ชิ้นส่วนอากาศยานเสียหายได้อย่างไร (Why aircraft fail?)

บางส่วนของการบรรยายเมื่อวันที่ 31 พ.ค. 2561 ที่ผ่านมา

ความเสียหายที่เกิดขึ้นกับชิ้นส่วนทางอากาศยานมักส่งผลอย่างใหญ่หลวงตามมา แน่นอนครับว่าอาจต้องสูญเสียชิ้นส่วนอากาศยาน ซึ่งบางครั้งอาจมีมูลค่าหลายพันหลายหมื่นล้านบาท ยิ่งไปกว่านั้นครับ คือการสูญเสียชีวิตของผู้คน มันประเมินค่าไม่ได้เลย ดังนั้นการวิเคราะห์จุดบกพร่องและความวิบัติที่เกิดขึ้นกับชิ้นส่วนอากาศยานจึงถือว่ามีความสำคัญอย่างยิ่ง ทั้งนี้ก็เพื่อป้องกันไม่ให้เกิดเหตุที่รุนแรงตามมา อย่างมากที่สุดขอให้เป็นแค่ถอดเปลี่ยนชิ้นส่วนก็พอ ซึ่งลักษณะแบบนี้สามารถป้องกันความเสียหายที่รุนแรงได้ หรือเป็นการป้องกันไม่ให้เกิดเหตุซ้ำได้

อากาศยานที่ใช้งานกันในปัจจุบันนี้มักต้องการให้มีอายุการใช้งานเป็นไปตามที่คาดหวัง ส่วนหนึ่งอาจเกิดจากราคาในการถอดเปลี่ยนชิ้นส่วนที่มีอัตราสูงขึ้นเรื่อยๆ และความยากในการอัพเกรดของชิ้นส่วนเก่านั่นเอง

จากประวัติศาสตร์ในอดีตที่ผ่านมา การตรวจสอบความวิบัติของชิ้นส่วนทางวิศวกรรมมักเกี่ยวข้องกับชิ้นส่วนที่เป็นโลหะเป็นหลัก ข้อมูลจึงสะท้องให้เห็นว่าชิ้นส่วนที่ใช้ในการประกอบเป็นอากาศยานนั้นมักทำจากโลหะเป็นหลัก ผู้เชี่ยวชาญในการตรวจสอบจึงมักใช้นักโลหะวิทยาเป็นหลักตามไปด้วย

อย่างไรก็ตาม ในช่วงกลางทศวรรษที่ 1980 จะพบว่าผู้ผลิตอากาศยานมีการใช้วัสดุผสมมากขึ้น โดยเฉพาะไฟเบอร์ที่ใช้เสริมแรงให้กับโพลิเมอร์ ข้อมูลนี้สะท้อนให้เห็นว่าทีมผู้เชี่ยวชาญในการวิเคราะห์ความวิบัติก็ต้องมีความหลากหลายมากขึ้น กล่าวคือนอกจากจะมีพวกนักโลหะวิทยา อาจจำเป็นต้องมีนักพอลิเมอร์ ยาง พลาสติก หรือเซรามิกส์ เป็นต้น

การที่อากาศยานได้นำวัสดุใหม่ๆ มาใช้ในการประกอบเป็นชิ้นส่วนนั้น  จึงถือว่าเป็นความท้าทายของวิศวกรออกแบบและนักวิเคราะห์ความวิบัติ วัสดุผสมที่มีสัดส่วนเพิ่มมากขึ้นเรื่อยๆ ไม่ว่าจะเป็นวัสดุที่มีโลหะเป็นองค์ประกอบหลัก มีเซรามิกส์เป็นองค์ประกอบหลัก หรือมีพอลิเมอร์เป็นองค์ประกอบหลัก พวกวัสดุที่ไม่ใช่โลหะและพวกที่มีโครงสร้างผลึกในระดับนาโน จะเป็นวัสดุที่ใช้ผลิตอากาศยานในอนาคต ซึ่งที่มีการปล่อยคลิปออกมาล่าสุดคือมีการผลิตไมโครแลชทิชเชิงโลหะขึ้นมาใช้กับชิ้นส่วนอากาศยาน ซึ่งวัสดุเหล่านี้มันจะมีอัตราส่วนระหว่างความแข็งแรงกับน้ำหนักที่สูงมาก และโรงงานผลิตชิ้นส่วนอากาศยานก็มีแนวโน้มใช้งานกันมากขึ้นเรื่อยๆ

