當量加速腐蝕條件下飛機結構耐久性評估方法研究

譚曉明，王德，衣俸賢，王剛

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當量加速腐蝕條件下飛機結構耐久性評估方法研究

譚曉明1，王德1，衣俸賢2，王剛1

（1.海軍航空工程學院 青島校區(qū)，山東 青島 266041；2.海軍92514部隊，山東 煙臺 264680）

目的研究某型飛機機翼縱墻下緣條的結構細節(jié)模擬試件的耐久性。方法根據實測環(huán)境數據編制某沿海機場環(huán)境加速試驗譜，開展不同當量腐蝕年限的加速腐蝕試驗，然后進行耐久性試驗，基于裂紋萌生壽命(TTCI)服從雙參數威布爾分布和對數正態(tài)分布，建立表征腐蝕損傷下機翼縱墻結構細節(jié)原始疲勞質量(IFQ)的當量初始缺陷尺寸(EIFS)分布，并對機群機翼縱墻的經濟壽命進行預測。結果鋁合金材料在=40 ℃，pH=4.0，質量分數為5%的NaCl溶液鹽霧環(huán)境中作用189.7 h，腐蝕損傷與該海洋大氣環(huán)境腐蝕1 a相當。結論該關鍵結構在沿海機場環(huán)境條件下的耐久性能滿足壽命指標要求。

關鍵結構；當量加速腐蝕試驗；腐蝕損傷；耐久性

服役于沿海機場的飛機，受到海洋濕潤大氣的長期包圍，造成的腐蝕性日益嚴重。相比服役于內陸機場的飛機，沿海機場飛機的機體結構會因為疲勞載荷和腐蝕損傷的雙重壓力而加速老化。大量事實表明，對于沿海機場服役的飛機，腐蝕是影響飛機結構經濟性和安全性的最重要因素[1—4]，為保證其使用壽命能夠滿足飛機的設計使用要求，必須進行沿海機場環(huán)境下耐久性評定。

自從20世紀美國空軍引入耐久性評定方法[5—6]，目前一般環(huán)境下飛機耐久性評估技術發(fā)展比較成熟，但是腐蝕環(huán)境下飛機結構耐久性如何評估，如何考慮嚴酷腐蝕環(huán)境或者腐蝕損傷對經濟壽命的影響等一系列問題一直沒有成熟的方法體系，這方面研究也是國內外航空領域研究的熱點問題之一[7—9]，亟待有效解決。文中選取某機翼縱墻為研究對象，依據概率斷裂力學方法(PFMA)的耐久性分析為基礎，基于編制的沿海機場環(huán)境當量加速試驗譜，在實驗室條件下模擬飛行環(huán)境條件下的腐蝕損傷，從而將嚴酷沿海機場環(huán)境對飛機的影響合理地進行考慮，以驗證其經濟壽命是否滿足壽命指標要求。

1 試樣制備與試驗方法

1.1 沿海機場環(huán)境加速試驗譜

某型飛機全壽命周期均停放在沿海某機場，對該機場環(huán)境數據(溫度和相對濕度)進行統(tǒng)計分析和歸并，得到了該區(qū)域的總體溫-濕度譜。根據文獻[5]給出的高強鋁合金當量折算系數，將不同溫度和濕度的作用時間折算到溫度=40 ℃，相對濕度RH為90%的標準潮濕空氣的作用時間。該民航機場標準潮濕空氣的總的作用時間eq=2473.4 h。

某種試驗條件下的試驗時間e=eq/，式中，為該試驗條件下的加速折算系數。根據文獻[4]給出的數據，當量折算系數的計算過程如下。

1）NaCl溶液(5%)的折算系數1的確定。

根據式(1)將NaCl的濃度與折算系數擬合計算：

式中：為折算系數；為NaCl的濃度。

對式(1)進行線性化處理：

由式（2）得不同濃度NacCl相對于水的折算系數見表1。

表1 不同濃度的NaCl相對于水的折算系數

表2 5%NaCl溶液折算系數的參數和計算結果(鋁合金)

從而有：

2）pH=4的H2SO4溶液的折算系數2

采用式(2)對折算系數與H2SO4溶液的濃度值(PPM)進行擬合，以表3中的數據為基礎，用插值的方法計算pH=4的H2SO4溶液(H2SO4含量為0.000 49%)的折算系數2，中間參數和計算結果見表4。

表3 不同濃度的HCl和H2SO4相對于水的折算系數

表4 H2SO4溶液折算系數的參數和計算結果(鋁合金)

從而有：

3）加速試驗環(huán)境譜的綜合折算系數。

加速環(huán)境譜的綜合折算系數滿足式(5)：

計算得出=13.04，表明加速腐蝕試驗環(huán)境譜作用1 h相當于標準潮濕空氣作用時間1=13.04 h。從而e=189.7 h，即鋁合金材料在=40 ℃，pH=4.0，質量分數為5%的NaCl溶液鹽霧環(huán)境中作用189.7 h，腐蝕損傷與該海域環(huán)境腐蝕1 a相當。

