颁布功夫：2022-02-18点击：3977
铝合金作为一种强韧性高、耐蚀性好、加工性及焊接机能好的轻质合金，宽泛用于航空航天领域，由于其良好的综合机能，成为飞机蒙皮和框架以及航天器主结构的***资料[1-3]，重要作用是接受和传递载荷[4]。目前我国大无数飞机都存在“飞少停多”的景象，其中军用飞机日历寿命95%以上功夫均为地面停放状态，地面侵蚀作用远高于空中委顿，是影响军用飞机日历寿命的重要成分[5-7]。与军机相比，民机地面停放功夫***高可占到60%[8]，以x7和x8型飞机为例，其地面停放功夫占服役期间的95%以上，侵蚀问题对飞机寿命产生严重影响Ｋ伎挤制绲赜虻挠跋，持久处于沿海停放状态的飞机，侵蚀危险占主导职位，服役状态靠近预侵蚀委顿过程。而对于时时高空作业的军机和时时起停的民机，必要思考高空侵蚀委顿和地面侵蚀之间交替作用的影响，服役过程可以为是“侵蚀+侵蚀委顿”交替的了局。当忽略高空飞行时产生的微幼侵蚀危险时，以为飞机在机场停放时侵蚀危险占主导，在高空飞行时委顿危险占主导，其服役过程靠近“侵蚀+委顿+侵蚀+委顿+…”交替过程。在航天器一次服役过程中，地口试验和组装过程接触侵蚀环境功夫短，太空环境下铝合金险些不发生侵蚀[9]，随着航天器可重用技术的发展[10]，在航天器屡次重用过程中，除了交变载荷造成的委顿问题表，还面对屡次地面维建、试验、组装过程中受到的侵蚀问题。与飞机的侵蚀委顿分歧，可重用航天器服役过程不存在高空侵蚀影响，更切合“侵蚀-委顿”交替过程。
随着航空航天事业的不休发展，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利用领域***广、使用量***大的合金，重要利用在机翼、机身蒙皮、翼梁高低缘条、压力舱和整流罩等部位[11]。同时还有部门5xxx系（5A06、5456、5086、5B70等）防锈铝合金，由于拥有优良的焊接性、委顿性和耐海洋大气侵蚀性，常被用作飞机发起机、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，用于造作飞机发起机零件。而侵蚀重要集中在机身蒙皮、机翼前梁腹、翼梁高低缘条、机身长桁表部蒙皮铆钉处、尾部框条等部位，这些也是侵蚀委顿失效的危险部位[5]。
侵蚀委顿失效是构件在侵蚀环境和交变载荷协同/交互作用下所产生的一种常见失效大局。它不仅仅是单纯的侵蚀作用和委顿影响的叠加，在侵蚀成分和委顿应力交互下产生的协同作用，比两者任何一种单独作用影响更大[13-15]。数十年来，国内表学者发展大量侵蚀委顿试验钻研，对探索航空航天铝合金侵蚀委顿机理、侵蚀委顿影响成分及委顿寿命变动等方面做出了凸起贡献。近年来，又发现了铝合金在侵蚀委顿交替作用下委顿寿命的独有特点。本文将从铝合金的侵蚀委顿机理启程，介绍目前重要的侵蚀委顿试验技术，综合分析影响侵蚀委顿的重要成分和侵蚀委顿交替下委顿寿命的特点，并对铝合金侵蚀委顿将来发展趋向进行瞻望。
1 铝合金侵蚀委顿机理
1.1 侵蚀委顿裂纹萌朝气理
在侵蚀环境下，委顿裂纹的萌生是一个复杂的过程，与侵蚀环境、力学成分、资料成分等亲昵有关，其中侵蚀环境拥有重要影响，目前钻研发现的侵蚀委顿机理多以侵蚀成分为主，重要有以下几种：
1）部门侵蚀理论。裂纹通常是在侵蚀环境和循环载荷协同作用下萌生，由资料表表形成的侵蚀坑及部门缺点引起的应力集中造成的[16-17]。目前以为部门侵蚀中点蚀形成的侵蚀坑对铝合金委顿裂纹萌生过程起着重要作用[18-19]，而侵蚀作用对高应力循环区域委顿寿命影响不显著，但在低应力区域显著[20]。该理论合用于对点蚀比力敏感，发生部门侵蚀的铝合金资料，拥有肯定的局限性，而对于点蚀不敏感的铝合金资料未发生部门侵蚀也能产生侵蚀委顿过程[21]。