แต่ปัญหาที่จะเกิดขึ้นตามมาของการใช้วัสดุใหม่ๆ ในการผลิตอากาศยานก็คือ วัสดุเหล่านี้จะไม่มีข้อมูลสมบัติทางกลหรือข้อมูลที่เกิดจากการใช้งานจริงที่มากพอ ซึ่งหนึ่งในคำถามแรกที่เกิดขึ้นจากการวิเคราะห์ความวิบัติ คือ ชิ้นส่วนนี้เสียหายได้อย่างไร แต่ข้อมูลที่จะใช้ประกอบในการวิเคราะห์นั้นมีน้อยเหลือเกินจนกว่าชิ้นส่วนเหล่านี้จะมีการใช้งานที่กว้างขวางและมีการเก็บรวบรวมข้อมูลไว้

ซึ่งการขาดแคลนข้อมูลและประวัติการใช้งานงานจริงทำให้จำเป็นต้องมีการเพิ่มจำนวนชิ้นส่วนในการทดสอบหรือทดลองมากขึ้น นอกจากนี้อาจต้องมีการจำลองหรือใช้โปรแกรมช่วยในการวิเคราะห์เพิ่มมากขึ้น ดังนั้นครับ ผู้ที่เกี่ยวข้องโดยเฉพาะอย่างยิ่งในการวิเคราะห์ความวิบัติควรมีการฝึกอบรมอยู่บ่อยๆ รวมทั้งอาจจำเป็นต้องมีพี่เลี้ยงคอยประกบ

ขอขอบพระคุณสำนักงานนิรภัยทหารอากาศที่เชิญผมไปเป็นวิทยากรบรรยายในหัวข้อ ความสัมพันธ์ของความวิบัติวัสดุกับอากาศยานอุบัติเหตุ

ผิวแตกหักด้วยกลไกการล้าของชิ้นส่วนยานยนต์ (Fatigue fracture surface of engine part)

ชิ้นส่วนยานยนต์เกิดการแตกหักจากการรับแรงดัดซ้ำกันไปมา ลักษณะของผิวหน้ารอยแตกเป็นแบบเปราะ (brittle fracture) ด้วยกลไกการล้า (fatigue) รอยแตกเกิดขึ้นบริเวณที่มีการเปลี่ยนแปลงขนาดพื้นที่หน้าตัด ซึ่งโดยทั่วไปมักเป็นจุดที่มีความเข้มของความเค้นสูง (high stress concentration) ผิวหน้าแตกในสภาพที่รับมาถูกปกคลุมด้วยสนิม (รูปที่ 1) ซึ่งปิดบังรายละเอียดบนผิวหน้าแตกหัก จึงจำเป็นต้องทำความสะอาดผิวหน้าแตกก่อนการตรวจสอบด้วยสารละลาย N,N'-Di-n-butylthiourea (3 mL of hydrochloric acid (1.19 specific gravity), 4 mL of 2-butyne-1,4-diol (35% aqueous solution), and 50 mL of deionized water) ซึ่งสารละลายดังกล่าวจะกำจัดเฉพาะผลิตภัณฑ์การกัดกร่อน (สนิม) ที่ปกคลุมผิวหน้าแตกเท่านั้น โดยจะไม่ทำลายหรือกัดผิวหน้าแตกดั้งเดิม จึงทำให้สามารถสังเกตเห็นรายละเอียดบนผิวหน้าแตกได้อย่างชัดเจน

