李健，吳云章，李伯舒，高延達

（1.陸軍航空兵研究所，北京101121；2.陸軍航空裝備引進辦公室，北京100020）

裝備通用質量特性及壽命評估

基于電化學阻抗的直升機涂層日歷壽命評估方法

李健1，吳云章1，李伯舒2，高延達1

（1.陸軍航空兵研究所，北京101121；2.陸軍航空裝備引進辦公室，北京100020）

目的研究直升機涂層在使用過程中的日歷壽命評估方法。方法分析影響直升機涂層日歷壽命的主要因素，給出涂層日歷壽命分散性和差異性的原因，確定關鍵評估技術。以某型高原直升機涂層日歷壽命評估為例，開展8個周期的加速試驗，選取電化學阻抗模值（|Z|f=0.1Hz）描述涂層性能退化失效過程。結果涂層電化學阻抗模值與加速周期滿足函數關系。結論應力疲勞影響涂層性能退化，在環(huán)境因素和較高局部應力共同作用下，涂層性能退化更明顯。該涂層性能不滿足6年高原日歷壽命。

涂層；日歷壽命；直升機；性能退化

直升機壽命一般指機體結構壽命，包括基于飛行使用載荷的疲勞壽命和基于腐蝕介質環(huán)境作用的日歷壽命[1]。兩者缺一不可，以先到者確定直升機到壽。由直升機外場使用統(tǒng)計數據知，翻修期和日歷壽命到壽時飛行疲勞壽命還有很大的余量。因此，直升機日歷壽命的評估至關重要。直升機處于腐蝕環(huán)境中，腐蝕因素多、耦合作用，很難有一套完整的日歷壽命理論和工程應用方法。直升機金屬機件參照文獻[2]依據法拉第定律和金屬腐蝕影響因素給出的金屬腐蝕損傷日歷壽命計算公式進行計算。

直升機機體鋁合金(LY12CZ)承力件不僅有表面陽極化膜、還涂有底漆或底漆加面漆(或膠)。涂層起到隔離環(huán)境介質與基體金屬發(fā)生化學或電化學反應的作用,只有涂層失效后,基體金屬才開始腐蝕。因此，直升機涂層日歷壽命[3]的研究非常有必要。

涂層對直升機結構抵抗環(huán)境腐蝕有著舉足輕重的作用。涂層遭受太陽輻射、降水、氧及離子等環(huán)境因素和力學載荷的作用，周期性的濕熱使其在金屬表面周期性的收縮或膨脹而發(fā)生疲勞。界面處的水分子進入涂層/金屬界面、金屬內部，導致涂層附著力的持續(xù)降低，涂層性能退化、脫落失效，導致金屬基體腐蝕，最終導致結構腐蝕失效。

直升機涂層外場服役環(huán)境失效周期長、過程復雜，很難通過現場跟蹤試驗開展研究。文中探討直升機涂層日歷壽命及評估關鍵技術，以高原環(huán)境直升機涂層日歷壽命為例，以涂層的特定頻率電化學阻抗模值為參數實現直升機涂層性能退化、日歷壽命評定技術。

1 直升機涂層日歷壽命評估的關鍵技術

圖1 直升機涂層日歷壽命與直升機日歷壽命的關系

直升機涂層和金屬機件在實際使用過程中經歷的停放/使用環(huán)境相同，很難根據外場和目視直接判斷涂層的日歷壽命。因此，與金屬腐蝕日歷壽命[4]相似需解決以下三個技術參數和相關的技術內容及解決方法：涂層性能退化容限DC；使用環(huán)境譜；性能退化曲線。

影響其日歷壽命的腐蝕介質成分也很多，如圖2所示。直升機日歷壽命問題面臨著長周期、多區(qū)域、多因素耦合作用，屬于多學科多部門共同完成的復雜系統(tǒng)工程[5]。目前國內外常用的方法是把復雜環(huán)境下的諸多腐蝕介質成分簡化成很少的幾種介質成分，或用少數介質成分代替，進行日歷壽命試驗[6—7]。

圖2 環(huán)境對直升機日歷壽命的作用

2 直升機涂層日歷壽命評估方法

2.1 涂層腐蝕的失效判據

涂層腐蝕的失效判據：涂層破裂，使金屬本體裸露；涂層表面大面積起泡，起泡處在正常環(huán)境下不能恢復原狀；電化學阻抗譜（EIS）測試技術量化評估涂層性能退化失效過程[8]。