2）阳极溶化-膜分裂理论。铝合金表表钝化膜在表力作用下分裂。有氧化膜；げ棵藕筒棵盘宦恫棵旁谇质椿肪诚伦槌闪嗽绯，袒露区作为阳极不休被溶化，直至氧化膜被建复，而后不休反复膜分裂-阳极溶化-膜建复的过程，从而引起委顿裂纹萌生。
3）表表吸附理论。侵蚀环境中的铝合金表表会吸附活性物质，使其表表能降低，表表强度降落，机械机能降低。此时受到循环应力作用，容易造成委顿粉碎。氢原子在吸附铝合金表表后，会向内部扩散造成氢脆粉碎。
1.2 侵蚀委顿裂纹扩大机理
在侵蚀委顿过程中，以光滑试样为例，裂纹萌生寿命仅占侵蚀委顿总寿命10%，而裂纹扩大寿命则要占到90%。所以侵蚀委顿试样的使用寿命以侵蚀委顿扩大寿命为主。侵蚀委顿扩大机理与萌朝气理存在部门类似，重要有三种侵蚀委顿裂纹扩大理论：1）形变活化推进阳极溶化机理；2）氢脆机理；3）表表能降落模型。
早期人们以为铝合金侵蚀委顿裂纹扩大以阳极溶化理论为主，阳极溶化机造诠氏缢周期性露出的裂纹尖端的部门阳极溶化，会加快侵蚀委顿的裂纹扩大，如图1所示。阳极溶化机理取决于裂纹尖端处；つさ姆至，以及随后新露出的新鲜金属表表的再钝化。侵蚀委顿裂纹的扩大速度将由袒露表表的阳极溶化速度、再钝化速度、氧化膜分裂速度、反映物向溶化表表的传质速度来节造。
进一步钻研发现，基体中铝发生阳极溶化会天生氢。图2给出了应力作用下发生氢致开裂裂纹扩大的过程：a）裂纹尖端应力集中，并引起位错活动；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达到临界值时，发生氢脆，使尖端裂纹向前扩大，而后反复此过程。目前对于侵蚀委顿裂纹扩大，人们越来越偏差于氢脆机理，但关于氢是若何扩散进入资料内部，引发氢脆粉碎的，还需从合金氢致开裂的微观机理上进行探索。
表表能降落模型与裂纹萌朝气理中的吸附理论类似，该模型与氢脆机理都属于环境导致资料自身的委顿机能发生变动，但表表能降落模型利用领域较幼，吸附的活性粒子对资料的作用机理也尚不明显[24]。
资料的侵蚀委顿裂纹萌生和扩大机造均与侵蚀环境有着亲昵关系，而裂纹的萌生受部门侵蚀中点蚀产生侵蚀坑的影响较大。阳极溶化机理和氢致开裂理论对裂纹扩大均有较大影响。在阳极溶化主导的侵蚀委顿中，裂纹扩大是交变应力和资料表表在侵蚀介质中发生化学反映溶化的过程。在氢致开裂主导的侵蚀委顿中，由于氢原子扩散进入基体，使基体发生氢脆，在交变应力作用下产生脆性裂纹，并发生扩大。这两种机理并非独立存在，而是处于两者共存、相互竞争的状态。同时，钻研发现侵蚀委顿裂纹扩大机理不是单独存在的，往往以某一机理为主、多种机理复合存在[25]。
2 侵蚀委顿尝试技术
由于资料在真实服役环境中的失效过程极为漫长，很难实此刻现实侵蚀环境下进行委顿钻研。因而，有必要成立在尝试室前提下的加快侵蚀委顿试验步骤，蕴含现实服役环境与尝试室侵蚀环境的等效和侵蚀委顿环境的仿照。
2.1 侵蚀委顿环境的仿照
目前，对于侵蚀委顿重要以三种耦合大局进行仿照：
