張蕾,陳群志,王逾涯,吳志超

(北京航空工程技術研究中心,北京100076)

某型飛機腐蝕關鍵結構含涂層模擬件腐蝕行為研究

張蕾,陳群志,王逾涯,吳志超

(北京航空工程技術研究中心,北京100076)

摘.要.目的研究某型飛機腐蝕關鍵結構防護涂層體系的腐蝕失效行為,評估涂層的防護性能,為整機日歷壽命體系評定和飛機大修提供試驗依據。方法在編制加速環(huán)境譜的基礎上,對模擬件進行環(huán)境譜作用下的加速腐蝕試驗。結果在經過修理前后兩個階段的加速腐蝕后,模擬件在鉚釘連接區(qū)域表面涂層均出現不同程度的鼓包、開裂、剝落等老化現象。結論腐蝕關鍵結構表面防護涂層體系總體上能夠滿足首翻期和翻修間隔期內結構的表面防腐要求,但在外場使用維護中應針對鉚釘、螺釘連接件周圍等腐蝕敏感部位加強防護,一旦出現涂層老化、破損等損傷需要及時進行局部修復。在科學、合理的外場使用維護條件下,可以適當延長飛機的進廠大修時間。

某型飛機;腐蝕關鍵結構;防護涂層體系;加速腐蝕環(huán)境試驗;腐蝕失效行為

我國沿海和內陸濕熱地區(qū)的服役環(huán)境非常嚴酷,腐蝕是飛機結構最突出的故障之一[1—3]。防護涂層對于抵抗環(huán)境對飛機結構的腐蝕至關重要。目前我國沿海和內陸濕熱地區(qū)服役的飛機普遍存在不同程度的涂層老化失效現象,由此引起的機體結構腐蝕損傷嚴重影響著飛機的飛行安全和經濟修理[4—5]。環(huán)境對結構的腐蝕是一個長期而又復雜的過程,加速腐蝕試驗技術是飛機結構腐蝕防護及日歷壽命研究的關鍵技術之一[6—8]。飛機結構日歷壽命評定與腐蝕防護研究的重要內容是針對飛機典型部位編制局部加速試驗環(huán)境譜,建立加速當量關系,并通過典型結構含涂層模擬件在環(huán)境譜作用下的加速腐蝕試驗,評價和驗證飛機含涂層典型結構抗腐蝕能力。

某型飛機機身下表面屬于易發(fā)生腐蝕損傷的關鍵部位,是由外蒙皮、縱向型材和橫向隔框等通過鉚接而成的加筋壁板結構,連接件主要為鋁鉚釘,是該型飛機日歷壽命評定重點考核的結構部位。該結構表面腐蝕主要集中在鉚釘連接區(qū)域。根據某型飛機日歷定壽工作的總體安排,本研究的主要目的是:在編制機身下表面蒙皮結構加速腐蝕環(huán)境譜的基礎上,開展模擬件腐蝕修理前后兩個階段的加速腐蝕試驗,對現有涂層體系的防護功能進行評估,為整機日歷壽命體系評定和飛機大修提供試驗依據。

1　局部環(huán)境譜

1.1局部腐蝕環(huán)境分析

某型飛機機身下表面直接暴露于外部環(huán)境中,距離地面較近,且通風不暢。由于飛機長時間在地面停放,雨后地面水份蒸發(fā)或溫度變化引起的凝露,以及外界環(huán)境中塵埃等腐蝕介質附著,使得該部位長期處于一種較嚴酷的“干濕交替”腐蝕環(huán)境作用下,表面涂層容易產生粉化、起泡、脫落等老化現象,失去防護功能,從而導致機身下表面連接部位發(fā)生腐蝕。另外,紫外線的作用加速了有機涂層的老化。在高空飛行過程中,飛機外表面會承受一定的低溫和載荷作用,導致涂層龜裂。機身下表面腐蝕損傷最常見的表現形式為外表面漆層脫落、蒙皮腐蝕和緊固件腐蝕等。

1.2加速試驗環(huán)境譜

飛機機身下表面結構受濕熱、紫外線、溫度沖擊、鹽霧和低溫疲勞等多種環(huán)境因素的綜合作用。考慮到外露結構部位經受的環(huán)境作用基本相同,參照國外同類研究的加速環(huán)境譜和國內典型外露結構部位所采用的環(huán)境譜,結合該型飛機的載荷條件和環(huán)境特點,編制出如圖1所示的加速腐蝕環(huán)境譜。該譜一個完整的試驗周期由濕熱暴露、紫外線照射、熱沖擊、低溫疲勞和鹽霧等5部分試驗組成。

