海洋大气环境下7475铝合金的疲劳寿命及断裂机理＊

上官晓峰，张晓君，王晴晴

（1．西安工业大学 材料与化工学院，西安710021；2．泸州新能源新材料产业园区，泸州646000）

7475铝合金属于Al-Zn-Mg-Cu系合金，是美国Alcoa公司在7075铝合金的基础上研制开发的高纯度超高强度铝合金，其综合性能优良．该合金的强度和耐蚀性和7075铝合金相当，但断裂韧性却得到了很大的提升，该合金是目前变形铝合金中强度和断裂韧度最佳配合的材料［1］，已作为西方国家目前现役飞机的主体结构材料．国内J10飞机的机翼下壁板以及JH7系列飞机主体结构部位及目前在研的军、民用飞机的部分主体结构部位也选用了进口7475铝合金预拉伸厚板［2-4］．国外对7475疲劳耐久性及损伤容限性研究比较成熟，已得到了许多重要数据，这对飞机设计具有重要的指导意义［5-9］．

国内对7475力学性能研究较多，但对其疲劳寿命及断裂机理的研究并不多，文献［10］采用轴向加载疲劳和疲劳裂纹扩展速率性能测试方法，研究了不积水和3．5%NaCl溶液环境对材料疲劳强度的影响程度基本相同，对疲劳裂纹扩展的影响规律也基本一致．迄今为止，有关海洋大气环境下铝合金的疲劳寿命及断裂机理研究并不多，尤其是涉及到7475铝合金这方面的研究还很少见．本文通过研究海洋大气暴晒后的疲劳寿命和断裂机理，确保材料的安全使用．

1 试验材料及方法

7475铝合金板材为试验用材料，其成份见表1．试样为206mm×40mm×3mm平板状，中部两侧半径弧度为120mm，试样表面经打磨抛光，表面粗糙度Ra为0．80，棱角处无毛刺，试样形状如图1所示．试样分两组，一组表面经硼硫酸阳极化处理，另一组经硼硫酸阳极化并涂H06-D＋13-2漆．

表1 7475铝合金的化学成分（ω／%）Tab．1 Chemical composition of 7475aluminum alloy（ω／%）

图1 试样形状Fig．1 Sample shape

将不同表面处理的试样放置在海南万宁暴晒场进行暴晒．暴晒试验架为铝合金，为防止接触腐蚀，试样用瓷柱从边部固定于试验架上，并与水平面成45°角，试样上表面朝阳 （南方），暴晒试验如图2所示．暴晒场的地面为草坪，附近没有影响风雨及阳光的屏蔽物，试样或架子上的雨水不能流到其他试样上，暴晒试验时长为12个月．

图2 大气暴晒试验Fig．2 Atmospheric exposure test

疲劳试验设备如图3所示，其型号为PLD-100．采用应力控制恒幅加载方式，试验波形为正弦波，试验标准为GB 3075-82．试验首先参照材料细节疲劳额定值（Detail Fatigue Rating，DFR）的测试方法测出未经海洋大气暴晒试样（称为对比试样），室温下应力比R＝0．1、加载频率为10Hz时，试样承受105次循环条件下所对应的应力值．然后测试相同应力条件下海洋大气暴晒试样的疲劳寿命．在扫描电子显微镜（Scanning Electron Microscope，SEM）（FEI QUANTA-400）下观察疲劳断口形貌，分析断裂机理．

图3 疲劳试验设备Fig．3 The test equipment of fatigue

2 试验结果及分析

DFR方法是指在应力比R＝0．06、置信度为95%、可靠度为95%要求下，结构能承受105次循环所对应的最大名义应力值（疲劳强度）［11］．DFR法是基于威布尔分布建立的疲劳可靠性寿命分析方法，并且在S-N曲线和等寿命曲线的基础上推导出DFR的一般表达式为

式中：SR为可靠度系数；SC为置信度系数；ST为试件系数．

对于样本容量为n的完全寿命子样，其特征寿命的点估计值可表示为

其中α为形状参数．

参考DFR方法，测得未经暴晒试样（对比试样）R＝0．1的疲劳寿命数据见表2．试验试样数量为5，查文献［11］，得到以上参数并利用 HB 7110-1994中单点法计算出对比试样的DFR为272．276 MPa，见表3．测试暴露试样疲劳寿命，以272．276 MPa为最大加载应力，试验条件和对比试样相同，即应力R＝0．1，试验加载频率为12Hz，测试结果见表4．表面不涂漆的寿命是22 480周，涂漆的寿命是39 959周，与对比试样相比寿命下降一个数量级．