1）侵蚀委顿同步尝试技术，即侵蚀环境和交变载荷同时作用，直至发生粉碎，所得试验数据是委顿成分和环境成分协同作用的了局。该类尝试操作较为复杂，如图3所示，通常必要在委顿试验机上自造侵蚀环境盒，成立侵蚀委顿环境前提，以便实现资料在侵蚀介质下的委顿耐久性试验和裂纹状态检测；朴坠獾萚26]利用“环境幼河妆钻研了LY12CZ铝合金在3.5%Na Cl侵蚀委顿协同下，p H变动对侵蚀委顿裂纹扩大的影响，发现中性环境时，裂纹扩大以阳极溶化机造为主导，但随着p H的降低，这种主导作用逐步被析氢反映包办，酸性环境下的氢离子使得裂尖资料发生氢脆，侵蚀委顿裂纹扩大速度将大幅提高。王驰全等[27]钻研了2种航空铝合金（2E12-T3、7050-T7451）在3.5%Na Cl侵蚀委顿协同下的委顿寿命，发现随着应力水平降低，侵蚀与委顿载荷的协同作用加强，委顿机能降落更显著。
2）预侵蚀委顿尝试技术，即先侵蚀成核后，再增长委顿载荷，直至委顿失效。据资料显示[5-7]，我***用飞机委顿加载功夫不到日历功夫的5%，而95%以上功夫处于停飞状态，且高空侵蚀环境对委顿强度的影响较幼。针对这类飞机通常选取先地面侵蚀、后空中委顿的模型，即选取预侵蚀委顿尝试技术。但在飞机沿海飞行工作多，委顿加载功夫较长的情况下，就必要思考侵蚀委顿交替作用。钻研已发现预侵蚀造成的危险会加快委顿失效过程；蒲追宓萚28]钻研了分歧预侵蚀功夫下，7075-T6铝合金侵蚀坑特点及委顿裂纹扩大，随着侵蚀功夫的增长，侵蚀坑表表尺寸增长，通；嵊胂嗔诘那质纯踊憔坌纬砂伎哟，应力水平较高时，存在多个裂纹从单个坑或凹坑簇萌生，并扩大。Liu等[29]对2024-T62铝合金进行预侵蚀委顿试验，发现预侵蚀对委顿S-N曲线和委顿裂纹萌生行为有显著影响，但对裂纹扩大行为没有影响。许良等[30]指出由于预侵蚀危险的存在，预侵蚀后的裂纹萌生寿命仅占总寿命的20%以下，委顿寿命急剧降落。Sankaran等[31]选取循环盐雾法对7075-T6铝合金进行预侵蚀尝试，发现点蚀会使委顿寿命降低为原来的1/6～1/8。
在针对飞机用高强铝合金侵蚀委顿的钻研中，还有基于有限元仿照对侵蚀委顿寿命的预测钻研。Medina-Pérez等[32]将侵蚀试验与有限元结合，钻研了预侵蚀机翼的委顿寿命，正确评估了预侵蚀飞机机翼的委顿寿命。Cerit等[33]基于有限元分析钻研了半椭圆形侵蚀点处的应力散布，得到凹坑纵横比（a/2c）是影响应力集中系数（SCF）的重要参数，同时发现高强度铝合金部门（点蚀）侵蚀处的应力集中，是委顿裂纹形核的潜在原因。***等[34]选取弹塑性危险本构方程和弹塑性危险演化模型，来评估委顿危险，提出了一种陆续危险力学步骤，并改进了凹坑演化模型，同时利用ABAQUS数值仿照，有效预测了铝合金的侵蚀委顿寿命。吕成功等[35]利用AFGROW软件仿照了各类侵蚀危险和侵蚀坑深度对试样渣滓委顿寿命的影响，预测了侵蚀坑引起的应力和裂纹成核位点，成立了一种有效靠得住的预测侵蚀标本委顿寿命的工程步骤。目前，在飞机铝合金的侵蚀委顿钻研中，预侵蚀委顿尝试技术的利用宽泛而***。
3）侵蚀-委顿交替尝试技术，是指资料在肯定的循环周期下进行环境侵蚀和载荷委顿的交互尝试。侵蚀和委顿两者之间的交互作用，会导致资料的委顿机能发生变动。目前，学者们[36]普遍以为飞机在沿；⊥７攀，险些不受委顿载荷作用，是侵蚀危险占主导；而飞机在空中服役时，高空侵蚀环境造成的危险也能够忽略不计，委顿危险占主导。由此以为对于沿；肪诚，高空飞行工作多的军机和频仍起停的民机，服役过程经受侵蚀和委顿交替作用，即“侵蚀+委顿+侵蚀+委顿+···”循环过程。***次交替过程能够等同于预侵蚀委顿过程，但通常比预侵蚀导致的侵蚀危险影响要幼，之后结构受到侵蚀危险后，再遭逢委顿作用，两者以肯定周期顺次交替。此交替大局也切合可重用航天器屡次空天往返及地面建复过程中受到的侵蚀委顿作用。陈跃良等[37]为了钻研侵蚀与委顿的交替挨次对铝合金的寿命影响，将“侵蚀-委顿”和“委顿-侵蚀-委顿”试验下的LY12CZ铝合金委顿寿命作对比，发现后一种前提下的委顿寿命更长，且增幅随预委顿寿命的增长而降低，但侵蚀与委顿交替挨次对委顿寿命影响无显著差距。