圖1　機身下表面加速試驗環(huán)境譜流程Fig.1 Flowchart of accelerated corrosion environment spectrum for infrastructure of the fuselage

1.3加速當量關系驗證

正式試驗前,采用腐蝕程度對比法驗證了圖1所示環(huán)境譜加速當量關系的有效性。首先完成該加速試驗環(huán)境譜作用下,機身下表面結構模擬件不同時間的加速腐蝕試驗。觀察發(fā)現,模擬件的腐蝕形式主要表現為鉚釘孔周圍及附近區(qū)域的表面腐蝕,與外場實際服役條件下該部位的主要腐蝕損傷形式基本一致。同時將加速腐蝕試驗結果與外場和大修廠機身下表面實際腐蝕損傷情況進行對比,以實際結構最嚴重的腐蝕程度為依據。結果表明,該加速環(huán)境譜1個試驗周期相當于在我國較嚴酷的沿海和內陸濕熱地區(qū)機場服役1年[9],即加速環(huán)境譜作用1個完整的試驗周期相當于地面停放1年。

2　試驗

2.1試驗件

試驗件為飛機機身下表面蒙皮鋁鉚釘緊固件連接部位模擬件。材料為LY12CZ鋁合金,模擬件表面防護體系有3種,具體見表1。試驗件加工工藝及防腐體系的涂覆工藝與出廠和大修的實際狀態(tài)完全相同。

表1　試驗件情況Table 1 Status of the specimens

2.2加速腐蝕試驗

2.2.1試驗設備

試驗所用設備主要有:H1200C濕熱交變試驗箱、UR2600紫外線老化試驗箱、810型MTS液壓伺服疲勞試驗機和DCTC1200P鹽霧腐蝕試驗箱等。試驗件表面腐蝕形貌觀察和試驗結果微觀分析則分別采用SZX12研究級顯微鏡和MCS-7200型腐蝕損傷圖像分析系統。

2.2.2試驗實施

加速腐蝕試驗分2個階段,采用如圖1所示的加速環(huán)境譜進行試驗。

第1階段:首先對編號為JS-13-的28件出廠狀態(tài)試驗件進行10個周期的加速腐蝕試驗。第1階段試驗結束后,測試每個試驗件表面的腐蝕情況,拍照,做好記錄。

第2階段分以下兩種情況。

1)在完成第1階段10個周期的加速腐蝕試驗后,隨機抽取8件直接進入第2階段共9個周期的加速腐蝕試驗。

2)其余試驗件則分成2組,各10件,模擬大修工藝實施腐蝕修理。腐蝕修理流程如下:表面除漆→徹底清除腐蝕產物→清洗干凈→吹風干燥→表面陽極化→涂漆。一組涂敷 1號航空底漆,再涂TS70-1面漆;另一組涂敷TB06-9底漆,再涂TS96-71氟聚氨酯無光磁漆。修理后的2組試驗件再完成第2階段共9個周期的加速腐蝕試驗。

3　試驗結果與分析

由于緊固件和連接孔之間存在縫隙,機身下表面連接部位容易發(fā)生縫隙腐蝕,腐蝕產物吸濕性強,潮氣、塵埃及空氣中的腐蝕性介質等容易附著或凝聚,形成惡劣的局部腐蝕環(huán)境[10—11]。緊固件周圍往往因應力水平較高而產生變形,進而出現表面漆層開裂、鼓包或脫落等現象,導致連接部位金屬基體發(fā)生腐蝕。另外,不同材料的緊固件和連接孔之間存在明顯的電位差,容易發(fā)生電偶腐蝕。因此,連接結構表面涂層最先遭到破壞,附近區(qū)域金屬基體腐蝕損傷情況比較嚴重。在加速環(huán)境譜作用下,機身下表面連接部位模擬件的破壞形式主要表現為:緊固件周圍及其附近區(qū)域表面涂層起泡、開裂、剝落以及周圍基體金屬腐蝕等。