รูปที่ 1

ผิวหน้าแตกหลังจากการทำความสะอาด (ดูรูปที่ 2) แบ่งออกเป็น 3 ส่วนหลักๆ คือ

1. จุดเริ่มต้นรอยแตก ซึ่งมีหลายจุด (multiple origins) ลักษณะดังกล่าวชี้ให้เห็นว่าอาจเกิดจากการได้รับความเค้นสูงหรือไม่ก็บริเวณดังกล่าวเป็นจุดรวมความเค้นสูง (high stress concentration)⁽¹⁾ หรือเกิดความเสียหายจากการเปลี่ยนแปลงของค่าแรงในระดับสูง (high amplitude loads)⁽²⁾ ซึ่งต่างจากผิวแตกที่มีจุดเริ่มเพียงจุดเดียว (single origin) ซึ่งชี้ให้เห็นว่าชิ้นงานมักจะได้รับความเค้นเกินค่าพิกัดที่ระดับต่ำๆ (low overstress) มีจุดความความเค้นเพียงจุดเดียว หรือมีการเปลี่ยนแปลงของค่าแรงในระดับปานกลาง (moderate amplitude loads) ลักษณะดังกล่าวยังสามารถยืนยันได้จากสัดส่วนของพื้นที่ที่แตกหักด้วยกลไกการล้า (fatigue zone) และพื้นที่ที่แตกหักจากการรับแรงเกินพิกัด (overload zone) ซึ่งจะกล่าวในลำดับถัดไป

รูปที่ 2

2. บริเวณที่ได้รับความเสียหายจากการล้าตัว (fatigue zone)  เป็นพื้นที่ที่รอยแตกมีการขยายตัวอย่างช้าๆ เกิดจากการได้รับแรงแบบซ้ำไปซ้ำมาหรือเป็นคาบ ถ้ามีการเปลี่ยนแปลงของค่าแรงในระดับปานกลางจะมี fatigue zone มากกว่า overload zone และถ้ามีการเปลี่ยนแปลงของค่าแรงในระดับต่ำจะมี fatigue zone ค่อนข้างมาก ในบางกรณีอาจกินพื้นที่เกือบ 100 เปอร์เซ็นต์ของผิวหน้าแตก ผิวหน้าแตกที่มี fatigue zone มากมักเป็นการแตกที่รอบสูง (high cycle fatigue) หรืออาจกล่าวได้ว่าเป็นแตกหักจากการได้รับความเค้นเกินค่าพิกัดที่ระดับต่ำๆ (low overstress) และสัมพันธ์กับการแตกหักที่มีจุดเริ่มเพียงจุดเดียว แต่ถ้ามีการเปลี่ยนแปลงของค่าแรงในระดับสูงจะมี fatigue zone น้อยกว่า overload zone ผิวหน้าแตกที่มี fatigue zone น้อยมักเป็นการแตกที่รอบต่ำ (low cycle fatigue) ซึ่งในกรณีตัวอย่างดังกล่าวนี้ผิวหน้าแตกมีสัดส่วน fatigue zone/overload zone ประมาณ 10/90 ดังนั้นการแตกหักดังกล่าวจึงน่าจะเกิดจากการได้รับความเค้นสูงหรือไม่ก็เป็นจุดรวมความเค้น ซึ่งต้องมีการทดสอบสมบัติด้านอื่นๆ ประกอบด้วย ใน fatigue zone นี้แสดงให้เห็นแนวของการขยายตัวของร้าวเมื่อมีการเปลี่ยนแปลงขนาดของแรงที่มักเรียกกันว่า beach marks ซึ่งมีหลายชื่อที่ใช้แทนคำว่า beach mark ได้แก่ progression mark, clamshell marks, conchoidal marks, stop marks และ arrest marks ซึ่งโดยทั่วไปแล้ว beach mark สามารถสังเกตได้ด้วยตาเปล่าดังแสดงในรูปที่ 3 นอกจากนี้ยังสามารถสังเกตเห็นรอยร้าวทุติยภูมิ (secondary crack) อย่างชัดเจน ซึ่งแสดงให้เห็นว่ามีกระทำค่อนข้างสูง