目前，在铝合金侵蚀委顿耦合大局的钻研中，预侵蚀委顿居多，尤其是针对预侵蚀产生的点蚀、侵蚀坑对裂纹萌生扩大和委顿寿命的影响，而对于侵蚀委顿协同和交替方面还需进一步钻研。在复杂交互大局下，多影响成分下的裂纹发展机造尚不明确，对委顿寿命影响法规仍无统肯定论。
2.2 侵蚀环境的等效
天然环境露出试验下能获得真实、靠得住、直观的侵蚀数据，但受试验周期长、成本高、不易实现的***。为了在试验中获得正确、急剧的侵蚀委顿试验数据，尝试室加快侵蚀步骤的钻研意思重大。用较短的功夫达到现实服役环境中数月甚至数年的侵蚀成效，这就要求假造加快侵蚀当量环境谱，具体准则如下[38-39]:
1）必须遵循委顿关键部位部门侵蚀危险相称准则；
2）必须能再现现实结构的关键部位在现实服役环境中产生的侵蚀危险大局、特点以及侵蚀产品组分；
3）确定侵蚀功夫与现实侵蚀功夫的加快当量关系，即在统一靠得住度前提下，一样侵蚀深度对应的现实侵蚀功夫和尝试室加快侵蚀功夫的比值；
4）加快侵蚀当量环境谱应尽量简化，以保障侵蚀试验环境易于实现。
加快侵蚀当量关系是尝试室环境与现实环境联系的“纽带”，但当量侵蚀功夫简直定仍是国内表钻研的一个技术难题。目前加快侵蚀当量关系确立步骤有：
1）以金属侵蚀电流Ic相称为准则确当量折算法；
2）基于侵蚀危险相称，则委顿强度（寿命）一样的委顿强度对比法；
3）以侵蚀危险一样为准则的侵蚀水平对比法。
但前两种步骤在工程上难以测定现实结构侵蚀电流Ic和结构关键部位委顿寿命，且两者在功夫和经费上亏损大，难以宽泛利用。因而，侵蚀水平对比法在确定加快侵蚀当量关系的现实利用中有效可行。
张胜等[40]基于万宁试验场环境对2024-T4铝合金试样进行了7、12、20年的露出测试，之后进行了大气预侵蚀委顿试验，以试样厚度为侵蚀危险的特点量，凭据侵蚀危险特点量相称的准则，确定加快度当量关系，提出了一种仿照沿海大气侵蚀的尝试室加快侵蚀测试步骤，但确定的加快当量关系只合用于发生剥落侵蚀后。刘成臣等[41]对2A12资料进行海洋环境天然露出试验和尝试室加快侵蚀试验，以点蚀形成的侵蚀坑深散布法规，衡量侵蚀水平的一致性，获得了侵蚀水平在95%相信度下，加快侵蚀功夫和天然露出功夫确当量关系。侵蚀环境的等效重点是成立侵蚀当量环境谱，当量侵蚀关系简直定，必必要有大量的加快仿照试验数据及结构关键部位的侵蚀危险试验数据，再进行理论分析推导，并成立数学模型得出，尝试周期较长，难度较大。
3 侵蚀委顿影响成分
3.1 资料成分
分歧资料的成分、组织、热处置状态分歧，其耐蚀性也分歧，直接导致耐侵蚀委顿性分歧。钻研发现，当5xxx的Al-Mg合金中Mg含量大于3.5%时，沿晶界析出β相（Al3Mg2）作为阳极优先溶化，容易产生晶间侵蚀和应力侵蚀偏差[42]。同时，铝合金中Zn、Fe、Cu、Sn等元素的存在，也会降低合金的耐蚀性，对于不含Cu元素的7xxx系列合金（Al-Zn-Mg），其拥有较好的耐蚀性。在Al-Mg-Si合金A6061中，Sn含量为0.03%时，能够细化晶界，提高耐蚀性。然而，Sn含量较高（0.4%）时，会形成阳极Mg2(Si,Sn)相，发生严重的侵蚀[43]。但随着Sc、Zr元素的参与，拥有细化晶粒及再结晶的推进作用，对合金晶间侵蚀和剥落侵蚀有很好地抑造作用，但Sc、Zr元素复合微合金化对侵蚀委顿机能的影响还需进一步钻研。