加速試驗觀察結果表明,隨著試驗周期的增加,模擬件表面涂層出現鼓泡、開裂、剝落的現象越來越明顯。

1)出廠狀態(tài)模擬件試驗結果。第1階段加速試驗10個周期后,觀察模擬件表面腐蝕情況發(fā)現,涂層光澤度明顯降低,正面8個鉚釘孔周圍都出現了不同程度的起泡現象,部分鉚釘孔周圍起泡明顯,個別鼓包破損處漆層脫落,并有少量白色腐蝕產物堆積,金屬基體呈暗灰色,失去金屬光澤。整體來看,除光澤度明顯降低外,模擬件正面涂層的防護作用基本完好。背面鋅黃漆基本喪失防護功能,鉚釘頭明顯腐蝕。第1階段加速腐蝕10個試驗周期后,模擬件腐蝕情況照片及顯微鏡下腐蝕部位的腐蝕形貌如圖2所示。

圖2　出廠狀態(tài)模擬件加速試驗10個試驗周期后的顯微形貌Fig.2 The corrosion morphologies of the original-state samples after the tenth circle of accelerated corrosion experiments

與加速腐蝕10個周期模擬件相比,出廠狀態(tài)模擬件加速試驗19個周期后,表面涂層失色嚴重,光澤度明顯降低。鉚釘孔周圍漆層起泡、粉化面積明顯增加,漆層脫落更加明顯,表面漆層破損處白色腐蝕產物堆積量明顯增多,連接鉚釘頭粉化明顯。整體來看,出廠狀態(tài)表面防護體系模擬件加速腐蝕19個周期后,除鉚釘孔周圍涂層起泡、破損或脫落,個別區(qū)域表面漆層出現脫落現象,金屬基體發(fā)生腐蝕外,大部分表面涂層防護狀態(tài)完好。由此可以得出,對于因故不能按時送修的飛機,在外場服役過程中,如果能及時對受損的表面防護涂層進行局部修復,同時采取合理的外場使用維護措施,可以允許適當延長飛機的進廠大修時間。

出廠狀態(tài)模擬件加速試驗19個周期后的表面腐蝕情況照片及顯微鏡下腐蝕部位的腐蝕形貌特征如圖3所示。

圖3　出廠狀態(tài)加速腐蝕19個試驗周期后模擬件的形貌Fig.3 The corrosion morphologies of the original-state samples after the nineteenth circle of accelerated corrosion experiments

2)修理狀態(tài)模擬件試驗結果。出廠狀態(tài)模擬件在完成10個周期的加速腐蝕試驗后,按照第1次進廠大修工藝進行表面腐蝕損傷修理,修理后的模擬件采用1號航空底漆+TS70-1面漆和TB06-9底漆+TS96-71面漆等2種表面防護體系,分別標示為修理狀態(tài)1和修理狀態(tài)2。修理狀態(tài)模擬件完成第2階段9個周期的加速腐蝕試驗。

觀察發(fā)現,兩種防護體系下修理狀態(tài)模擬件在加速腐蝕2個試驗周期后,表面涂層光澤度略有降低,個別模擬件表面鉚釘孔周圍出現輕微的涂層起皺現象。隨著試驗周期的增加,表面涂層失色現象越來越明顯,鉚釘周圍涂層的破壞情況也越來越嚴重。在加速腐蝕9個試驗周期后,除涂層表面光澤度明顯降低,鉚釘孔周圍涂層起泡、破損,局部漆層出現翹起、脫落外,修理狀態(tài)模擬件表面大部分涂層沒有出現明顯的老化失效現象,涂層防護效果較好,金屬基體沒有出現明顯的腐蝕損傷。由此可見,在第1階段加速腐蝕試驗后,按照大修工藝對模擬件進行修理,并按修理工藝要求重新進行表面防護處理后,修理狀態(tài)模擬件表面涂層完全能滿足修理壽命間隔期內的表面防護要求。

兩種防護體系下,修理狀態(tài)模擬件第2階段加速試驗9個周期后的表面腐蝕情況照片及顯微鏡下腐蝕部位的腐蝕形貌特征分別如圖4和圖5所示。

與出廠狀態(tài)不同,修理狀態(tài)模擬件的裝配方式為:-1,-2兩部分陽極化后涂覆底漆裝配,再根據不同防護體系要求,整體涂覆相應面漆。因而與出廠狀態(tài)相比,在完成9個試驗周期后,除漆層表面光潔度有所下降外,修理狀態(tài)模擬件背面基本上沒有發(fā)生漆層破壞,如圖6所示。

