当量加速腐蚀条件下7 B04－T6高强度铝合金疲劳裂纹扩展规律研究.pdf

第２３卷第２期２０１５年４月材料科学与工艺ＭＡＴＥＲＩＡＬＳＳＣＩＥＮＣＥ＆ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹｌｌＶｏｌ２３ｌｌＮｏ２Ａｐｒ．２０１５ｄｏｉ：１０．１１９５１／ｊ．ｉｓｓｎ．１００５－０２９９．２０１５０２２１当量加速腐蚀条件下７Ｂ０４－Ｔ６高强度铝合金疲劳裂纹扩展规律研究谭晓明１，王海东１，王刚２（１．海军航工程学院青岛校区，山东青岛２６６０４１；２．中国人民解放军９４８０１部队，浙江嘉兴３１４０１３）摘要：基于编制的机场环境加速试验谱，针对关键结构高强度铝合金件进行当量腐蚀试验，在实验室条件下成功地模拟和再现了服役环境条件的腐蚀损伤，借助复型法观测得到了腐蚀损伤的演化规律；通过预腐蚀疲劳试验和疲劳断口扫描电镜定量分析，得到了裂纹长度ａ与循环次数Ｎ数据集，分析了裂纹扩展速率ｄａ／ｄＮ与应力强度因子幅值ΔＫ的对应关系，定量表征了不同程度腐蚀损伤对疲劳裂纹扩展行为的影响规律．结果表明，在腐蚀初期，疲劳裂纹扩展过程中有经典的小裂纹扩展阶段；随着腐蚀损伤的加重，小裂纹行为不明显；腐蚀损伤越严重，疲劳裂纹扩展速率越快，结构抗疲劳性能显著退化．关键词：加速试验谱；腐蚀损伤形态；高强度铝合金；关键结构中图分类号：Ｖ２１５文献标志码：Ａ文章编号：１００５－０２９９（２０１５）０２－０１２０－０５Ｔｈｅｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｒｕｌｅｏｆ７Ｂ０４－Ｔ６ｈｉｇｈｓｔｒｅｎｇｔｈａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙｕｎｄｅｒｅｑｕｉｖａｌｅｎｔｌｙａｃｃｅｌｅｒａｔｅｄｃｏｒｒｏｓｉｏｎｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔＴＡＮＸｉａｏｍｉｎｇ１，ＷＡＮＧＨａｉｄｏｎｇ１，ＷＡＮＧＧａｎｇ２（１．ＱｉｎｇｄａｏＢｒａｎｃｈ，ＮａｖａｌＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｑｉｎｇｄａｏ２６６０４１，Ｃｈｉｎａ；′２．Ｎｏ．９４８１Ｕｎｉｔ，ＴｈｅＣｈｉｎｅｓｅＰｅｏｐｌｅｓＬｉｂｅｒａｔｉｏｎＡｒｍｙ，Ｊｉａｘｉｎｇ３１４０１３，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｂａｓｅｄｏｎａｎａｃｃｅｌｅｒａｔｅｄｃｏｒｒｏｓｉｏｎｔｅｓｔｉｎｇｓｐｅｃｔｒｕｍｃｏｍｐｌｉｃａｔｅｄｆｏｒｔｈｅｓｅｒｖｉｃｉｎｇｆｉｅｌｄｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ，ｔｈｅｅｑｕｉｖａｌｅｎｔｌｙａｃｃｅｌｅｒａｔｅｄｃｏｒｒｏｓｉｏｎｔｅｓｔｉｎｇｏｆｈｉｇｈｓｔｒｅｎｇｔｈａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙ７Ｂ０４－Ｔ６ｓｐｅｃｉｍｅｎｓｆｏｒｃｒｉｔｉｃａｌｓｔｒｕｃｔｕｒｅｗｅｒｅｃａｒｒｉｅｄｏｕｔ．Ｃｏｒｒｏｓｉｏｎｄａｍａｇｅｕｎｄｅｒｔｈｅｆｉｅｌｄｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｗａｓｓｕｃｃｅｓｓｆｕｌｌｙｓｉｍｕｌａｔｅｄａｎｄｒｅａｐｐｅａｒｅｄ，ａｎｄｃｏｒｒｏｓｉｏｎｄａｍａｇｅｅｖｏｌｖｅｍｅｎｔｒｕｌｅｗａｓｏｂｔａｉｎｅｄ．