รูปที่ 3

3. พื้นที่ที่รับแรงเกินพิกัด (overload zone) หรือบริเวณที่เกิดการแตกอย่างรวดเร็ว (fast fracture) คือส่วนของผิวหน้าแตกหักที่เกิดความเสียหายในช่วงสุดท้าย ขนาดของ overload zone จะสัมพันธ์กับขนาดแรงที่มากระทำในช่วงแตกหักขั้นสุดท้าย ซึ่งรายละเอียดได้กว่ามาแล้วในหัวข้อ 2 (fatigue zone)

การป้องกันไม่ให้การแตกแบบล้าในกรณีดังกล่าวอาจดำเนินการโดยการตรวจพินิจด้วยสายตา (visual inspection) ตั้งแต่ก่อนการใช้งาน หลังประกอบและมีการตรวจสอบเป็นระยะในระหว่างใช้งาน นอกจากนี้ถ้าผลวิเคราะห์ชี้ว่าการแตกมาจากความเข้มของความเค้นอาจจะต้องทำการออกแบบใหม่ (redesign) เพื่อให้เกิดการกระจายตัวของแรงเค้นที่ไม่เข้มข้นเฉพาะจุดและให้มีค่าที่ต่ำกว่าวิกฤติ หรือถ้ามีปัจจัยมาจากแรงกระทำที่เกินพิกัดเป็นหลักก็ต้องพิจารณาปรับลดหรือควบคุมแรงกระทำไม่ให้เกินค่าวิกฤติ

เอกสารอ้างอิง

1. N.W. Sachs. Understanding the Surface Features of Fatigue Fractures: How They Describe the Failure Cause and the Failure History. JFAPBC (2005) 2:11-15.

2. Milella P.P. (2013) Nature and Phenomenology of Fatigue. In: Fatigue and Corrosion in Metals. Springer, Milano.

การกัดกร่อนภายใต้ชั้นเคลือบของล้ออะลูมิเนียม (Filiform Corrosion on Aluminum Wheels)

ล้อแม็กที่เกิดการกัดกร่อนภายใต้ชั้นเคลือบ

โลหะผสมอะลูมิเนียม (Aluminum alloys) ที่ใช้ในอุตสาหกรรมทั่วไปจะมีธาตุอะลูมิเนียม (Al) เป็นองค์ประกอบหลัก นอกจากนั้นยังมีการเจือของธาตุอื่นๆ เพิ่มสมบัติด้านต่างๆ เช่น ทองแดง สังกะสี ดีบุก เหล็ก แมกนีเซียม แมงกานีส โครเมียม ไทเทเนียม และซิลิคอน เป็นต้น และมีส่วนผสมแตกต่างกันออกไปตามการใช้งาน

ส่วนผสมของโลหะผสมอะลูมิเนียมต่างๆ ได้รับการจดทะเบียนและมีการกำหนดการใช้งานเป็นหมายเลขอนุกรมหรือเป็นชุดที่เป็นสากล (International Alloy Designation System) โดยสมาคมอะลูมิเนียมของอเมริกา ซึ่งเป็นหลักเกณฑ์ในการกำหนดมาตรฐานการใช้งานของอะลูมิเนียมที่ได้รับการยอมรับอย่างกว้างขวางและใช้กันทั่วโลก