基于外場目視的前兩種判據不能定量地描述涂層的失效。文獻[9—10]給出了涂層失效判據的研究結果，在戶外暴露或戶內加速試驗過程中涂層試樣特定頻率電化學阻抗模值|Z|f=0.1Hz小于3×106?時（該鋁合金基材的阻抗模值），鋁合金已經開始腐蝕，由此認定|Z|f=0.1Hz＜3×106?為有機涂層開始失效的判據。

2.2 環(huán)境譜

直升機涂層與機體共同處于相同的環(huán)境中，其日歷壽命包括地面停放時間和空中飛行時間，且地面停放時間小于總壽命時間的97%，直升機平時飛行高度為離地1000～2000 m，只有少數極限條件接近6000 m。因此，空中飛行環(huán)境與地面停放環(huán)境，除了應力作用外，腐蝕環(huán)境因素基本接近，作用1個周期約相當于外場實際暴露1年。根據高原機場環(huán)境數據[11—12]，借鑒當量加速關系，針對CASS譜中的溫度模塊和紫外模塊進行修正。

1）溫度交變試驗譜。拉薩自然環(huán)境試驗站近5年觀測的最高氣溫為32.0℃，最低氣溫為－20.0℃。按照GJB 150和實測數據設置，溫度交變子試驗的最高溫度設置為35℃，保溫2 h，最低溫度設置為－20℃，保溫2 h。

2）紫外照射試驗譜。針對直升機機身下表面蒙皮和槳葉上表面紫外輻射量，先確定拉薩地區(qū)年均紫外輻射量，通過相似比例的方法確定有效作用于蒙皮的紫外輻射量，并與輻射箱轉換計算，得到試驗紫外線輻射譜：輻照強度Q=(60±10)W/m2，溫度t= (55±10)℃，時間為192 h。

3）周期浸潤試驗譜。周期浸潤試驗譜由“當量折算法”確定[6,13]，并根據拉薩地區(qū)實際環(huán)境中大氣污染物含量實測數據和作用時間對GJB 150周期浸潤模塊進行修正。得到該機場條件下的周期浸潤試驗譜。

4）疲勞試驗譜。軸向恒幅試驗載荷應力水平需要根據直升機實際服役受力狀態(tài)確定，通過關鍵部位使用1年對應的應力譜向最大應力水平進行當量折算。某進口型直升機蒙皮應力水平參考國內同類型直升機設計水平和美國F-18飛機設計疲勞試驗，應力水平定為（σmax，σmin）=（110，20）MPa，作用次數依據直升機年平均起落次數為500次。

最終確定蒙皮室內加速譜見表1。旋翼實際飛行過程中面臨著揮舞、擺振、變距等問題，槳葉的疲勞應力及三維狀態(tài)難以測算，試驗也難以模擬其空中飛行狀態(tài)。文中去掉疲勞試驗模塊，考察其性能退化規(guī)律，得槳葉室內加速譜見表2。

表1 蒙皮高原環(huán)境實驗室加速試驗譜

表2 槳葉高原環(huán)境實驗室加速試驗譜

2.3 試驗件制作

蒙皮試驗件選擇直升機常用材料LY12CZ進行表面陽極化，噴涂鋅黃環(huán)氧底漆H06-2+丙烯酸聚氨酯漆SB04-1涂層，按照“蒙皮+鉚釘”和“蒙皮+螺釘”進行裝配，共3件，如圖3所示。槳葉試驗件采用未使用的槳葉后段件，沿槳葉長度方向截取130 mm，寬度方向140 mm（從葉尖開始）的試驗段，按實際工藝進行噴漆，共3件，如圖4所示。

圖3 蒙皮試驗件結構

圖4 截斷槳葉試驗件

3 直升機涂層日歷壽命試驗

委托北京航空材料研究院進行試驗件試驗、測試[12,14—15]，在外場可觀測到腐蝕產物和起泡、開裂、剝落、基體腐蝕、失光、粉化、泛金等現象?？刹捎肗ikon D50數碼相機在熒光燈下對試驗件表面的宏觀腐蝕現象進行拍照記錄，如圖5所示。在看到此現象之前，涂層性能已經發(fā)生老化失效，使用Princeton Applied Research Model 273A恒電位儀和Signal Recovery 5210鎖相放大器進行電化學阻抗測試。