⁃Ｂｙｐｒｉｏｒｃｏｒｒｏｓｉｏｎｆａｔｉｇｕｅｔｅｓｔｉｎｇａｎｄｆｒａｃｔｏｇｒａｐｈｙｑｕａｎｔｉｔａｔｉｖｅａｎａｌｙｓｉｓ，ｔｈｅｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｌｅｎｇｔｈ（ａ）ａｎｄｆａｔｉｇｕｅｃｙｃｌｅｓ（Ｎ）ｗｅｒｅｇｏｔｔｅｎ，ａｎｄｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐｂｅｔｗｅｅｎｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｒａｔｅ（ｄａ／ｄＮ）ａｎｄｓｔｒｅｓｓｉｎｔｅｎｓｉｆｙｆａｃｔｏｒｓｒａｎｇ（ΔＫ）ｗａｓａｎａｌｙｚｅｄ．Ｍｏｒｅｏｖｅｒｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆｄｉｆｆｅｒｅｎｔｃｏｒｒｏｓｉｏｎｄａｍａｇｅｏｎｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｂｅｈａｖｉｏｒｗａｓｑｕａｎｔｉｔａｔｉｖｅｌｙｃｈａｒａｃｔｅｒｉｚｅｄ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｈｏｗｓｔｈａｔｔｈｅｒｅｉｓｏｂｖｉｏｕｓｓｈｏｒｔｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｂｅｈａｖｉｏｒｄｕｒｉｎｇｅａｒｌｙｃｏｒｒｏｓｉｏｎｓｔａｇｅ，ｔｈｅｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｒａｔｅｉｎｃｒｅａｓｅｓｗｈｅｎｔｈｅｃｏｒｒｏｓｉｏｎｄａｍａｇｅｉｓｍｏｒｅｓｅｒｉｏｕｓ，ａｎｄｔｈｅｆａｔｉｇｕｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｉｓｇｒｅａｔｌｙｄｅｇｒａｄｅｄ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ａｃｃｅｌｅｒａｔｅｄｃｏｒｒｏｓｉｏｎｔｅｓｔｉｎｇｓｐｅｃｔｒｕｍ；ｃｏｒｒｏｓｉｏｎｄａｍａｇｅｍｏｒｐｈｏｌｏｇｙ；ｈｉｇｈｓｔｒｅｎｇｔｈａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙ；ｃｒｉｔｉｃａｌｓｔｒｕｃｔｕｒｅ收稿日期：２０１３－１２－１２．作者简介：谭晓明—（１９７５），男，博士，副教授．通信作者：谭晓明⁃，Ｅｍａｉｌ：ｔｘｍ＿ｑｄ＠１２６．ｃｏｍ．军用飞机９７％以上的服役时间处于地面停放状态，而当飞行高度超过３０００ｍ时大气温度显著降低，腐蚀介质浓度相对地面含量大大减小，所以研究地面停放环境对疲劳性能影响至关重要．腐蚀是军用飞机结构的主要损伤形式之一．腐蚀对军用飞机的危害性很大，主要表现在三个方面，第一，腐蚀增加飞机飞行安全隐患，甚至导致发生灾难性事故［１－４］；第二，腐蚀使结构修理工作难度增大，修理费用大幅度提高［５－８］；第三，腐蚀大大增加维修工时，显著降低军用飞机的战备完好性，严重影响其战斗力［９－１３］．军用飞机大修间隔主要有两个指标，一个是与飞行载荷相关的飞行小时数或者起落次数，另一个是与服役时间相关的日历寿命，日历寿命的确定必须要考虑服役环境的影响．目前在飞机设计中采用的损伤容限和耐久性设计方法均不能考虑服役环境的影响，所以，为了确保飞机的飞行安全性，应根据服役环境造成的腐蚀损伤对寿命指标进行修正，这主要包括两个方面，即腐蚀对疲劳裂纹萌生影响和腐蚀对疲劳裂纹扩展行为的影响．本文针对服役于严酷环境条件的某型飞机，根据已有的机场环境数据，基于腐蚀机理一致、腐蚀损伤等效的原则编制了加速试验环境谱，以某飞机关键结构模拟件高强度铝合金７Ｂ０４－Ｔ６为研究对象进行加速腐蚀试验，在实验室条件下成功地模拟和再现了服役环境条件的腐蚀损伤形式；通过预腐蚀损伤条件下的疲劳试验和断口观测，分析了裂纹扩展速率ｄａ／ｄＮ与应力强度因子幅值ΔＫ的对应关系，描述了包括短裂纹阶段的疲劳裂纹扩展行为，定量表征了不同当量腐蚀损伤对疲劳裂纹扩展行为的影响规律，其研究结果将为现役飞机日历寿命、大修周期的确定及新机设计提供参考依据．