航天飞行器结构应力腐蚀基因解析及应用

朱龙奎

（北京强度环境研究所，北京 100076）

0 引言

应力腐蚀（stress corrosion cracking, SCC）是军民用航天飞行器结构局部与系统失效的一种常见类型，易造成无征兆、灾难性事故。例如，火箭级间连接结构（分离系统）常用的M250 马氏体时效高强钢紧固件装配时会发生SCC 沿晶脆性断裂失效[1-2]，类似失效实例也曾发生在使用同类材料的航天飞行器固体推进系统和其他紧固件[3-6]，此外马氏体时效高强钢还常用于火箭发动机壳体、传动齿轮和弹簧等[1]。同时，很多航天飞行器大量采用铝合金结构[7]，也存在SCC 风险。例如，在含氯潮湿环境贮存过程中，有残余应力、表面阳极氧化的火箭发动机推力矢量控制阀体会发生沿晶SCC 裂纹形核扩展[8]。另外，钛及钛合金因其轻质耐蚀的优异性能在航天飞行器中应用广泛，但研究表明纯钛在含有痕量水的有机溶剂中会发生SCC，钛合金在水溶液和有机溶剂中均会发生SCC 形核扩展[9-10]。一般认为，陶瓷、玻璃等及其复合材料通常不发生腐蚀，但在潮湿或浸水条件下也发生SCC 裂纹形核扩展[11-13]。与此同时，处于高能辐射或辐照下，材料的SCC 敏感性明显增大，即辐照会促进SCC[14-16]。更值得关注的是，多个型号导弹等军用航天飞行器SCC 失效也时有发生。尽管一些系统多次涂覆防护涂层、更换材料或零部件，但SCC 问题并没有根本解决。其原因在于人们一直不清楚SCC 的产生机理，特别是韧性材料脆化以致解理的机制。

为此，本文通过SCC 基因解析，从本质上探究SCC 脆性解理的特征因子和作用因素，简述SCC机理模型的基因构成，概括基因与敏感性测取方法；同时，针对SCC 防护难题，阐述无事故设计、评价与分析的内涵。

1 SCC 基因解析

不同于应力作用下的腐蚀，应力腐蚀是一种物理-化学-力学耦合作用的失效类型，具有低外加应力与脆性开裂或断裂的特点。较为流行的观点认为，SCC 是特定环境下受应力的敏感材料发生滞后脆性开裂或断裂的现象，即SCC 三因子为特定环境、敏感材料和应力[10]。基于SCC 实验及模拟结果，左景伊[17]按时序将SCC 划分为“局部腐蚀—膜破裂形成蚀孔—裂纹纵深扩展”三个阶段。同时依据SCC 机理，褚武扬等[10,18]认为SCC 大体上可分为阳极溶解型SCC 和氢致开裂型SCC 两类，后者可等效为氢脆。这些宏观分类对SCC 相关研究起到了促进作用，但多是现象概括，还应探析SCC 本征因素。

1.1 SCC 应力基因与失效准则

从能量与功的角度出发，Griffith 理论认为脆性裂纹形核扩展的临界应力强度因子KIC取决于新裂纹面的表面能γS[18]，即

式中：E 为材料的弹性模量；ν 为材料的泊松比。

近期有研究表明，极低外加应力条件（约0.1σS）下，具有优异韧塑性的奥氏体不锈钢单晶发生低应力SCC 裂纹形核扩展，却不发生位错滑移塑性变形[18-22]。这与经典的Griffith 理论相吻合，表明韧性体SCC 的临界应力位于远低于σS的量值区间，此临界应力可称为SCC 的应力基因。由此可知，应力基因与力学上认为的原子键断裂所需的理论强度及采用工程应力应变测取的抗拉强度均不同，因此基于强度理论的失效准则也不再适用。通常，多数工程失效不发生宏观塑性变形，故可采用Griffith 理论作为失效准则。然而，当应力高于滑移系开动的临界分切应力且未出现缩颈等宏观塑性变形时，微观断口上出现大量解理台阶和撕裂岭，表明此类断裂失效受SCC 和韧性剪切的协同作用[20]。同时，基于Schmid 定律，在真空和多数环境条件下韧性材料的临界分切应力几乎都低于解理应力阈值，因此在外应力作用下，材料首先发生以位错滑移为元过程的塑性变形而后裂纹形核扩展以致失稳断裂，这已被大量的慢应变速率拉伸、U 形弯曲、楔形加载等实验的结果所证明。据此，Irwin 和Orowan 认为裂纹扩展的阻力RC不仅包含新裂纹面表面能γS还包括塑性变形功γP，则将式(1)推广至含韧性剪切裂纹形核扩展的现象即为

