（中航通飛華南飛機工業(yè)有限公司制造工程部，珠海 519040）

腐蝕預防和控制（Corrosion Prevention and Control,CPC）是一項龐大的系統(tǒng)工程，從飛機設計階段開始，貫穿于飛機整個制造、使用和維修階段。腐蝕預防和控制已經(jīng)成為現(xiàn)代民用飛機設計、制造以及使用、維修階段主要關注的問題。

水陸兩棲飛機一般在陸上機場和內(nèi)河、湖泊、水庫、近海水域滑行、起飛、降落和停泊，長期在濕熱、鹽霧和高Cl–濃度環(huán)境條件下工作和停放。使用環(huán)境具有高濕熱、高鹽霧、高工業(yè)廢氣含量、多降雨天數(shù)、頻繁氣候變化等特點，海洋大氣環(huán)境含鹽量高且溫暖潮濕，其溫度、濕度、Cl–濃度高；近海高濕環(huán)境是各種微生物快速生長的溫床；海/水面起降，機身結構大部分處于海/水霧中，誘發(fā)結構振動、沖擊、沖蝕、腐蝕介質(zhì)沉積。此外，大量的鹽霧甚至海水在起降中被卷入發(fā)動機進氣口或機身縫隙中，這些腐蝕性極強的介質(zhì)會在結構縫隙流動，因毛細效應和飛機的機動到達機體各個部位，加速結構和各系統(tǒng)的腐蝕。

腐蝕對飛機的危害不僅表現(xiàn)在增加使用維護成本，而且危及飛機的安全。水陸兩棲飛機原型機水轟–5飛機服役以來，很快就暴露出了存在的嚴重腐蝕問題：該機型服役2～3年后，船底結構就已經(jīng)出現(xiàn)大面積較為嚴重的腐蝕。2007年6月，用戶對飛機腐蝕情況進行了普查，該次普查共發(fā)現(xiàn)飛機腐蝕部位880余處。其中，嚴重腐蝕部位共180余處。機身龍骨梁、桁條、框和機翼梁緣條等重要結構均存在嚴重腐蝕，嚴重危及飛行安全，腐蝕情況如圖1和圖2所示。水轟–5型飛機結構普遍存在腐蝕，維修頻率較高，腐蝕維修周期也很長，嚴重制約了該型飛機的出勤率。因此，水陸兩棲飛機必須提升結構抗腐蝕能力，采用有效手段控制/延緩結構的腐蝕問題，才能滿足使用壽命和安全的要求。

圖1 典型機身框腐蝕Fig.1 corrosion of typical body frame

圖2 船底蒙皮、龍骨梁及框緣條腐蝕Fig.2 Corrosion of bottom skin,keel beam and frame flange

因水轟–5 原有防護體系抗腐蝕能力不足，曾在2007年進行了綜合治理，治理后截至該機型停止服役的6年時間里，結構腐蝕得到了有效遏制，治理效果得到了用戶的認可和滿意評價。水陸兩棲飛機腐蝕防護與控制技術是在水轟–5 綜合治理和國外民機工程先進應用經(jīng)驗的基礎上，對全機結構進行腐蝕防護與控制的全面升級和優(yōu)化設計。因水陸兩棲飛機腐蝕防護與控制要求高，技術復雜、難度大，因此需要采用多技術并用和系統(tǒng)工程方法來達到腐蝕預防與控制的目的。研制人員通過合理選材、表面防護、排水、密封、緩蝕劑選用等細節(jié)設計/制造手段，最大限度地預防和控制腐蝕，實現(xiàn)型號抗腐蝕品質(zhì)提升的研制目標。

材料選用

選擇合適的耐蝕性材料是民用飛機腐蝕防護與控制的一項重要工作。然而與一般民機相比，水陸兩棲飛機經(jīng)常在濕熱和鹽霧環(huán)境下工作和長時間停放，使用環(huán)境較為嚴酷，對選材的耐蝕性提出了更高的要求。材料在滿足必要的靜強度/剛度、制造工藝和結構功能性要求的前提下，優(yōu)先考慮其耐腐蝕性能。

圖3 典型結構部位選材的主要考慮因素Fig.3 Main considerations for material selection of typical structural parts

借鑒水轟–5 飛機選材經(jīng)驗、教訓，參考國外先進飛機材料選用建議，按照部件受力特性及材料性能特點，同時綜合考慮材料工藝性和經(jīng)濟性進行選材。根據(jù)水陸兩棲飛機特殊的使用環(huán)境及特點，查閱國內(nèi)外材料標準、手冊和相關資料，包括項目團隊已有的預研成果，歸納、總結飛機常用材料的耐腐蝕特性、材料限用要求和選材建議。重點選用耐腐蝕性能優(yōu)異的材料，為相關設計工作提供參考。因水陸兩棲飛機在工作時船體和浮筒受到海水或湖水的沖蝕作用，在抗腐蝕的基礎上，對該區(qū)域的涂層增加了抗沖蝕要求。經(jīng)綜合分析該機型的特點和各部位的選材需考慮因襲，確定的選材方案建議如表1和圖3所示。