ยกตัวอย่าง เช่น อะลูมิเนียมในอนุกรม 6000 เป็นโลหะผสมที่มีแมกนีเซียมและซิลิคอนเป็นส่วนผสม โดยแมกนีเซียมจะเพิ่มความแข็งแรง ในขณะที่ซิลิคอนจะช่วยเพิ่มความสามารถในการหล่อ (ทั้งเรื่องเพิ่มความสามารถในการไหลของโลหะหลอมเหลว, ลดอุณหภูมิหลอมเหลวและลดการหดตัวในระหว่างการแข็งตัว) โลหะผสมของอะลูมิเนียมจะถูกเลือกใช้งานบนพื้นฐานความต้องการด้านวิศวกรรมในด้านต่างๆ เช่น ความต้านทานแรงดึง ความสามารถในการใช้งานนั้นๆ ความสามารถในการขึ้นรูป และความต้านทานการกัดกร่อน เป็นต้น

จากข้อมูลทางเทอร์โมไดนามิกส์ชี้ให้เห็นว่าอะลูมิเนียมค่อนข้างจะเกิดการกัดกร่อนได้ง่ายเมื่อเทียบกับโลหะชนิดอื่นๆ เช่นมีความไวต่อการทำปฏิกิริยามากกว่าเหล็กค่อนข้างมาก แต่อะลูมิเนียมสามารถสร้างฟิล์มที่มีความหนา มีสมบัติการยึดเกาะที่ดีและต้านทานการกัดกร่อนขึ้นมาปกคลุมที่ผิวหน้าได้ ซึ่งต่างจากเหล็กที่มีฟิล์มออกไซด์ (Fe₂O₃) แต่จะหลุดล่อนออกเป็นแผ่นๆ และจะเกิดการกัดกร่อนแบบวัฏจักรจนสูญเสียความหนาไปเรื่อยๆ

อย่างไรก็ตามอะลูมิเนียมก็ไม่สามารถหลีกหนีการกัดกร่อนไปได้ถ้าอยู่ในสภาวะที่เหมาะสม นอกจากนี้โลหะที่ผสมหรือเติมลงไปเพื่อเพิ่มคุณสมบัติด้านต่างๆ ก็สามารถส่งเสริมให้เกิดการกัดกร่อนได้เป็นอย่างดี ซึ่งโลหะผสมอะลูมิเนียมสามารถเสียหายด้วยการกัดกร่อนหลากหลายรูปแบบ เช่น การกัดกร่อนแบบรูเข็ม (Pitting corrosion) การกัดกร่อนตามขอบเกรน (Intergranular corrosion) และการกัดกร่อนภายใต้รอยอับอากาศ (Crevice corrosion) เป็นต้น

นอกจากนี้ยังมีการกัดกร่อนอีกรูปแบบหนึ่งที่มักเกิดขึ้นกับชิ้นส่วนอะลูมิเนียมที่มีการเคลือบผิว เราเรียกรูปแบบการกัดกร่อนนั้นว่า การกร่อนภายใต้ชั้นเคลือบ (Filiform corrosion)

การกัดกร่อนภายใต้ชั้นเคลือบ (Filiform corrosion) ซึ่งเป็นอีกรูปแบบหนึ่งของการกัดกร่อนภายใต้รอยอับหรือบริเวณที่อับอากาศ (Crevice corrosion) โดยนอกจากจะพบภายใต้ผิวเคลือบบางๆ บนโลหะประเภทอะลูมิเนียมที่ใช้ในการผลิตเป็นภาชนะบรรจุอาหารและเครื่องดื่ม และล้อแม็ก และยังสามารถพบในเหล็กกล้าที่มีการเคลือบผิวได้เช่นเดียวกัน ซึ่งการกัดกร่อนภายใต้ชั้นเคลือบสามารถสังเกตเห็นได้ด้วยตาเปล่า

การกัดกร่อนภายใต้ชั้นเคลือบมักเกิดขึ้นในสิ่งแวดล้อมที่มีความชื้นสัมพัทธ์ในช่วง 75-90 เปอร์เซ็นต์ และอุณหภูมิในช่วง 20-45 องศาเซลเซียส ซึ่งความชื้นเป็นตัวแปรที่สำคัญที่สุดที่จะทำให้มีการขยายตัวของการกัดกร่อนเนื่องจากเป็นปัจจัยที่จำเป็นต่อการละลายไอออนของเกลือ