圖4　兩種修理狀態(tài)模擬件9個試驗周期后的宏觀表面特征Fig.4 The macroscopic corrosion morphologies of both mended-state samples after the ninth circle of accelerated corrosion experiments

圖5　兩種修理狀態(tài)模擬件9個試驗周期后的顯微形貌Fig.5 The microscopic corrosion morphologies of both mended-state samples after the ninth circle of accelerated corrosion experiments

圖6　兩種修理狀態(tài)模擬件9個試驗周期后背面形貌特征Fig.6 The surface characteristics of backside of both mendedstate samples after the ninth circle of accelerated corrosion experiments

4　結論

1)文中給出的加速環(huán)境譜能較好再現外場服役過程中該部位的結構腐蝕損傷形式和形貌特征。機身下表面出廠狀態(tài)和修理狀態(tài)模擬件在2個階段的加速腐蝕試驗后,表面腐蝕損傷主要集中在緊固件周圍,與實際結構涂層損傷情況相同。

2)通過加速譜作用下不同周期的加速試驗,將模擬件表面腐蝕情況觀察結果與外場不同服役年限飛機結構腐蝕程度對比,得出了該環(huán)境譜作用下的加速當量關系,即加速譜作用1個完整的試驗周期相當于地面停放1年。

3)飛機出廠狀態(tài)表面防護體系(即1號航空底漆+13-2面漆)能夠滿足10年的日歷首翻期,修理狀態(tài)的2種防護涂層體系(即1號航空底漆+TS70-1面漆和TB06-9底漆+TS96-71面漆)能夠滿足首翻后9年的翻修間隔期壽命要求。

4)腐蝕關鍵結構(出廠狀態(tài))模擬件在加速腐蝕19個試驗周期后,未產生嚴重的腐蝕損傷,但在服役期間,需要加強緊固件連接區(qū)域等腐蝕敏感部位的檢查與腐蝕防護,一旦出現涂層鼓包、開裂等老化現象應及時進行局部修復,預防結構產生較嚴重的腐蝕損傷。

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Research on the Corrosion Behavior of Simulated Samples with Coating for the Corrosion Critical Component on a Certain Type of Aircraft

ZHANG Lei,CHEN Qun-zhi,WANG Yu-ya,WU Zhi-chao
(Beijing Aeronautical Technology Research Center,Beijing 100076,China)

Objective To study the corrosion failure behavior and evaluate the protection property of the coating for the corrosion critical component on a certain type of aircraft,and to provide test proofs for determining the calendar life of airplane and formulating maintenance compendium.Methods On the basis of compiling accelerated corrosion environment spectrum,accelerated corrosion experiments in typical accelerated corrosion environment were carried out.Results After accelerated corrosion for the two stages before and after repairing,there were bumps,cracks and exfoliation on the coating surface.Corrosion damage crowded at the joint section with rivets mainly.Conclusion Overall,the protective coating system on the surface of corrosion critical structure could meet the surface anti-corrosion requirements of the structure duringthe first restoring and the restoring interval periods.However,it would be necessary to enhance the coating protection for the corrosion critical joint section with rivets when used in field.And if corrosion damage was found on the coating of these areas during service,local repair should be implemented promptly.Under the condition of scientific use and maintenance, it would be possible to prolong the top overhauls interval.

a certain type of aircraft;corrosion critical component;protective coating system;accelerated corrosion environment experiment;corrosion failure behavior

CHEN Qun-zhi(1963—),Male,from Hunan,Ph.D./Postdoc,Senior engineer,Research focus:the fatigue life,calendar life and corrosion protection of aircraft structure.

10.7643/issn.1672-9242.2014.06.008

TG174

:A

1672-9242(2014)06-0045-05

2014-10-20;

2014-10-29

Received:2014-10-20;Revised:2014-10-29

張蕾(1976—),女,河南人,碩士,工程師,主要研究方向為飛機結構日歷壽命及腐蝕與防護。

Biography:ZHANG Lei(1976—),Female,from Henan,Master,Engineer,Research focus:calendar life and corrosion&protection of aircraft structure.

陳群志(1963—),男,湖南人,博士/博士后,高級工程師,主要研究方向為飛機結構疲勞壽命、日歷壽命及腐蝕防護等。