1.2 結構細節(jié)模擬件加速腐蝕試驗

采用某型飛機機翼縱墻根部下緣條的雙細節(jié)模擬試件，材料為7B04鋁合金，試件外形與尺寸如圖1所示。

腐蝕試驗為酸性鹽霧試驗，采用的試驗設備為DCTC1200P鹽霧箱，配置質量分數為5%的NaCl溶液，加入適量稀H2SO4使得pH值達到4±0.2。試驗溫度為40 ℃，噴霧時相對濕度為90%~95%，鹽霧的沉降量保持在1~2 mL/(80 cm2·h)；試驗件與垂直方向成30°放置，每天連續(xù)噴霧24 h，腐蝕190 h為一個周期。

圖1 7B04試件

腐蝕試驗前，先用無水乙醇和蒸餾水清洗、烘干。試驗過程中，取出不同當量腐蝕年限的試驗件，去除試驗件的腐蝕產物后，對其腐蝕狀況進行觀察。預腐蝕后的試件試驗段表面失去光澤，通過KH-7700三維顯微鏡觀察，結構細節(jié)處孔處有明顯的腐蝕坑。腐蝕狀況如圖2所示。

圖2 結構細節(jié)的腐蝕狀況

1.3 耐久性試驗

試驗載荷譜為隨機載荷譜，一般環(huán)境下的機翼縱墻結構模擬試件共進行了隨機譜3種應力水平的耐久性試驗，預腐蝕的結構模擬試件進行了1種應力水平的耐久性試驗。以試驗觀測數據為參考，采用KH-7700顯微鏡對斷口上各條疲勞線的測量，得到耐久性相對小裂紋范圍對應的(,)數據。圖3給出了由KH-7700顯微鏡得到的典型斷口形貌，根據斷口判讀得到32個試件的斷口數據，(,)數據集如圖4所示。

圖3 典型斷口形貌(×80)

圖4 隨機譜下裂紋擴展數據

2 試驗結果與討論

2.1 沿海機場環(huán)境下機翼縱墻結構原始疲勞質量

腐蝕環(huán)境下的結構細節(jié)的原始疲勞質量(IFQ)用裂紋萌生時間(TTCI)和當量初始缺陷尺寸(EIFS)表示[10—12]。EIFS表征了結構的疲勞強度。隨著預腐蝕時間的增長，腐蝕損傷程度加深，結構容易萌生裂紋，疲勞強度會出現(xiàn)降低，EIFS會相應增加。這說明EIFS可以表示為預腐蝕時間的函數，從數學角度上直接將EIFS與腐蝕損傷參數建立函數關系，便于進行加速腐蝕條件下結構的耐久性評估。

1）假設裂紋萌生壽命服從雙參數威布爾分布，EIFS分布函數為：

式中：a為指定裂紋尺寸；α，()為預腐蝕時間對應的EIFS分布參數。

依據耐久性試驗獲得的結構細節(jié)模擬試件（，）數據集，計算一般環(huán)境下通用EIFS分布相關參數，經濟修理極限e取為0.8 mm，即取a=0.8，計算過程主要數據及優(yōu)化結果見表5。其中的應力水平用DYX載荷情況下試件凈截面1過載條件下的名義應力表示。

根據編制的耐久性計算程序計算得到不同腐蝕時間的()，擬合得到()隨地面停放時間的變化規(guī)律：

從而可得腐蝕損傷條件下EIFS分布函數為：

(8)

2）假設裂紋萌生壽命服從對數正態(tài)分布，EIFS分布函數為：

式中：(μ)，(σ)為預腐蝕時間為時的EIFS分布參數。

根據編制的耐久性計算程序計算得到不同腐蝕時間的(μ)，擬合得到(μ)隨時間的變化規(guī)律：

為了保證對于不同應力水平的EIFS分布參數相同，根據文獻[5—6]，取=0.2，在進行損傷度分析和經濟壽命預測時結果偏于保守。從而可得腐蝕損傷條件下EIFS分布函數為：

表5 EIFS分布的計算過程主要數據及優(yōu)化結果(威布爾分布)

表6 EIFS分布的計算過程主要數據及優(yōu)化結果(對數正態(tài)分布)

2.2 評定范圍與應力區(qū)劃分

耐久性評定對象為某飛機的耐久性關鍵件機翼縱墻，取25架飛機的50個機翼縱墻根部下緣共1250個8 mm螺栓孔構成的細節(jié)群作為耐久性評定范圍。應力區(qū)劃分情況見表7，應力水平用DXY載荷情況下試件凈截面1過載條件下的名義應力表示。