โดยทั่วไปแล้วการกัดกร่อนภายใต้ชั้นเคลือบมักเริ่มต้นจากบริเวณที่มีรอยขีดข่วนหรือจุดบกพร่องอื่นๆ บนผิวเคลือบ และขยายตัวออกไปบริเวณด้านข้างเป็นเส้นแคบๆ โดยเฉพาะบริเวณที่มีร่องรอยการขูดขีด หรือรอยบกพร่องจากการเคลือบที่ไม่สนิท การกัดกร่อนแบบนี้มีผลให้สภาพผิวของชิ้นงานเกิดความเสียหายไปเท่านั้น แต่จะไม่ทำลายหรือทำให้เกิดความเสียหายต่อโครงสร้าง (วัสดุ)  การขยายตัวของการกัดกร่อนเข้าไปในโลหะจะน้อยมาก (ประมาณ 15 ไมครอน) ผลิตภัณฑ์การกัดกร่อนประกอบไปไปด้วยส่วนหัว (Head) จะมีลักษณะเป็นหนอนสีขาว เป็นส่วนที่ทำหน้าที่ขยายตัวออกไปเรื่อยๆ และส่วนหาง (Tail) หรือเส้นที่แตกออกเป็นกิ่งก้านสาขา ซึ่งแสดงให้เห็นว่าส่วนหัวเป็นบริเวณที่อับอากาศ (มีออกซิเจนในปริมาณต่ำ) และส่วนหางเป็นบริเวณที่มีอากาศ (มีออกซิเจน) มากกว่า

กลไกของการกัดกร่อนจะเป็นเซลเคมีไฟฟ้าของแอโนด-แคโธด โดยส่วนหัวจะแสดงตัวเป็นเป็นขั้วแอโนด ในขณะที่ส่วนหางจะแสดงตัวเป็นขั้วแคโธด ออกซิเจนจะถูกใช้จนหมดบริเวณที่เป็นส่วนหัวของผลิตภัณฑ์การกัดกร่อน ทำให้ได้ผลิตภัณฑ์เป็นน้ำและเพิ่มความเป็นกรด จนมีค่าความเป็นกรด-ด่าง (pH) ที่อาจต่ำกว่า 2 การกัดกร่อนภายใต้ชั้นเคลือบจะเกิดขึ้นได้ดีในสภาวะแวดล้อมที่มีองค์ประกอบของไฮโดรเจน (H⁺) คลอรีน ซัลเฟต ซัลไฟด์ หรือคาร์บอนไดออกไซด์ ซึ่งจะเพิ่มความเป็นกรดระหว่างการเกิดความแตกต่างของปริมาณออกซิเจน ในส่วนหางซึ่งเกิดปฏิกิริยาแคโธดิกจะสร้าง hydroxyl ions ปฏิกิริยาที่เกิดบริเวณส่วนหัวซึ่งเป็นปฏิกิริยาแอโนดคือการเกิดออกซิเดชั่นของอะลูมิเนียมไปเป็น Al³⁺ และจากนั้นจะไปทำปฏิกิริยากับ hydroxide ions ของส่วนหาง โดยเฉพาะสภาวะที่มีน้ำและออกซิเจนแทรกตัวเข้าไปตามจุดบกพร่องที่เป็นรูพรุนและรอยแตกขนาดเล็กของผิวเคลือบ การกัดกร่อนที่เกิดขึ้นทำให้ได้ผลิตภัณฑ์การกัดกร่อนที่มีลักษณะคล้ายหนอนที่มองเห็นเป็นสีขาวๆ ขยายตัวไปเรื่อยๆ บนผิวหน้าซึ่งมีอัตราในการขยายตัวประมาณ 0.1 มม/วัน

กลไกการกัดกร่อนภายใต้ชั้นเคลือบของอะลูิเนียมผสม 

(source:Exponent Engineering and Scientific Consulting)