圖5 蒙皮試驗件上表面連接部位腐蝕照片

在經歷1～8個周期加速試驗后，蒙皮試驗件螺釘區(qū)域的特定頻率（0.1 Hz）電化學阻抗模值見表3；鉚釘中間區(qū)域特定頻率電化學阻抗模值見表4。與原始情況相比，涂層的電化學阻抗模值均有大幅度下降。與螺釘結構的情況相比，鉚釘結構有機涂層電化學阻抗模值有明顯的下降，且下降幅度較大。在環(huán)境因素和較高的局部應力共同作用下，涂層性能退化更為明顯。3#試驗件涂層性能在第6個周期結束時，接近電化學阻抗模值失效判據；第8個周期結束時，低于失效判據一個數量級，完全失效。取表3和表4中特定頻率電化學阻抗模值作為衡量指標，通過擬合分析知，ln|Z|f=0.1Hz與加速周期T呈現線性關系，擬合函數為：

表3 蒙皮試驗件上表面螺釘區(qū)域特定頻率電化學阻抗模值

表4 蒙皮試驗件上表面鉚釘區(qū)域特定頻率電化學阻抗模值

槳葉后段件試驗件的電化學阻抗模值見表5；在經過8個周期的溫度交變、紫外輻射和周期浸潤試驗，其防護性能未發(fā)生顯著降低。8個周期后性能指標僅降低一個數量級。

表5 槳葉后段件試驗件上表面特定頻率電化學阻抗模值

取表5特定頻率電化學阻抗模值作為衡量指標，通過擬合分析知，ln|Z|f=0.1Hz與加速周期T呈現線性關系，擬合函數為：

式（2）反應了涂層未加疲勞試驗的性能退化規(guī)律，與式（1）相比，斜率明顯小很多，數據退化緩慢。表明環(huán)境因素和應力疲勞共同作用對涂層性能、日歷壽命影響更大。

4 結論

1）給出了直升機涂層日歷壽命評估的關鍵技術。涂層在制備和加速試驗過程中均表現出分散性，涂層的日歷壽命也具有分散性。

2）針對直升機涂層開展日歷壽命評估研究，以某高原直升機為例，開展評估對比試驗。應力疲勞對涂層性能影響大。在環(huán)境因素和較高的局部應力共同作用下，涂層性能退化明顯。

3）電化學阻抗模值與加速老化周期之間滿足函數關系，即涂層的性能退化曲線可以用函數式進行表達。

4）依據涂層電化學阻抗模值，該直升機涂層在高原區(qū)域的日歷壽命為6～8年。為安全起見，應取6年進行控制。

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Estimate Method for Calendar Life of Helicopter′s Coating Based on Electrochemical Impedance

LI Jian1,WU Yun-zhang1,LI Bo-shu2,GAO Yan-da1
(1.Army Aviation Research Institute,Beijing 101121,China; 2.Army Aviation Equipment Import Office,Beijing 100020,China)

ObjectiveTo study the estimate method for calendar life of helicoper’s coating during application.MethodsThe main factors affecting calendar life of helicopter’s coating were analyzed.The reasons for dispersibility and difference of the coating were given.The key estimate technology was determined.The assessment on the calendar life of a plateau helicoper’s coating was taken as an example to carry out 8 cycles of accelerated testing to select electrochemical impedance modulus(|Z|f=0.1Hz)to describe the performance degradation process of the coating.ResultsElectrochemical impedance modulus and accelerating cycles met the function relationshipConclusionsStress fatigue affects the performance degradation of coating.Under the combined action of the environmental factors and higher local stress,the performance degradation of coating is obvious.This coating’s performance does not satisfy the 6 years of calendar life in the Plateau’s Parking Environment.

coating;calendar life;helicopter;performance degradation

10.7643/issn.1672-9242.2017.07.016

TJ85；TG174.4

A

1672-9242(2017)07-0079-04

2017-04-26；

2017-05-17

李健（1974—），男，北京人，碩士，高級工程師，主要研究方向為直升機日歷壽命和可靠性等。