１加速腐蚀试验１．１试验件试验件材料为７Ｂ０４－Ｔ６高强度铝合金，化学成分如表１所示．表１７Ｂ０４－Ｔ６铝合金化学成分（质量分数／％）ＺｎＭｇＣｕＳｉＭｎ６．２３２．８８１．５８０．０７０．３１ＦｅＣｒＮｉＴｉＡｌ０．２０．１３＜０．０５＜０．０５余量试验件为某型飞机机体结构的关键结构模拟件，如图１所示，试验件的厚度、孔径及加工工艺均与飞机结构的实际情况一致．R50典型2-835603047.550典型266.44.5图１关键结构模拟试件１．２当量加速关系及加速试验谱选取氯离子、二氧化硫、温度和湿度等关键环境要素，考虑风向和风速的影响，编制了某机场环境谱．根据当量折算系数［１４］，编制了铝合金关键结构的当量加速试验环境谱．用纯度为９９．９％的ＮａＣｌ和去离子水配制质量百分比为５％的溶液，加入适量Ｈ２ＳＯ４使得溶液的ｐＨ值为４．０±０．２．通过溶液浸泡模拟酸雨、雾和露的作用；通过周期浸润试验模拟自然环境的干／湿交替的作用；通过远红外灯辐照模拟太阳辐照条件．在该机场环境条件下暴露１ａ有３５８次干／湿交替，即３５８块子循环，每块子循环时间为２０．５ｍｉｎ，包括溶液浸泡时间为７．１ｍｉｎ，溶液外烘烤时间为１３．４ｍｉｎ，如图２所示．Temperaturebeing40?1℃Relativehumiditybeing90%~95%InfraredradiationwhilebeingroastRoastingtimebeing13.4minutesCorrosionsolution:5%NaCl+H2SO4PH=4?0.2Immersingtimebeing7.1minutes环境条件腐蚀时间/min图２服役机场环境当量加速试验谱１．３腐蚀损伤形态演化规律针对如图１所示的关键结构模拟件，根据图２所示的当量加速试验谱，采用ＺＪＦ－４５Ｇ型周期浸润腐蚀试验箱进行当量加速腐蚀试验．当量加速腐蚀试验时间为１ａ、２ａ、５ａ、７ａ和１０ａ，分别随机抽取５个试件进行留样、清洗和干燥保存．借助ＫＨ－７７００型三维Ｑｕａｓｔｅｒ光学显微镜及其测量软件，对腐蚀损伤尺寸进行观测．从图３可以看出，腐蚀的初期，试件表面产生单个独立的蚀孔，呈圆锥型凹坑，宽度较窄，仅为几十微米；随着腐蚀时间的增长，腐蚀坑的深度和宽度都增大，多个蚀孔相互连接；随着腐蚀进一步发展，腐蚀深度和宽度不断增大，多个蚀坑相互连接为一个大腐蚀坑，达到几百微米，蚀坑底部起伏不平．２预腐蚀疲劳试验借助ＭＴＳ８１０疲劳试验机，采用等幅谱进行疲劳试验，为了能在疲劳断口有明显的疲劳条带，以若干循环次数为一个等幅谱块，在各块谱之间加入若干次循环高载，在疲劳断口上形成明显的·１２１·第２期谭晓明，等：当量加速腐蚀条件下７Ｂ０４－Ｔ６高强度铝合金疲劳裂纹扩展规律研究疲劳条带，图４为在Ｑｕａｓｔｅｒ光学显微镜下当量腐蚀１０ａ时的疲劳断口宏观形貌．(a)1a(b)5a(c)7a图３不同腐蚀时间的腐蚀坑形貌propagetionderectioninitiationsites图４当量腐蚀１０ａ疲劳断口形貌３ａ－Ｎ曲线采用指数函数拟合试验测得的裂纹长度ａ与循环次数Ｎ的对应关系为ａ＝ＣｅＢＮ．（１）对式（１）进行求导数，得到ｌｎａ＝ｌｎＣ＋ＢＮ．（２）为了计算的简便，令Ｙ＝ｌｎａ，Ａ＝ｌｎＣ，Ｘ＝Ｎ，得到如式（３）所示的线性方程：Ｙ＝Ａ＋ＢＸ．（３）利用测试获得的（ａ，Ｎ）数据集，计算得到式（１）中的Ｂ和Ｃ参数，如表２所示，并绘制得到不同腐蚀时间条件下ａ－Ｎ曲线，如图５所示．表２不同的腐蚀时间的拟合曲线参数腐蚀时间／ａ拟合曲线参数ＡＢＣ０－２．６２８．６７Ｅ－６０．０７３２－３．７１１．３９Ｅ－５０．０２５５－３．６９１．４７Ｅ－５０．０２５７－３．