鹽霧環(huán)境對(duì)軍用飛機(jī)高強(qiáng)螺栓疲勞極限的影響

楊祎，趙俊軍，楊小奎，王輝

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鹽霧環(huán)境對(duì)軍用飛機(jī)高強(qiáng)螺栓疲勞極限的影響

楊祎1，趙俊軍2，楊小奎1，王輝1

（1.西南技術(shù)工程研究所，重慶 400039；2.重慶嘉陵特種裝備有限公司，重慶 400032）

目的研究軍用飛機(jī)高強(qiáng)螺栓在模擬海洋大氣環(huán)境下的疲勞極限變化。方法采用中性鹽霧試驗(yàn)對(duì)30CrMnSiA高強(qiáng)螺栓進(jìn)行預(yù)腐蝕試驗(yàn)，試驗(yàn)持續(xù)時(shí)間為360 h，而后再進(jìn)行96 h CASS試驗(yàn)。腐蝕后對(duì)樣品進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，并與未腐蝕的樣品進(jìn)行曲線對(duì)比分析，并分析其疲勞斷口形貌變化。結(jié)果在進(jìn)行鹽霧試驗(yàn)后螺栓發(fā)生腐蝕，疲勞極限降低28.4%。結(jié)論軍用飛機(jī)用高強(qiáng)螺栓在模擬海洋大氣環(huán)境下易發(fā)生腐蝕，疲勞極限出現(xiàn)明顯降低現(xiàn)象，其主要原因?yàn)槠谠囼?yàn)有效面積減少。

高強(qiáng)螺栓；鹽霧；疲勞極限；曲線；斷口形貌

30CrMnSiA高強(qiáng)度螺栓以其強(qiáng)度高、耐腐蝕性能強(qiáng)等特點(diǎn)被廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域，通常用于起落架等承力部位。軍用飛機(jī)在使用過(guò)程中，承力部件除了在常規(guī)環(huán)境中使用，也需要在海洋環(huán)境氣候下長(zhǎng)期服役，比如艦載飛機(jī)會(huì)長(zhǎng)時(shí)間處于高濕和高鹽霧等惡劣的海洋大氣環(huán)境中，并受大風(fēng)、海霧、潮汐、海水飛濺等多種環(huán)境因素的影響，使艦載飛機(jī)各部位零部件極易發(fā)生腐蝕，致使其各項(xiàng)性能在長(zhǎng)期服役過(guò)程中發(fā)生變化，從而直接影響艦載飛機(jī)的飛行安全，降低其服役期限，同時(shí)還會(huì)給機(jī)務(wù)維修工作帶來(lái)很大負(fù)擔(dān)和昂貴的維護(hù)費(fèi)用[1—3]。目前，軍用飛機(jī)螺栓疲勞性能測(cè)試大多未考慮到腐蝕環(huán)境因素，因而尚不能正確評(píng)估其在海洋環(huán)境中的疲勞極限。因此，研究海洋環(huán)境腐蝕對(duì)軍用飛機(jī)螺栓疲勞極限和疲勞斷口形貌的影響是當(dāng)前軍用飛機(jī)服役壽命研究領(lǐng)域中的重要課題，并具有重要的理論意義和實(shí)踐意義。

-曲線是描述材料疲勞性能的基本數(shù)據(jù)，代表應(yīng)力水平，代表疲勞壽命。-曲線擬合的本質(zhì)是由疲勞壽命和疲勞極限的試驗(yàn)點(diǎn)預(yù)測(cè)真實(shí)值，是對(duì)疲勞試驗(yàn)信息規(guī)律的提煉和總結(jié)。-曲線的擬合問(wèn)題已有大量研究，普遍采用的是最小二乘法-曲線可以由疲勞試驗(yàn)獲得，通常使用成組法測(cè)定中短壽命區(qū)的-曲線，升降法用于測(cè)定某一給定壽命下的疲勞極限[4—10]。文中采用成組法測(cè)定樣品腐蝕前后的疲勞極限，采用最小二乘法擬合曲線。利用腐蝕前后疲勞極限的對(duì)比分析，討論海洋環(huán)境腐蝕對(duì)軍用飛機(jī)螺栓疲勞極限的影響。

1 試驗(yàn)

選用材質(zhì)為30CrMnSiA，尺寸為10 mm×50 mm的航空用高強(qiáng)螺栓作為試驗(yàn)樣品，螺栓表面進(jìn)行鍍鉻鈍化處理（試樣件數(shù)：15件，平行試樣件數(shù)：15件）。先對(duì)樣品進(jìn)行預(yù)腐蝕試驗(yàn)，腐蝕試驗(yàn)選用模擬海洋大氣腐蝕的鹽霧試驗(yàn)，腐蝕時(shí)間為中性鹽霧360 h，CASS試驗(yàn)96 h。腐蝕后再對(duì)樣品進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，與平行試樣進(jìn)行-曲線及疲勞極限對(duì)比分析，并分析其疲勞斷口形貌變化。

中性鹽霧試驗(yàn)箱溫度為35.0～35.3 ℃，采用24 h連續(xù)噴霧，鹽水溶液質(zhì)量濃度為49～51 g/L（密度：1.0322～1.0332 g/cm3，25 ℃），溶液pH值為6.72～6.82。CASS試驗(yàn)箱溫度為50 ℃，采用24 h連續(xù)噴霧，鹽水溶液質(zhì)量濃度為49 g/L（密度：1.0324 g/cm3，25 ℃），加入密度為0.26 g/L的CuCl2·2H2O溶液，再用適量冰乙酸調(diào)節(jié)pH值至3.16。