式(2)中，塑性变形功γP既弥合了外加高应力时SCC裂尖出现塑性区的现象，也自洽于位错滑移促进SCC 的观点。因此，Irwin-Orowan 理论可作为高应力SCC 的失效准则[20]，适用于发生塑性变形工程结构或塑性、弹塑性变形阶段的分析评价。

1.2 SCC 微观基因与机理模型

实验研究表明，溶解阳极、氢、电负性离子、滑移位错、钝化膜、晶体取向对SCC 脆性解理裂纹形核扩展的微观过程起决定性作用[19-23]，故可定义为SCC 微观基因。已提出的SCC 机理模型，如滑移溶解模型、膜致应力模型、膜致解理模型、腐蚀促进塑性变形模型、氢脆模型、环境断裂一致性模型是这些微观基因的耦合建构，如表1 所示[23]。一般认为，阳极溶解（俗称腐蚀），即M → Mn++ne 是SCC的基础过程[10,23-24]，由此导致的SCC 裂纹扩展速率可根据Faraday 定律求解取得；同时，阳极溶解可促进电负性离子生成、酸性条件下氢离子还原和非强酸性条件下钝化膜形成。需要说明的是，仅粒子吸附作用的SCC 不含有此微观基因。通常，原子氢和电负性离子在应力集中的裂尖弹性区或弹塑性区扩散并进行物理或化学吸附，降低键合力与表面能，钉扎位错，与空位发生交互作用，整体上使裂尖区 脆化、断裂韧性降低。也有观点认为氢与价电子会降低错配能而促进位错发射[25-27]，但近期实验研究表明多数SCC 裂纹并不沿滑移面形核扩展[20]，因此氢和价电子促进滑移行为是伴随促进脆性解理而产生，从此角度并不能探及SCC 本质。同样，只有与SCC 脆性解理交互作用的滑移位错才能称之为高载荷SCC 微观基因，其用于能量耗散部分与SCC 并不相关。而且，低载荷SCC 时固有位错不发生滑移，因此也不存在滑移位错这一基因。再者，钝化膜能够屏蔽阳极溶解，进一步研究认为钝化膜可吸附位错并对SCC 裂尖产生压应力[28-35]，实验研究表明此SCC 微观基因适用于某些SCC 敏感体系[18]。此外，晶体中软取向有利于滑移面位错发射，而硬取向则通常会发生解理面脆性开裂，且易于优先在低表面能晶面形核扩展[20]，故也将晶体取向作为SCC 微观基因之一。事实上，SCC 裂纹形核与扩展由微观基因的耦合作用引起，这种微观基因的耦合状态（如溶解阳极与氢的交互作用，氢与位错的交互作用，钝化膜与位错的交互作用，滑移位错与晶体取向的交互作用，辐照脆化基体与氢、价电子的交互作用）也称为SCC 基因组态，即构成SCC 机理。

表1 SCC 微观基因与机理模型的关系Table 1 Relationship between microscopic genes and mechanism models of SCC

1.3 SCC 基因测取与敏感性

从SCC 基因角度看，几乎任何材料、结构和系统都可能发生SCC 失效，只是不同条件下具有不同的SCC 基因组态和敏感性，因此需要在特定条件下进行分析评价。一般地，通过观察断裂形貌和测量化学浓度、电位/电流、应力/应变等方法测取SCC 基因，表征SCC 敏感性ISCC。其中，原子像、裂纹形貌至宏观断口的多尺寸SCC 形貌最为直观，也较为基础，多用于定性分析；而化学浓度、电位/电流、应力/应变则是定量表征参数。目前，普遍采用两种或多种方法相结合的方式测取SCC 基因和ISCC。基于SCC 脆性本征，ISCC的定量表达式为

式中，X 和X0分别代表SCC 特定环境和惰性环境中的断裂韧性KIC、断裂强度σUTS、延伸率δ、断面收缩率ψ、失效时间t、韧性断口面积SD、撕裂岭数目NTR、钝化膜破裂电位EOP等。需要说明的是，不同SCC 体系的脆性断裂基因可能不同，因此应从以上参数中选取合适变量来表征SCC 敏感性。通常，采用两个以上变量进行表征，有时还辅以统计分析。一般认为，ISCC＜10%时SCC 不敏感。

