齿波下，相同频率下的撒播比正弦波形慢�？锪值萚80]对未侵蚀试件按高-低加载顺序举行疲劳试验，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。但预侵蚀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
侵蚀疲劳影响***重大的就是侵蚀情形和循环应力之间的交互作用，这种交互作用是指侵蚀情形与交变载荷疲劳之间的相互作用，即在一定的周期内举行交替。多次交替情形下，需要思量侵蚀疲劳损伤累积特点。疲劳损伤随着施加的载荷循环而累积增添，导致质料随侵蚀时间而破损。姚卫星等[81]提出了基于LY12-CZ铝合金在交替侵蚀或循环载荷下的累积疲劳损伤规则，获得了在侵蚀时间、载荷水平和循环周次的差别组合下，与试验效果优异吻合的剩余疲劳寿命。李晓虹等[82]对2A12铝合金的侵蚀疲劳交替试验损伤行为举行了研究，侵蚀和疲劳的耦相助用会加剧疲劳寿命的降低。侵蚀疲劳交替历程越频仍，对试样的损伤越严重。
在诸多影响因素中，单位侵蚀时间和单位疲劳周次对侵蚀疲劳交替历程的影响尤为主要。而侵蚀交替频数影响试样的单次侵蚀时间，在总侵蚀时间一定的情形下，侵蚀疲劳交替频数越高，相对侵蚀时间越短，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铝合金举行等效实验，实验室周期浸润加速侵蚀192 h（当量等效于外场袒露12个月），以此模拟外场侵蚀2、3、6、12个月情形，并划分举行了1次、2次、4次和6次的侵蚀疲劳交替频数试验，如图8所示（n代表交替频数），研究证实晰侵蚀疲劳交替频数增添，疲劳寿命相对增添。这是由于交替频数决议侵蚀时间，侵蚀时间越长，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，为下一次侵蚀提供了更多的侵蚀通道，导致更严重的破损。陈跃良等[84]研究发明侵蚀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和差别单位侵蚀时间t下，侵蚀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，随着交替频数的增添，总侵蚀时间越长。图9为试样外貌形貌随交替频数改变的转变，当t=6 h时，在侵蚀和多轴疲劳载荷的一直交替下，损伤累积加剧，之前的侵蚀损伤会加速疲劳裂纹萌生与扩展。侵蚀时间增添后，侵蚀损伤占主导职位，大大降低疲劳寿命，直至累积损伤抵达***大值，爆发断裂失效。
当单位侵蚀时间与疲劳周次在交替历程中同时转变时，张海威等[85]提出以航行强度=疲劳循环周次/侵蚀天数，来界说加载模式对LY12CZ铝合金侵蚀疲劳交替寿命。如图10所示，航行强度越大，批注疲劳因素影响越大，侵蚀影响较�。谙嗤暮叫星慷认拢ゴ纹＠椭艽卧酱螅质雌＠褪倜礁�。同时，侵蚀疲劳交替下疲劳寿命均大于预侵蚀疲劳寿命。而当单次侵蚀时间和疲劳周次成比例转变时，无法简朴地判断侵蚀或疲劳的损伤水平，需要较量两者的影响水平和主导职位。现在关于侵蚀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侵蚀疲劳的研究现状。侵蚀疲劳是一个极为重大的问题，影响因素重大多变。现在的研究多集中在预侵蚀疲劳方面，关于对侵蚀-疲劳协同/交替作用下的侵蚀疲劳问题的研究还处于起步阶段，对侵蚀-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尚有待进一步探索，仍有以下几个方面需进一步研究：
1）侵蚀-疲劳协同/交替作用下的疲劳行为转变纪律及相关机制机理。侵蚀疲劳的研究是要准确获得在确定诸多影响因素、差别侵蚀疲劳机制、差别裂纹形式下的疲劳寿命展望，建设能够有用展望侵蚀疲劳寿命的模子。
2）侵蚀时间确当量等效。在侵蚀疲劳实验研究中，通常在加速侵蚀情形下举行试验，可是自然情形下的现实侵蚀时间与实验室建设的侵蚀时间之间没有成熟的等效关系，难以确保实验室加速侵蚀研究中试验效果的可信度。
3）侵蚀疲劳损伤演化。侵蚀疲劳的损伤演化是一个极其重大的问题，对证料和情形具有很高的依存性，需要开展大宗实验举行侵蚀疲劳损伤演化模子的研究。
4）数值模拟与实验研究有机团结。使用模拟仿真手艺，将理论与实践相团结，即将数值模拟与实验研究有机团结起来，对铝合金侵蚀疲劳问题的研究意义重大。
泉源：中国侵蚀与防护网
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