９８１．６４Ｅ－５０．０１９１０－３．５０１．７２Ｅ－５０．０３０7654321011.52.02.53.03.54.04.55.0循环次数/N裂纹长度/a/mmTestingdata(0a)Fittingcurve(0a)Testingdata(2a)Fittingcurve(2a)Testingdata(5a)Fittingcurve(5a)Testingdata(7a)Fittingcurve(7a)Testingdata(10a)Fittingcurve(10a)图５不同腐蚀时间条件下ａ－Ｎ曲线４ｄａ／ｄＮ－ΔＫ曲线借助ＪＳＭ－６７００Ｆ场发射扫描电镜进行断口分析，发现腐蚀坑附近存在一些发亮的腐蚀产物，如图６所示．借助能谱分析仪确定疲劳断口残留腐蚀产物的元素，主要成分为Ｎａ、Ｃｌ、Ｃａ、Ｏ、Ｋ、Ａｌ、Ｓ等，能谱分析如图７所示．经分析知，加速腐蚀试验的腐蚀产物成分与外场服役环境条件的腐蚀产物成分基本一致．通过扫描电镜断口分析获得疲劳裂纹长度ａ与循环次数Ｎ的试验数据．采用修正的割线法计算裂纹扩展速率为（ｄａｄＮ）ｉ＝１２ａ（Ｎｉ＋１）－ａ（Ｎｉ）Ｎｉ＋１－Ｎｉ＋ａ（Ｎｉ）－ａ（Ｎｉ－１）Ｎｉ－Ｎｉ－１éëêêùûúú．（４）·２２１·材料科学与工艺第２３卷计算疲劳裂纹的应力强度因子时，裂纹长度值采用平均裂纹长度为ａ－＝ａｉ－１＋ａｉ＋ａｉ＋１３（５）图８表示了腐蚀０ａ、２ａ、５ａ、７ａ和１０ａ条件下裂纹扩展速率（ｄａ／ｄＮ）与应力强度因子幅值（ΔＫ）的对应关系．未腐蚀和当量腐蚀２ａ的试验件有明显的小裂纹扩展阶段，扩展速率不稳定，受铝合金材料微观组织结构（如第二相、晶界和夹杂等）影响比较大，当ΔＫ相等时小裂纹扩展速率明显高于长裂纹，表现出典型的小裂纹行为［１５－１８］．而随着腐蚀时间的增长，无明显小裂纹行为，其原因可能是腐蚀程度的增加，导致萌生疲劳裂纹的腐蚀损伤尺寸也增长，裂纹扩展过程中几乎不受材料微观结构的影响．当量腐蚀年限增长，裂纹扩展速率越来越快，如图８所示的ｄａ／ｄＮ－ΔＫ曲线斜率越来越大，如当量加速５ａ时，曲线斜率为２．３９；当量加速７ａ时，曲线斜率为２．６４；当量加速１０ａ时，曲线斜率为２．７５．可见，随着腐蚀时间的增长，材料抗疲劳性能显著退化，导致疲劳寿命大大降低．图６断口腐蚀产物示意图0.51.01.52.02.53.03.54.0E/keVKCaOCNaClSSClKKCaCaAl图７腐蚀产物能谱图1E-71E-81E-9110试验数据拟合曲线1E-71E-81E-91E-71E-81E-91E-71E-81E-91E-71E-8110110110110试验数据拟合曲线试验数据拟合曲线试验数据拟合曲线试验数据拟合曲线(a)0a(b)2a(c)5a(d)7a(e)10aY=-9.31+2.16XY=-9.53+2.33XY=-9.57+2.39XY=-9.73+2.64XY=-9.8+2.75Xda/dNΔK/(kMPa?m1/2)da/dNΔK/(kMPa?m1/2)da/dNΔK/(kMPa?m1/2)da/dNΔK/(kMPa?m1/2)da/dNΔK/(kMPa?m1/2)图８不同腐蚀时间条件下ｄａ／ｄＮ－ΔＫ曲线５结论１）根据编制的机场环境加速试验谱，通过实验室条件下的加速腐蚀试验，模拟和再现了外场条件下的腐蚀损伤模式及演化规律．２）腐蚀初期，试验件表面出现明显的腐蚀斑点，在显微镜下观察试件表面分布比较均匀的单个独立的腐蚀坑．随着腐蚀时间的增长，腐蚀坑的深度和宽度都增大，在腐蚀的后期，多个蚀坑相互连接形成一个大腐蚀坑，蚀坑底部起伏不平．３）在腐蚀初期，疲劳裂纹扩展过程中有明显的小裂纹扩展阶段；而随着当量腐蚀损伤程度的加重，小裂纹行为不明显．４）随着加速腐蚀时间的增长，ｄａ／ｄＮ－ΔＫ拟合曲线斜率越来越大，裂纹扩展速率越来越快，材料抗疲劳性能显著退化．