与2xxx和7xxx系列可热处置强化合金相比，3xxx和5xxx系列不成热处置强化合金通常拥有更高的耐蚀性[44]。2024铝合金中存在的Al2Cu Mg和Al2Cu金属化合物能很好地改善其机械机能，但增长了发生部门侵蚀的可能，重要是由于引起了晶间侵蚀的敏感性[45]，通常必要进行人为时效或表表处置来提高耐蚀机能。Moutarlier等[46]发现2024铝合金经过阳极氧化后，在Na Cl溶液中的耐侵蚀性显著提高。Gadpale等[47]发现2014铝合金在较低的时效温度和较短的时效功夫下，拥有较高的耐蚀性，这是由于其析出相在基体中均匀散布。Niu等[48]分析了2024和7075铝合金搅拌摩擦焊异种焊接的剥落侵蚀机能，发现2024铝合金拥有***佳的耐侵蚀机能，***大侵蚀深度比7075母材幼约0.6 mm。2024铝合金搅拌侧中不陆续散布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。同时指出晶粒大幼分歧，晶间侵蚀敏感性也分歧，焊接接头前进侧的藐幼再结晶晶粒阐发出比母材更高的晶间侵蚀敏感性。
Holtz等[49]钻研发现5083-H131铝合金侵蚀委顿机能与晶界析出相有关。Mc Mahon等[50]钻研了分歧成分（AA5083和AA5456）的两种合金在回火状态（-H131、-H116和-SHTQ）下的侵蚀敏感性，对于恒定的-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系铝合金拥有较低的耐蚀性，目前侵蚀委顿的重要钻研集中在此类合金中，在6xxx和8xxx铝合金方面钻研较少。Kairy等[51]钻研了时效处置下Cu含量对6xxx系铝合金亚稳态点蚀行为的影响。得出过期效处置睬形成较大的析出物，抗点蚀性***大。通过在0.1 mol/L Na Cl溶液下的电化学测试，发现随Cu含量的增长，点蚀速度降低。由于Li元素的化学性质活跃，铝锂合金在复杂环境下的侵蚀敏感性较高。目前，大量钻研致力于通过合金化[52-53]和热处置[54-55]，来扭转析出相的种类和散布，从而改善合金的侵蚀敏感性。AA8090-T81合金在海水中易遭逢孔蚀粉碎，且显微组织的不均匀性将增长其孔蚀敏感性，而AA2090Al-Li合金在进行时效处置时，组织中会存在晶界析出的Al2Cu相，亚晶界及位错处析出的Al2Cu Li相，沿晶界及亚晶界边缘形成贫Cu的无沉淀带（PFZ),PFZ组织对其侵蚀机能有很大的影响[56]。成分影响组织，组织决定机能，分歧成分的资料拥有分歧的耐蚀性，增长元素的差距也会导致耐蚀性变动，而资料的组织、析出相、热处置等城市影响侵蚀敏感性变动，分歧资料的侵蚀委顿性各有特点，还必要进行宽泛的钻研。
3.2 环境成分
3.2.1 介质及浓度的影响
航空航天用铝合金所处侵蚀环境拥有显著的地域特点。内陆环境下存在湿润大气、工业大气对资料的影响；沿；肪诚麓嬖诤Ｑ蟠笃秃Ｋ宰柿系挠跋。由于海洋大气和海水形成的是拥有高含氧量、高盐雾的侵蚀环境[57]，对资料委顿机能影响尤为强烈。在尝试室仿照海洋环境试验中，常选取质量分数为3%～3.5%的Na Cl溶液加以仿照[58]。学者们[59-60]钻研发现分歧侵蚀介质对7xxx系铝合金侵蚀委顿寿命的影响挨次为“油箱积水>盐水>盐雾>湿润空气>尝试室空气”，并发现了侵蚀介质中Cl-的存在会加剧试样的应力集中效应。