表7 機群機翼縱墻細節(jié)應力區(qū)劃分

2.3 損傷度評估與經濟壽命預測

基于TTCI服從雙參數威布爾分布和對數正態(tài)分布，對機群機翼縱墻進行損傷度評估，取e=0.8 mm，=0.95，L=1，年飛行強度YFH=100 fh和YFH=120 fh，進行沿海機場環(huán)境下結構耐久性分析，結果如圖5所示。

為了全面衡量沿海機場環(huán)境下隨機譜下的損傷度和經濟壽命，分別采用了在原計算應力水平下載荷調整系數=1.0，1.1，1.15和1.2倍等4種應力水平進行評估。特殊的，圖6給出了取可靠度=95%，e=0.8 mm，=1.2下的損傷度評估結果。

考慮各方面的影響，即使偏保守地取=1.2，在沿海機場環(huán)境下該部位對應的經濟壽命不經修理即可達到關鍵結構使用壽命要求。

2.4 經濟壽命修正系數

給定YFH，，e和L，按上述分析方法得到腐蝕條件下飛機結構的經濟壽命ec，則經濟壽命修正系數為[9]：

當給定，e和L后，e和YFH可用下式描述[13—14]：

(12)

圖5 LR-t曲線

圖6 沿海機場環(huán)境下的LR-t曲線(k=1.2)

取e=0.8 mm，=0.95，L=1.0，給定若干個年飛行強度YFH，對得到的經濟壽命結果進行擬合，e-YFH曲線結果見表8，經濟壽命修正曲線(e-YFH曲線)見圖7。由于一般環(huán)境下的經濟壽命與飛行強度無關，式（12）可以用于預測沿海機場環(huán)境下任意飛行強度對應的飛機結構經濟壽命。

表8 Me-tYFH曲線擬合結果

圖7 Me-tYFH曲線

3 結論

1）鋁合金材料在=40 ℃，pH=4.0，濃質量分數為5%的NaCl溶液鹽霧環(huán)境中作用189.7 h，腐蝕損傷與該海洋大氣環(huán)境腐蝕1 a相當。

2）文中根據某沿海機場的實測環(huán)境數據編制了加速試驗譜，對某飛機機翼縱墻下緣條結構模擬件進行了不同當量腐蝕年限的腐蝕試驗，通過顯微鏡可以看到結構細節(jié)有明顯的腐蝕坑，并設計耐久性試驗，獲得了不同當量腐蝕年限的裂紋擴展(,)數據集。

3）綜合考慮某沿海機場環(huán)境腐蝕影響，基于TTCI壽命服從對數正態(tài)分布和雙參數威布爾分布，分別對某型海洋環(huán)境服役飛機機翼縱墻進行結構耐久性評估，得到了經濟壽命曲線和經濟壽命修正曲線，綜合評估機翼縱墻結構在沿海機場環(huán)境下不經修理即可達到使用壽命要求。

4）通過分析知，相對于一般環(huán)境，飛機關鍵結構在沿海機場環(huán)境中的壽命裕度明顯減小，使用維修過程中應該加強檢查，以確保飛機飛行安全。

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Durability Evaluation on the Aircraft Structure in Equivalent Accelerated Corrosion

TAN Xiao-ming1, WANG De1, YI Feng-xian2, WANG Gang1

(1.Naval Aeronautical Engineering Academy Qingdao Branch, Qingdao 266041, China; 2.Naval 92514, Yantai 264680, China)

Objective To research the durability of simulated sample for structural details of flanges under longitudinal wall of aircraft wing. Methods An acceleration test spectrum for coastal airport environment was drawn up according to environmental data measured to carry out accelerated corrosion test of different equivalent corrosion years. Then a durability test was carried out. An equivalent initial flaw size(EIFS) distribution was established to characterize the initial fatigue quality (IFQ) of critical details with corrosion damage, on the assumption of time-to-crack initiation(TTCI) followed double-parameter Weibull distribution and Logarithmic Normal distribution, which was used to predict the economic life of outer wings of aircraft fleet. Results The corrosion damage was equivalent to corrosion 1a in sea atmospheric environment after the aluminum alloy material reacted in 5% of NaCl salt-fog environment at=40 ℃ and pH=4.0. Conclusion The durability of the key structure meets the service life requirements in coastal airport environment.

critical structure; equivalent accelerated corrosion testing; corrosion damage; durability

10.7643/ issn.1672-9242.2017.03.017

TJ85；TG172

A

1672-9242(2017)03-0084-06

2016-09-12；

2016-10-21

國家自然科學基金項目（11272173）

譚曉明（1975—），男，湖南寧鄉(xiāng)人，副教授，主要研究方向為飛機結構腐蝕疲勞及壽命可靠性。