表2 对比试样疲劳数据Tab．2 The fatigue data of the comparative samples

表3 7475铝合金的参数及DFRTab．3 Parameters and DFR of 7475aluminum alloy

表4 海洋大气暴晒试样疲劳寿命Tab．4 The fatigue life of specimen with ocean-atmosphere exposure

图4是疲劳断口的宏观形貌，疲劳裂纹萌生于试样表面，由于裂纹形成时内部滑移和相互摩擦使裂纹源处发亮．疲劳裂纹从源区向试样内部扩展，裂纹扩展区较为平坦，瞬断区具有明显的剪切唇，与加载应力轴大约成45°角．

图4 疲劳断口宏观形貌Fig．4 Macro morphology of fatigue fracture

为了进一步分析其断口特征，在扫描电子显微镜下观察7475铝合金疲劳断口．从图5可以发现疲劳源于试样表面，且源区有明显的腐蚀痕迹．

图5 疲劳源的SEMFig．5 SEM of fatigue sources

从表5可以发现暴晒试样疲劳源区存在氧元素、硫元素和氯元素，这几种元素在试样内部的含量急剧减少，表明试样内部没有被腐蚀，试样表面的腐蚀坑为疲劳源．总寿命疲劳设计的疲劳寿命包括萌生主裂纹的疲劳循环数（可能高达疲劳总寿命的90%）和使这一主裂纹扩展到发生突然破坏的疲劳循环数．且裂纹萌生寿命占光滑试样疲劳寿命的主要部分．

表5 不涂漆试样疲劳源成分的原子成分（%）Tab．5 Atomic percentage composition of fatigue source of sample without paint（%）

图6是海洋大气暴晒后的宏观形貌，可发现7475铝合金海洋大气暴晒后主要发生的是点蚀，点蚀促使疲劳裂纹的萌生，降低疲劳萌生主裂纹的疲劳循环数，即降低试样的疲劳寿命．从不同表面处理的试样表面可以发现，经硼硫酸阳极化和涂漆后的试样表面腐蚀并不明显，而仅经硼硫酸阳极化后的试样表面有较为严重的点蚀，加速裂纹的形成，对疲劳寿命更为不利．

图7为不涂漆试样疲劳断口的SEM，图7（a）为疲劳源附近的形貌，可以清楚观察到裂纹萌生于试样表面的腐蚀坑，由于腐蚀是随机的，且表面不止一处有腐蚀坑，因此试样会出现多个疲劳源，这里只是其中一处的疲劳源．

图6 海洋大气暴晒后的宏观形貌Fig．6 Macroscopic morphology of the ocean-atmosphere exposed samples

图7 疲劳断口的SEMFig．7 SEM of fatigue fracture

裂纹由疲劳源向试样内部扩展，遇到晶界时，晶界阻碍位错运动，使位错塞积，从而形成拉应力造成开裂，萌生新的裂纹，裂纹就会沿着消耗最少能量的表面继续扩展，进而形成了羽毛状形貌，如图7（b）所示．

7475铝合金虽属于面心立方晶体结构，但强度较高，裂纹扩展区内存在较为规则连续的疲劳条纹，但也有明显的二次裂纹，如图7（c）所示．图7（d）是瞬断区的形貌，存在大量的韧窝和少量的准解理面，在韧窝底部可见一些第二相颗粒，因此，7475铝合金疲劳裂纹的最终失稳扩展是由准解理和微孔聚集共同引起的．

3 结 论

1）7475铝合金疲劳裂纹萌生于试样表面的腐蚀坑，有单个的也有多个的疲劳源．疲劳裂纹扩展区有明显规则的疲劳条纹，同时也存在二次裂纹，瞬断区具有韧窝和准解理特征．

2）海洋大气暴晒1年使7475铝合金疲劳寿命下降一个数量级，但7475硼硫酸阳极化＋涂漆试样的疲劳寿命高于7475硼硫酸阳极化试样的疲劳寿命．

3）硼硫酸阳极化＋涂漆可在一定程度上防止海洋大气腐蚀，延长疲劳寿命．

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