此表，分歧侵蚀介质对委顿裂纹扩大速度的影响也分歧，7xxx系铝合金在3.5%Na Cl侵蚀环境比空气中的裂纹扩大速度提高了1倍。在低?K领域内，LY12-CZ在盐水中的裂纹扩大速度是空气中的3倍，并随着?K的增长，影响逐步减弱。Prabhu等[61]评估了6xxx系Al-Mg-Si合金别离在分歧浓度的H3PO4和Na OH溶液中的侵蚀行为，发现与H3PO4溶液相比，Na OH溶液中的侵蚀速度显著更高，并且侵蚀速度随着酸、碱的浓度和温度的升高而增长。侵蚀介质浓度对裂纹扩大速度影响显著。图4为LY12-CZ铝合金在3.5%Na Cl溶液和5.0%Na Cl溶液下的断裂状态，以形成的条纹尺寸来比力裂纹扩大速度，Yang等[62]发此刻5.0%Na Cl溶液下的委顿裂纹扩大速度比3.5%Na Cl溶液下的裂纹扩大速度快约4～6倍，注明侵蚀液浓度增长，氯离子对钝化膜粉碎增长，分歧浓度下同种侵蚀介质对裂纹扩大速度影响很大。另表钻研还发现，侵蚀液作用功夫越长，对铝合金表表危险越大，侵蚀液流速越快，侵蚀介质更容易***作用在资料表表，且由于溶液流动冲刷作用，容易将侵蚀产品从资料表表剥离，委顿寿命越短。
3.2.2 温湿度的影响
环境温杜纂湿度的变动城市影响高强铝合金的侵蚀委顿寿命。在高湿度环境下，水蒸气和氧含量较高，容易在资料表表发生反映，天生原子氢，在循环载荷作用下引发氢脆，加快裂纹扩大速度。随着湿度的降低，裂纹扩大速度降低，在空气和湿润空气中的裂纹扩大尝试（尝试室进行）证了然这一点[63]。较高的温度会提高介质活性，加快侵蚀介质在试样表表的化学反映，加快侵蚀坑的形成，推进裂纹萌生。在高的侵蚀温度下，高强铝合金侵蚀委顿寿命会降低，如图5所示，侵蚀温杜咨25℃升高到75℃时，合金均匀委顿寿命均降低，且温度越高，均匀委顿寿命降低越多[64]。
3.2.3 p H值影响
高强铝合金在2
[65-66]。航天铝合金7075在分歧p H值下的裂纹扩大速度变动如图6所示，随着p H值的降低，溶液侵蚀性加强，合金的临界应力强度因子降低，裂纹扩大速度提高，加快了侵蚀委顿的粉碎。在酸性侵蚀环境中，p H值的降低会造成氢离子浓度增长，推进高强铝合金表表钝化膜的溶化，导致氢脆或通过金属阳极溶化推进裂纹扩大[67]；在中性侵蚀环境下，委顿裂纹扩大加快作用是以阳极溶化为主导；碱性侵蚀环境下，溶液中由于氧化还原反映的发生，天生Al(OH)3等氢氧化物沉淀，形成钝化膜，抑造裂纹尖端阳极溶化，裂纹扩大速度降低。生海等[68]发现2024-T351铝合金在p H=5～7的Na Cl溶液中，其表表可天生不变的氧化膜，在p H=3的Na Cl溶液中，铝合金表表难以形成不变存在的氧化膜，基体金属与侵蚀液直接接触发生溶化。尝试室钻研海洋环境影响时的p H值通常取2～7。
3.3 力学成分
3.3.1 应力比的影响
应力比对侵蚀委顿裂纹扩大速度有着显著影响，通常来说，随着应力比的提高，裂纹扩大逐步速度提高。李春艳等[70]测定了分歧应力比下（R=0.1、0.3、0.5）的da/d N-?K曲线，发现随着R值的增长，委顿裂纹门槛值逐步减幼。Sabelkin等[71]钻研了3.5%盐水环境下7075-T6铝合金中侵蚀坑向裂纹的转变过程，发此刻一样侵蚀环境中，裂纹萌生周期会随着施加的委顿应力增长而减幼。Liu等[72]对2024-T62铝合金在分歧应力比下的预侵蚀尝试进行了钻研，发此刻尝试室空气中，R=-1时存在幼裂纹效应，而R=0.06时不存在；在3.5%Na Cl溶液下，R=-1、0.06时，均未出现幼裂纹效应，注明预侵蚀下的幼裂纹效应不显著。但在R=0.06时，分歧侵蚀介质对裂纹扩大影响根基一样。侵蚀委顿裂纹扩大速度有着显著的门槛特点，由Paris公式可知，其随着应力强度因子?K的增长而增大，但当?K靠近门槛值时，裂纹扩大速度随应力比的增大而不休升高。当在高ΔK水平区域，分歧应力比下的裂纹扩大速度相差不大Ｄ芄灰晕，应力比重要影响近门槛值区域的侵蚀委顿裂纹扩大。