疲勞試驗(yàn)方法參照GJB 715.30A—2002《緊固件試驗(yàn)方法拉伸疲勞》以及GB/T 13682—92《螺紋緊固件軸向載荷疲勞試驗(yàn)方法》，疲勞試驗(yàn)設(shè)備采用MTS322電液伺服疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)。試驗(yàn)采用正弦波加載，循環(huán)應(yīng)力比=0.1，頻率為30 Hz，試驗(yàn)循環(huán)基數(shù)為5×106次。疲勞斷口形貌采用FEI-Quanta 200環(huán)境掃描電鏡進(jìn)行分析。

2 結(jié)果與討論

2.1 疲勞試驗(yàn)結(jié)果

腐蝕前后30CrMnSiA高強(qiáng)螺栓疲勞試驗(yàn)對(duì)比結(jié)果見(jiàn)表1。根據(jù)GB/T 24176—2009《金屬材料疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)方案與分析方法》中最小二乘法公式計(jì)算二者疲勞極限，利用線性的數(shù)學(xué)模型分析-關(guān)系：=－，取=lg，和為常數(shù)，由公式（1）計(jì)算，由公式（2）計(jì)算。

(2)

可計(jì)算出腐蝕前的-曲線為：lg=10.115 27 -0.009 55，如圖1a所示。當(dāng)=5×106時(shí)，可得螺栓腐蝕前疲勞極限為=357.7 MPa。同理可得腐蝕后-曲線為：lg=8.881 13-0.008 52，如圖1b所示。當(dāng)=5×106時(shí)，可得螺栓腐蝕后疲勞極限為=256.1 MPa。由此可知，腐蝕后疲勞極限比腐蝕前降低了28.4%。

表1 腐蝕前后疲勞試驗(yàn)結(jié)果

2.2 疲勞斷口SEM分析

對(duì)疲勞斷裂樣品進(jìn)一步進(jìn)行斷口形貌分析，由圖2a宏觀斷口可以看出，疲勞裂紋起源于螺紋根部，有多點(diǎn)裂紋源。由圖3b可知，疲勞裂紋源有裂紋擴(kuò)展相遇形成的臺(tái)階紋，未發(fā)現(xiàn)有原始裂紋、非金屬夾雜、折疊等原始缺陷。由圖3c裂紋擴(kuò)展區(qū)斷口形貌可以看出此為準(zhǔn)解理斷裂，有典型的疲勞貝殼紋，最后斷裂區(qū)斷口為韌窩的韌性斷裂。由圖4腐蝕試驗(yàn)后的螺栓斷口形貌可知，試樣邊緣發(fā)生嚴(yán)重腐蝕并形成腐蝕產(chǎn)物，較試樣內(nèi)部裂紋擴(kuò)展區(qū)更加光滑，可以證明腐蝕后疲勞裂紋源有所增加。

圖3 腐蝕前斷口分析圖片

3 結(jié)論

1）由試驗(yàn)可知腐蝕試驗(yàn)后的螺栓疲勞極限下降了28.4%。其主要原因在于鹽霧使30CrMnSiA高強(qiáng)螺栓試樣發(fā)生了嚴(yán)重的腐蝕，生成腐蝕產(chǎn)物，造成疲勞試驗(yàn)有效面積減少，導(dǎo)致其疲勞極限下降。

2）由斷口形貌分析表明，經(jīng)鹽霧試驗(yàn)后螺栓的腐蝕損傷程度增加，這些損傷源在疲勞加載過(guò)程中易形成較多的疲勞裂紋擴(kuò)展源，加速疲勞失效。

3）飛機(jī)在海洋環(huán)境使用過(guò)程中需做好螺栓的防護(hù)。例如對(duì)螺栓表面進(jìn)行涂鍍、噴塑等處理；同時(shí)要對(duì)螺栓周圍環(huán)境進(jìn)行保潔，盡可能減少螺栓與大氣中腐蝕介質(zhì)的接觸，減少螺栓的腐蝕。

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Effects of Salt-fog Environment on Fatigue Limit of High Strength Bolt for Military Airplane

YANG Yi1, ZHAO Jun-jun2, YANG Xiao-kui1, WANG Hui1

(1.Southwest Research Institute of Technology and Engineering, Chongqing 400039, China; 2.Chongqing Jialing Special Equipment Co. Ltd, Chongqing 400032, China)

Objective To research the change of fatigue limit of high strength bolt for military airplane exposed to simulated marine atmosphere environment (salt-fog environment). Methods The high strength bolt was proceed with pre-corrosion test by 360 hours of neutral salt-fog test followed by 96 hours of CASS test. The fatigue test was performed after the corrosion test. The corroded sample was compared with the uncorroded by virtue of thecurve and fracture morphologies. Results The bolt was corroded after salt-fog test and the fatigue limit of high strength bolt decreased by 28.4%. Conclusion High strength bolt for military airplane is likely to be corroded in the simulated marine atmosphere environment and its fatigue limit decreases evidently. Its main reason is the reduction of effective fatigue test area due to serious corrosion.

high strength bolt; salt-fog; fatigue limit;curve; fracture morphology

10.7643/ issn.1672-9242.2017.03.011

TJ85；TG172

A

1672-9242(2017)03-0057-03

2016-07-27；

2016-08-04

楊祎（1988—），女，重慶人，主要從事金屬材料疲勞壽命研究。