例如，分析高强钢结构在潮湿或含氢环境中的SCC 时多采用钢中氢浓度、应力大小和断口形貌来确定氢浓度-应力耦合状态的SCC 基因组态（如10-6量级的氢浓度+(0.2～0.5)σUTS），进一步以沿晶、混晶、解理与韧窝微观形貌分析不同氢浓度-应力耦合状态的SCC 敏感性，同时形成设计寿命内的氢浓度-应力耦合状态的SCC 不敏感区间[36]。在开路条件下，分析不锈钢在含氯溶液中的SCC 时则采用应力大小、晶体取向、裂纹形貌和断口形貌来测取电负性离子浓度-应力耦合状态的SCC 基因组态（如25wt%～45wt%氯离子浓度+(0.1～0.2)σS），然后以解理、撕裂岭、二次裂纹分析不同电负性离子浓度-应力耦合状态的SCC 敏感性，最后形成满足设计寿命的电负性离子浓度-应力耦合状态的SCC 不敏感区间[19-21,37]。

2 无SCC 事故原则

基于SCC 基因分析，在系统持续运行、结构连续加载情况下，即使SCC 不敏感系统结构也可能发生SCC 失效。实验研究表明SCC 稳态扩展和失稳扩展所需时间都很短[19-20]，几乎是瞬态的，故工程上常用SCC 断裂时间tF作为服役寿命，评价从开始常态服役至SCC 裂纹萌生阶段的寿命时限和系统结构的耐久性。一般情况下，航天飞行器不会全结构、全系统发生SCC，时常是服役环境恶劣且承受应力的发动机、主轴、传动结构、紧固件、弹性元件、外壳体应力集中部位等首先萌生SCC 裂纹，以致全结构、全系统失效或过载失效[1-6,8]。

无SCC 事故原则是针对系统结构的设计、评价、分析而提出的避免SCC 事故的系统方法，即合理设计以保证寿命和实现功能，精准评价以验证设计和发现问题，正确失效分析以厘清原因和改进设计。三者相辅相成，是一个整体，如图1 所示。同时，在设计、评价和分析时，应避免经验认知性错误，即切勿视非普适经验为原理，这也是无SCC 事故的一个重要原则。细节上，在设计时应慎重以避免选用如表2 所示的特定环境下SCC 敏感材料和工艺，其他不敏感材料和工艺也需在选用前进行精准评价。

图1 无SCC 事故原则示意Fig.1 SCC accident-free criteria

表2 航天飞行器结构SCC 敏感体系Table 2 SCC-susceptible frame for spacecraft structures

对于SCC 评价，应在材料、结构、系统多层级展开。鉴于SCC 本身是一种物理-化学-力学耦合作用的失效类型，在评价SCC 时循环式置入腐蚀环境与应力因素的方法并不适用，须采用多因素耦合评价方法。但在结构、系统评价中，由于理论模型的局限性，多因素耦合评价方法的应用受到限制。SCC 失效现象可能会在评价时出现，此时以改进设计为目的的失效分析成为预防设计寿命内出现SCC 事故的最后一道屏障。有利于正确失效分析的方法路径包括SCC 现象观察、工况条件询查、SCC 机理解析、SCC 现象复现、设计改进和修复验证6 个步骤，其中SCC 现象复现是指按照解析所得的机理原因开展材料或结构层级SCC 试验（批量生产和必要时也可做系统层级SCC 试验），当获得相同机理原因的SCC 失效现象时即可确定失效原因，进一步为有效的设计改进奠定基础。

3 结论

本文通过SCC 基因解析得到以下结论：

1）与理论断裂强度及抗拉强度不同，SCC 应力基因位于远低于σS的量值区间，SCC 失效准则可采用Griffith 理论，发生塑性变形时可采用Irwin-Orowan 理论；

2）SCC 微观基因包括溶解阳极、氢、电负性离子、滑移位错、钝化膜、晶体取向，这些微观基因的耦合组态即构成SCC 机理模型，可采用相应方法测取SCC 基因及SCC 体系的敏感性ISCC；

3）航天飞行器无SCC 事故原则由合理设计、精准评价和正确失效分析构成，且避免经验认知性错误是其中的重要原则。