3.3.2 加载频率影响
加载频率的凹凸对裂纹扩大速度有着重要影响，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环境和循环载荷之间的协同作用，容易推进裂纹扩大[73-74]。在1～10 Hz下，加载频率越低，侵蚀委顿裂纹扩大速度越高[69]，诠释为加载频率的降低使得侵蚀功夫相对耽搁，侵蚀产生的氢由裂纹尖端向内部扩散充分而造成氢脆，加快裂纹扩大。但尝试发现当频率低于1 Hz时，其裂纹扩大速度显著低于较高频率，并且在0.1 Hz和1 Hz之间险些未发现裂纹扩大的差距。Menan等[75]学者发现还存在负频率依赖性，即Al-Cu-Mg合金在盐溶液中的裂纹扩大速度随频率降低而降低，并且在Al-Zn-Mg合金中也观察到了类似的成效。由此提出了两种如果：一种是低频下形成的裂纹关合效应，侵蚀引起的关合效应在该频率领域内达到鼓和；另一种是钝化膜的产生与阳极溶化和/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委顿裂纹扩大速度的影响模型，尝试验证仅合用于稳态扩大区，对于靠近瞬断区的裂纹扩大评估结构偏低。Shafiq等[78]还证了然在较低的负载频率下，侵蚀委顿裂纹扩大速度随加载频率的增长而减幼，频率对裂纹扩大的影响与资料耐侵蚀机能息息有关。因而，频率作为关键成分，它对侵蚀委顿裂纹扩大速度的影响尚未澄清，必要针对多种分歧资料发展钻研，揭示其对侵蚀委顿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领域（ΔKi）的函数，重要从频率和保载功夫上影响铝合金的侵蚀委顿机能。加载波形蕴含正弦波、三角波、方波、锯齿波等。不论波形若何，在高应力区保载功夫越长，裂纹扩大速度（FCGRs）城市增长，侵蚀环境下还易诱发应力侵蚀加快失效过程。Menan等[79]钻研了2024铝合金在正弦波和锯齿波下的裂纹扩大速度（FCGRs）的变动，如图7所示，发显斓率为1 Hz时，在负锯齿波下的FCGRs与在高频下测得的FCGRs类似，高于在正弦信号下同频率测得的FCGRs。而不思考周期持续功夫，在正锯齿波下，一样频率下的传布比正弦波形慢？锪值萚80]对未侵蚀试件按高-低加载挨次进行委顿试验，发显熹临界累积危险幼于1；而在低-高加载挨次下，临界累积危险大于1。但预侵蚀后试件的委顿危险累积法规定出现出相反的法规。
3.4 交替成分
侵蚀委顿影响***复杂的就是侵蚀环境和循环应力之间的交互作用，这种交互作用是指侵蚀环境与交变载荷委顿之间的相互作用，即在肯定的周期内进行交替。屡次交替情况下，必要思考侵蚀委顿危险累积特点。委顿危险随着施加的载荷循环而累积增长，导致资料随侵蚀功夫而粉碎。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委顿危险规定，获得了在侵蚀功夫、载荷水平和循环周次的分歧组合下，与试验了局优良吻合的渣滓委顿寿命。李晓虹等[82]对2A12铝合金的侵蚀委顿交替试验危险行为进行了钻研，侵蚀和委顿的耦合作用会加剧委顿寿命的降低。侵蚀委顿交替过程越频仍，对试样的危险越严重。
