1—晶粒内部 2—晶界贫铜区 3— 相4— 相5—
图2 LY12CZ热处理后的晶界区结构示意图
释放出的电子迁移到微电池的阴极区（ 区），腐蚀电池的阴极区主要发生氧或氢离子的还原反应，即吸氧或析氢反应：
在腐蚀微电池电场力的作用下，腐蚀孔外的 等阴性离子不断向蚀孔内迁移、富集，使得溶液的腐蚀性增强；腐蚀孔内金属 离子的浓度随腐蚀反应的进行而不断增加，并且发生水解反应：
反应的结果使蚀孔内 离子浓度升高，溶液酸性增强，进一步加速腐蚀孔内金属铝的溶解。腐蚀孔口因阴极析氢反应而使阴极区溶液的 值升高，形成的腐蚀产物（铝的氢氧化物及杂质）堵塞在孔口，阻碍了腐蚀孔内与孔外的离子扩散和腐蚀溶液对流，蚀孔内溶液得不到稀释形成“闭塞电池”[1]，使蚀孔内腐蚀过程成为一个自催化过程，持续不断地自发进行下去，在蚀孔坑内，腐蚀将优先沿晶界扩展，在晶界形成连续的阳极溶解通道，即发生晶间腐蚀。
铝合金型材在轧制、挤压或模锻加工时，使晶粒沿受力方向变形，成为平行于金属表面的扁平晶粒，具有高度方向性的组织结构，在构件中必然存在沿挤压或轧制方向的残余张应力，使腐蚀沿平行于型材表面的晶间发展，满足了铝合金发生剥蚀的基本条件。
另一方面，对腐蚀产物的分析表明，在腐蚀过程中生成的 这种不溶性的腐蚀产物，因为金属 的原子量为27，密度为 ；的原子量为78，密度为 ，所以可以计算出由金属转化为时，每消耗1体积的金属，就会产生3.2体积的。论文参考网。由于生成的不溶性腐蚀产物的体积大于所消耗的金属的体积，从而产生“楔入效应”，形成晶界内张力，使被破坏了结合力的晶粒翘起，撑开了上面未被腐蚀的金属层，导致沿晶裂纹的形成和扩大，出现层片状的剥蚀外貌。因此，可以说铝合金翼梁型材缘条的剥蚀，是在晶间腐蚀和应力协同作用下发生的一种腐蚀形态。
从铝合金型材产生剥蚀的全过程分析来看，其产生剥蚀的条件可简单归纳为：
⑴ 有适当的腐蚀介质环境；
⑵ 材料为挤压或模锻成型，具有扁平的方向性很强的晶粒结构；
⑶ 铝合金具有较明显的沿晶腐蚀敏感性的活性阳极通道；
⑷ 合金表面的腐蚀产物不溶或难溶，其体积大于所消耗的金属体积，能产生“楔入效应”。论文参考网。
3铝合金型材的腐蚀动力学函数及腐蚀速率
3.1 飞机结构铝合金材料的腐蚀损伤状况
选择构件为某飞机翼梁缘条（材料：LY12CZ＋阳极化＋H06-2），每架飞机的翼梁缘条热处理工艺、防护涂层一致，总体与局部腐蚀环境相同。由于飞机上很难得到同一个腐蚀部位随日历使用年限发展的变化数据，因此，把每架飞机在不同使用年限腐蚀大修时翼梁缘条的腐蚀损伤数据作为一个总体样本考虑。外场腐蚀检查得到的腐蚀损伤测量数据见表1。
3.2 腐蚀损伤数据的统计处理
腐蚀数据样本服从什么分布规律与结构材料的腐蚀失效机理和失效模式有很大关系[2]。根据表1中的腐蚀损伤数据，对日历使用年限为6a、7a、8.5a、10a、12.5a的腐蚀损伤数据分别进行分布规律拟合及检验，取检验水平α=0.05，用利尔福斯法检验证明，翼梁缘条腐蚀深度 较好的符合正态分布规律[3]。其拟合计算结果见表2。
表1 飞机铝合金翼梁缘条的日历年限(a)与腐蚀深度值(mm)统计
| 6a 7a 8.5a 10a 12.5a |
| 1.7 0.8 0.9 1.8 1.1 0.6 1.2 1.9 1.7 0.8 0.3 0.7 2.1 1.5 2.0 0.6 1.1 2.2 1.8 1.9 1.3 1.7 1.4 1.0 1.7 0.4 1.9 1.6 1.6 3.0 1.5 1.3 2.0 1.4 1.8 0.9 2.4 2.4 1.3 1.6 0.3 1.6 1.2 0.6 1.8 0.2 1.4 2.9 2.6 2.9 0.4 0.9 2.0 2.4 3.0 … … … … … … … … … … 0.6 0.8 0.6 1.2 0.9 1.2 1.0 1.0 0.8 1.2 0.4 1.6 0.9 1.9 2.8 0.7 0.6 0.8 2.4 2.3 0.8 0.9 1.8 3.0 3.1 0.7 1.0 1.9 3.0 2.7 |