·３２１·第２期谭晓明，等：当量加速腐蚀条件下７Ｂ０４－Ｔ６高强度铝合金疲劳裂纹扩展规律研究参考文献：［１］ＴＡＮＸｉａｏｍｉｎｇ，ＣＨＥＮＹｕｅｌｉａｎｇ，ＪＩＮＰｉｎｇ．Ｃｏｒｒｏｓｉｏｎｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎｏｆａｉｒｃｒａｆｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅｏｎｆｕｚｚｙｒｅｌｉａｂｉｌｉｔｙａｐｐｒｏａｃｈ［Ｊ］．ＣｈｉｎｅｓｅＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ，２００５，１８（４）：３４６－３５１．［２］谭晓明，陈跃良，段成美，等．飞机结构搭接件三维裂纹的扩展特性分析［Ｊ］．航空学报，２００５，２６（１）：６６－６９．ＴＡＮＸｉａｏｍｉｎｇ，ＣＨＥＮＹｕｅｌｉａｎｇ，ＤＵＡＮＣｈｅｎｇｍｅｉ，ｅｔａｌ．Ａｎａｌｙｓｉｓｏｆｇｒｏｗｔｈｃｈａｒａｃｔｅｒｉｚａｔｉｏｎｏｆ３－Ｄｃｒａｃｋｓｉｎｃｏｒｒｏｄｅｄｌａｐｊｏｉｎｔｓｏｆａｉｒｃｒａｆｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅ［Ｊ］．ＡｃｔａＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａＥｔＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａＳｉｎｉｃａ，２００５，２６（１）：６６－６９．［３］ＣＡＶＡＮＡＵＧＨＭＫ，ＢＵＣＨＨＥＩＴＲＧ，ＢＩＲＢＩＬＩＳＮ．Ｅｖａｌｕａｔｉｏｎｏｆ⁃ａｓｉｍｐｌｅｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒａｌｅｌｅｃｔｒｏｃｈｅｍｉｃａｌｍｏｄｅｌｆｏｒｃｏｒｒｏｓｉｏｎｄａｍａｇｅａｃｃｕｍｕｌａｔｉｏｎｉｎｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒａｌｌｙｃｏｍｐｌｅｘａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙｓ［Ｊ］．ＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＦｒａｃｔｕｒｅＭｅｃｈａｎｉｃｓ，２００９，７６：６４１－６５０．［４］张丹峰，谭晓明，马力，等．服役环境条件下飞机结构铝合金材料孔蚀规律研究［Ｊ］．中国腐蚀与防护学报，２０１０，３０（１）：９３－９６．ＺＨＡＮＧＤａｎｆｅｎｇ，ＴＡＮＸｉａｏｍｉｎｇ，ＭＡＬｉ，ｅｔａｌ．Ａｌｕｍｉｎｕｍｐｉｔｔｉｎｇｃｏｒｒｏｓｉｏｎｄａｍａｇｅｒｕｌｅｕｎｄｅｒｓｅｒｖｉｃｅｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＣｈｉｎｅｓｅＳｏｃｉｅｔｙｆｏｒｃｏｒｒｏｓｉｏｎａｎｄＰｒｏｔｅｃｔｉｏｎ，２０１０，３０（１）：９３－９６［５］ＫＩＭＢＥＲＬＩＪ，ＨＯＥＰＰＮＥＲＤＷ．Ｔｈｅｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎｂｅｔｗｅｅｎｐｉｔｔｉｎｇｃｏｒｒｏｓｉｏｎ，ｇｒａｉｎｂｏｕｎｄａｒｉｅｓ，ａｎｄｃｏｎｓｔｉｔｕｅｎｔｐａｒｔｉｃｌｅｓｄｕｒｉｎｇｃｏｒｒｏｓｉｏｎｆａｔｉｇｕｅｏｆ７０７５－Ｔ６ａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙ［Ｊ］．ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＦａｔｉｇｕｅ，２００９，３１：６８６－６９２．［６］ＫＩＭＢＥＲＬＩＪ，ＳＡＣＨＩＮＲＳ，ＰＡＵＬＮＣ，ｅｔａｌ．