在诸多影响成分中，单元侵蚀功夫和单元委顿周次对侵蚀委顿交替过程的影响尤为重要。而侵蚀交替频数影响试样的单次侵蚀功夫，在总侵蚀功夫肯定的情况下，侵蚀委顿交替频数越高，相对侵蚀功夫越短，委顿在交替过程中占主导职位，委顿寿命相对较高。崔腾飞等[83]对7B04-T6铝合金进行等效尝试，尝试室周期浸润加快侵蚀192 h（当量等效于表场露出12个月），以此仿照表场侵蚀2、3、6、12个月情况，并别离进行了1次、2次、4次和6次的侵蚀委顿交替频数试验，如图8所示（n代表交替频数），钻研证了然侵蚀委顿交替频数增长，委顿寿命相对增长。这是由于交替频数决定侵蚀功夫，侵蚀功夫越长，越容易导致应力集中，从而推进委顿加载阶段微裂纹的萌生和扩大，为下一次侵蚀提供了更多的侵蚀通路，导致更严重的粉碎。陈跃良等[84]钻研发现侵蚀委顿交替寿命可能超过总的委顿寿命，这意味着交替试验可提高委顿寿命。
陈亚军等[84]钻研了7075-T651航空铝合金在恒定单元委顿周次n和分歧单元侵蚀功夫t下，侵蚀交替多轴委顿行为的影响法规，当交替过程中委顿周次肯定，随着交替频数的增长，总侵蚀功夫越长。图9为试样表表描摹随交替频数扭转的变动，当t=6 h时，在侵蚀和多轴委顿载荷的不休交替下，危险累积加剧，之前的侵蚀危险会加快委顿裂纹萌生与扩大。侵蚀功夫增长后，侵蚀危险占主导职位，大大降低委顿寿命，直至累积危险达到***大值，发生断裂失效。
当单元侵蚀功夫与委顿周次在交替过程中同时变动时，张海威等[85]提出以飞行强度=委顿循环周次/侵蚀天数，来界说加载模式对LY12CZ铝合金侵蚀委顿交替寿命。如图10所示，飞行强度越大，批注委顿成分影响越大，侵蚀影响较幼，在一样的飞行强度下，单次委顿周次越大，侵蚀委顿寿命越高。同时，侵蚀委顿交替下委顿寿命均大于预侵蚀委顿寿命。而当单次侵蚀功夫和委顿周次成比例变动时，无法单一地判断侵蚀或委顿的危险水平，必要比力两者的影响水平和主导职位。目前关于侵蚀委顿交替作用下对寿命影响法规方面还没有得到肯定的法规。
4 结论与瞻望
本文重要综述了近年来航空航天铝合金侵蚀委顿的钻研近况。侵蚀委顿是一个极为复杂的问题，影响成分复杂多变。目前的钻研多集中在预侵蚀委顿方面，关于对侵蚀-委顿协同/交替作用下的侵蚀委顿问题的钻研还处于起步阶段，对侵蚀-委顿协同作用下的裂纹萌生、扩大机造机理、委顿机能影响、委顿寿命等方面的钻研还有待进一步索求，仍有以下几个方面需进一步钻研：
1）侵蚀-委顿协同/交替作用下的委顿行为变动法规及有关机造机理。侵蚀委顿的钻研是要正确获得在确定诸多影响成分、分歧侵蚀委顿机造、分歧裂纹大局下的委顿寿命预测，成立可能有效预测侵蚀委顿寿命的模型。
2）侵蚀功夫确当量等效。在侵蚀委顿尝试钻研中，通常在加快侵蚀环境下进行试验，但是天然环境下的现实侵蚀功夫与尝试室成立的侵蚀功夫之间没有成熟的等效关系，难以确保尝试室加快侵蚀钻研中试验了局的可信度。
3）侵蚀委顿危险演化。侵蚀委顿的危险演化是一个极其复杂的问题，对资料和环境拥有很高的依存性，必要发展大量尝试进行侵蚀委顿危险演化模型的钻研。
4）数值仿照与尝试钻研有机结合。利用仿照仿真技术，将理论与实际相结合，即将数值仿照与尝试钻研有机结合起来，对铝合金侵蚀委顿问题的钻研意思重大。
起源：中国侵蚀与防护网
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