表2 不同日历使用年限时腐蚀损伤数据的正态检验拟合结果
日历年限/a 拟合方程 相关系数/ 统计量计算值/ 统计量临界值/ |
6  0.9878 0.1317 0.2183 7  0.9918 0.0910 0.2342 腐蚀深度 8.5  0.9835 0.1375 0.2804  10  0.9965 0.0859 0.2417 12.5  0.9917 0.1047 0.2417 |
根据翼梁缘条腐蚀数据的拟合结果，飞机使用6a、7a、8.5a、10a、12.5a后，其腐蚀损伤深度( )较好的服从正态分布规律。即 ，故可计算推断出飞机使用到6a、7a、8.5a、10a、12.5a时的最大腐蚀损伤尺寸见表3。论文参考网。
表3 不同日历使用年限腐蚀部位深度统计推断结果
使用年限 腐蚀深度D/ 腐蚀深度D/ 变异系数 方 差 Y/a (置信条件50%) (置信条件95%)   |
| 6 0.84 1.52 0.4947 0.4131 7 1.32 2.21 0.4124 0.5426 8.5 1.62 2.72 0.4092 0.6640 10 1.93 3.20 0.3993 0.7707 12.5 2.04 3.41 0.4062 0.8286 |
3.3 腐蚀损伤的动力学速率函数
对表3中不同日历年限下推断出的腐蚀深度()进行拟合分析。通过拟合对比计算，腐蚀深度与飞机使用年限的自然对数 线性关系最佳， 拟合的曲线相关系数 。腐蚀深度()与飞机使用年限的自然对数拟合的关系图见图3，该图清楚的描述了在机场环境中，腐蚀深度随飞机使用年限的延长而增大。拟合得到的铝合金翼梁型材腐蚀发展的动力学速率函数如下:
图3 飞机结构铝合金型材腐蚀深度与使用年限关系曲线
由图3及拟合得到的腐蚀动力学速率函数可知，铝合金翼梁缘条腐蚀坑深度随飞机服役年限的增加而增大，且具有线性关系较好的半自然对数关系。当飞机在该环境条件下服役到某一给定的日历年限时，可以推断出在置信条件50%及95%下腐蚀坑的最大深度。当然，腐蚀速率函数是在真实的环境条件下飞机结构件的实际腐蚀测量数据拟合得到的，该式包括有一定的涂层防护失效期（防护漆层失效），一般认为基体材料表面开始腐蚀发生时的腐蚀面积为零〔4〕，根据机场腐蚀统计的数据来看，飞机使用4～5年后结构型材表明防护涂层部分开始失效，基体材料开始出现点状腐蚀，因此，拟合得到的腐蚀动力学速率函数在使用时应考虑结构防护体系的有效寿命期。
4结论
(1)高强度铝合金型材构件机场环境中随飞机服役年限的增加，在经历点蚀、晶间腐蚀、剥蚀其发展历程后，腐蚀损伤深度较好的服从正态分布规律。
(2)通过对飞机铝合金构件腐蚀损伤数据的拟合分析，得到了高强度铝合金型材在机场环境中的腐蚀动力学速率函数。即腐蚀深度与飞机服役使用年限的自然对数呈线性关系。
(3)利用本文拟合得到腐蚀损伤动力学速率函数可预测飞机结构的腐蚀损伤随服役年限的发展状况，但要考虑铝合金结构件的防护体系有效寿命期。
参考文献:
[1]穆志韬. 军用飞机的腐蚀检测及监控技术[J]. 航空工程与维修，2002(1):38
[2] A.K.Sheikh and J.K.Boah,Statistical Modeling of Pitting Corrosion andPipeline Reliability[J]. Corrosion, 1990,46(3):190-197
[3] 穆志韬，熊玉平.高强度铝合金的腐蚀损伤分布规律研究[J].机械工程材料，2002,26(4):14～16.
[4] 谢伟杰,李荻.LY12CZ和7075T7351铝合金在EXCO溶液中腐蚀动力学的统计研究[J].航空学报,1999,20(1):34～38.
[5] 张福泽. 金属机件腐蚀日历寿命的计算模型和确定方法[J]. 航空学报，1999，20(1):75
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