Ｅｆｆｅｃｔｏｆｐｒｉｏｒｃｏｒｒｏｓｉｏｎｏｎｓｈｏｒｔｃｒａｃｋｂｅｈａｖｉｏｒｉｎ２０２４－Ｔ３ａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙ［Ｊ］．ＣｏｒｒｏｓｉｏｎＳｃｉｅｎｃｅ，２００８，５０：２５８８－２５９５．［７］ＫＩＭＢＥＲＬＩＪ，ＤＡＶＩＤＷＨ．Ｐｒｉｏｒｃｏｒｒｏｓｉｏｎａｎｄｆａｔｉｇｕｅｏｆ２０２４－Ｔ３ａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙ［Ｊ］．ＣｏｒｒｏｓｉｏｎＳｃｉｅｎｃｅ，２００６，４８：３１０９－３１２２．［８］ＫＩＭＢＥＲＬＩＪ，ＤＡＶＩＤＷＨ．⁃⁃Ｐｉｔｔｏｃｒａｃｋｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｉｎ⁃ｐｒｅｃｏｒｒｏｄｅｄ７０７５－Ｔ６ａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙｕｎｄｅｒｃｙｃｌｉｃｌｏａｄｉｎｇ［Ｊ］．ＣｏｒｒｏｓｉｏｎＳｃｉｅｎｃｅ，２００５，４７：２１８５－２１９８．［９］ＷＡＬＤＥＫ，ＨＩＬＬＢＥＲＲＹＢＭ．Ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｚａｔｉｏｎｏｆｐｉｔｔｉｎｇｄａｍａｇｅａｎｄｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎｏｆｒｅｍａｉｎｉｎｇｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅ［Ｊ］．ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＦａｔｉｇｕｅ，２００８，３０：１０６－１１８．［１０］ＷＡＬＤＥＫ，ＨＩＬＬＢＥＲＲＹＢＭ．Ｉｎｉｔｉａｔｉｏｎａｎｄｓｈａｐｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆ⁃ｃｏｒｒｏｓｉｏｎｎｕｃｌｅａｔｅｄｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｉｎｇ［Ｊ］．ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＦａｔｉｇｕｅ，２００７，２９：１２６９－１２８１．［１１］ＧＲＵＥＮＢＥＲＧＫＭ，ＧＲＡＩＧＢＡ，ＨＩＬＬＢＥＲＲＹＢＭ．Ｐｒｅｄｉｃｔｉｎｇｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅｏｆ⁃ｐｒｅｃｏｒｒｏｄｅｄ２０２４－Ｔ３ａｌｕｍｉｎｕｍ［Ｊ］．ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＦａｔｉｇｕｅ，２００４，２６：６２９－６４０．［１２］ＴＡＮＸｉａｏｍｉｎｇ，ＣＨＥＮＹｕｅｌｉａｎｇ，ＪＩＮＰｉｎｇ．Ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎａｐｐｒｏａｃｈｆｏｒｃｏｒｒｏｓｉｏｎｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅｏｆａｉｒｃｒａｆｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅｂａｓｅｄｏｎｐｒｏｂａｂｉｌｉｓｔｉｃｆｒａｃｔｕｒｅｍｅｃｈａｎｉｃｓ［Ｃ］／／ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅｏｎＦｒａｃｔｕｒｅａｎｄＤａｍａｇｅＭｅｃｈａｎｉｃ．