การกัดกร่อนภายใต้ชั้นเคลือบ นอกจากจะพบในล้อแม็ก ยังสามารถพบภายใต้ผิวเคลือบบางๆ บนโลหะประเภทเหล็กกล้าและอะลูมิเนียมที่ใช้ในการผลิตเป็นภาชนะบรรจุอาหารและเครื่องดื่ม ชิ้นส่วนรถยนต์และอากาศยาน ซึ่งกลไกการเกิดและแนวทางในการป้องกันก็คล้ายกับล้อรถยนต์อะลูมิเนียม

Filiform corrosion of a tin-coated 

(source:https://www.flickr.com/photos/mmm_beer/380209965/in/photostream/)

วิธีการที่สามารถป้องกันการกัดกร่อนภายใต้ชั้นเคลือบมีดังนี้

1. เก็บชิ้นงานที่ผ่านการเคลือบผิวไว้ภายใต้สภาวะที่มีความชื้นสัมพัทธ์ต่ำกว่า 75%

2. ปรับปรุงคุณภาพของชั้นเคลือบเพื่อลดรูพรุนและรอยแตก เช่นวัสดุที่มีความเหนียว

3. เตรียมผิวก่อนการเคลือบให้ได้คุณภาพ

4. ชั้นเคลือบควรมีการยึดเกาะกับโลหะพื้นที่ดี

5. ทำการเคลือบทับหลายชั้น (Multiple coating)

6. เลือกใช้วัสดุเคลือบผิวที่ยินยอมให้ความชื้นซึมผ่านได้น้อย

เอกสารอ้างอิง:

1. N. Birbilis, B. Hinton. Corrosion and corrosion protection of aluminium. Metals and Surface Engineering 2011, P. 574–604.

2. G.M. Scamans, N. Birbilis, R.G. Buchheit. Corrosion of Aluminum and its Alloys. Shreir's Corrosion 2010; 3: P. 1974–2010.

3. R.G. Buchheit. Corrosion Resistant Coatings and Paints. Handbook of Environmental Degradation of Materials (Second Edition) 2012, P. 539–568.

4. A. Nazarov, A.-P. Romano, M. Fedel, F. Deflorian, D. Thierry, M.-G. Olivier. Filiform corrosion of electrocoated aluminium alloy: Role of surface pretreatment. Corrosion Science 2012; 65: 187–198.

5. T.M. Watson, A.J. Coleman, G. Williams, H.N. McMurray. The effect of oxygen partial pressure on the filiform corrosion of organic coated iron. Corrosion Science 2014: 89: 46–58.

6. H.N. McMurray, A. Holder, G. Williams, G.M. Scamans, A.J. Coleman. The kinetics and mechanisms of filiform corrosion on aluminium alloy AA6111. Electrochimica Acta 2010: 55; 7843–7852.

7. G.  Williams, R. Grace. Chloride-induced filiform corrosion of organic-coated magnesium. Electrochimica Acta 2011; 56: 1894–1903.

8. Z. Marsh, J. Marsh, J.D. Scantlebury. Filiform Corrosion of Aluminium Alloy 3003 H14 under Humid and Immersed Conditions. JCSE1999: Volume 2 Paper 36.

9. H. Takahashi, M. Chiba. Role of anodic oxide films in the corrosion of aluminum and its alloys. Corrosion Reviews 2017; 36 (1): 35-54.

Fatigue fracture surface

This picture shows the major surface features seen on almost every fatigue fracture surface. The origin (initiation site) is where the crack actually started. The crack then grew slowly across the fatigue zone. During this slow crack growth, there were variations in the load that resulted in corresponding variations in the crack growth rate that appear as beach marks. Eventually, the crack reached the point where the remaining material was over-stressed, and the overload zone (fast fracture) resulted.

Locating the fracture origin is a primary goal of fractography and is vital to successful failure analyses.