Ｈａｒｂｉｎ：ＫｅｙＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＭａｔｅｒｉａｌｓ，２００６：３２４－３２５，９４３－９４６．［１３］刘文珽，李玉海．飞机结构日历寿命体系评定技术［Ｍ］．北京：航空工业出版社，２００４，１２１－１３０．ＬＩＵＷｅｎｔｉｎｇ，ＬＩＹｕｈａｉ．Ｔｈｅｃａｌｅｎｄａｒｌｉｆｅｓｙｓｔｅｍｅｖａｌｕａｔｉｏｎｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆａｉｒｃｒａｆｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＡｖｉａｔｉｏｎＩｎｄｕｓｔｒｙＰｒｅｓｓ，２００４，１２１－１３０．［１４］ＸＵＥＹ．Ｍｏｄｅｌｉｎｇｆａｔｉｇｕｅ⁃ｓｍａｌｌｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｗｉｔｈ⁃ｃｏｎｆｉｄｅｎｃｅＡｍｕｌｔｉｓｔａｇｅａｐｐｒｏａｃｈ［Ｊ］．ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＦａｔｉｇｕｅ，２０１０，３２：１２１０－１２１９．［１５］ＳＨＹＡＭＡ，ＡＬＬＩＳＯＮＪＥ，ＪＯＮＥＳＪＷ．Ａｓｍａｌｌｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐａｎｄｉｔｓａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｔｏｃａｓｔａｌｕｍｉｎｕｍ［Ｊ］．ＡｃｔａＭａｔｅｒｉａｌｉａ，２００５，５３：１４９９－１５０９．［１６］ＣＡＰＰＥＬＬＩＭＤ．Ｔｈｅｅｖｏｌｕｔｉｏｎｏｆ⁃ｍｕｌｔｉｓｉｔｅｓｍａｌｌｃｒａｃｋｓｕｎｄｅｒｆａｔｉｇｕｅｌｏａｄｉｎｇ［Ｄ］．ＧｅｏｒｇｉａＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２００７．［１７］ＣＡＰＰＥＬＬＩＭＤ，ＣＡＲＬＳＯＮＲＬ，ＫＡＲＤＯＭＡＴＥＡＳＧＡ．Ｔｈｅｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｂｅｔｗｅｅｎｓｍａｌｌａｎｄｌｏｎｇｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｂｅｈａｖｉｏｒａｎｄｉｔｓｒｅｌａｔｉｏｎｔｏｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅ［Ｊ］．ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＦａｔｉｇｕｅ，２００８，３０：１４７３－１４７８．［１８］谭晓明，张丹峰，陈跃良．基于微观结构的２Ｂ０６铝合金全寿命概率模拟［Ｊ］．航空学报，２０１２，３３（８）：１４３４－１４３９．ＴＡＮＸｉａｏｍｉｎｇ，ＺＨＡＮＧＤａｎｆｅｎｇ，ＣＨＥＮＹｕｅｌｉａｎｇ．Ｐｒｏｂａｂｉｌｉｓｔｉｃｓｉｍｕｌａｔｉｏｎａｐｐｒｏａｃｈｆｏｒｈｏｌｉｓｔｉｃｌｉｆｅｏｆａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙ２Ｂ０６ｂａｓｅｄｏｎｍａｔｅｒｉａｌｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅ［Ｊ］．ＡｃｔａＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａＥｔＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａＳｉｎｉｃａ，２０１２，３３（８）：１４３４－１４３９．（编辑张积宾）·４２１·材料科学与工艺第２３卷