表面防護技術

鍍層和漆層等結構表面保護措施，不僅可以避免電位差較大的結構材料直接接觸，減小、甚至避免不同導電材料之間電位差，還可以有效防止電解液直接接觸金屬材料，從而達到腐蝕防護與控制目的。因此，結構表面保護是防腐蝕技術的基本方法。

水陸兩棲飛機總體技術要求的設計原則規(guī)定：有針對性地吸收國外先進技術，采用國內(nèi)成熟且先進的設計、生產(chǎn)制造和工藝技術，實現(xiàn)飛機的最優(yōu)設計和綜合性能與功能；充分利用預研成果，加強腐蝕防護與控制設計，提高機體結構壽命[1]。經(jīng)濟性要求的規(guī)定為：在選用新材料、新工藝時，應考慮控制在總研制經(jīng)費允許的范圍內(nèi)。因此，本次研究主要針對國內(nèi)已經(jīng)實現(xiàn)工程化應用的表面防護技術，同時兼顧國內(nèi)外研究較為成熟，在國內(nèi)工程化時間較短的新型表面防護技術。

表1 水陸兩棲飛機材料選用依據(jù)Table1 Basis for selection of materials for amphibious aircraft

表2 表面防護體系優(yōu)選及驗證系列試驗Table2 Surface protection system optimization and verification series of tests

在型號研制前期，結合水陸兩棲飛機使用環(huán)境和防護體系失效特點[2–3]，參照防護體系失效的同類試驗方法[4–6]，開展了結構防護體系優(yōu)選試驗、目標防護體系和金屬基材實驗室加速腐蝕和自然環(huán)境暴露試驗、典型結構和連接件防護體系有效期試驗，最終獲得了滿足水陸兩棲飛機設計要求的典型結構防護體系，表面防護體系優(yōu)選及驗證系列試驗和結論如表2所示。

1 表面處理

根據(jù)試驗結果和國外民機應用情況，從材料特性、結構特點和使用環(huán)境選用分析，確定了零/部件和非鋁合金緊固件表面處理要求[7]，如表3和表4所示。

表3 零/部件表面處理要求Table3 Parts/components surface treatment requirements

表4 非鋁合金緊固件表面處理要求Table4 Non-aluminum alloy fastener surface treatment requirements

表5 零/部件表面涂層防護體系Table5 Parts/components surface coating protection system

2 涂層防護體系

結合表面防護體系優(yōu)選及驗證系列試驗結果和各涂層體系在國外民機應用情況，按基材類型、結構特點和在飛機上所處位置選用涂層防護體系，形成了零/部件表面涂層防護體系[7]，如表5所示。

全機共選用8 套防護涂層體系，結構表面涂層體系如圖4所示。

結構排水技術

根據(jù)水陸兩棲飛機構型，參考國外先進成熟機型結構排水系統(tǒng)設計標準及案例，制訂水陸兩棲飛機通風、防/排水設計方案。確定了排水系統(tǒng)總體設計思路，提出了機身、機翼、尾翼、浮筒和短艙等具體部位排水設計方案，具體排水技術方案體現(xiàn)在水陸兩棲飛機設計和制造過程中。排水系統(tǒng)設計要求為：

（1）盡量避免水平結構表面，避免電解液積聚；（2）隔框在縱向連續(xù)構件（長桁等）穿過位置處設置縱向排水通道，確保水能夠連續(xù)縱向流動；縱向連續(xù)構件（長桁等）在隔框連接處設置環(huán)向排水通道，確保水能夠環(huán)向連續(xù)流動，水最終通過位于機體最低部位的排水通道或排水孔排出；（3）機體敞開式排水口直徑不小于9.65mm，利用結構間隙排水，排水通道的截面積至少應為70mm2，且該截面上最小邊尺寸應不小于6.35mm；（4）機翼的排水孔處加裝防水帽，優(yōu)點一是飛機飛行時，防止水直接濺進去，二是防水帽處產(chǎn)生負壓，可以抽出積水。

1 機身排水

機身排水的總體思路如下：（1）機身分為機頭、中機身、中后機身和后機身4 大區(qū)域進行排水；（2）機身環(huán)向和縱向設置連續(xù)排水通道；（3）通艙地板以下各水密艙排水系統(tǒng)獨立；（4）各水密艙船底最低點設置放水閥。

通艙地板以下各水密艙排水系統(tǒng)獨立，將水集中在船底最低點、1長桁與龍骨梁之間，在此處船底蒙皮上安裝放水閥，共安裝放水閥11個。中機身船底排水通路如圖5所示。

圖4 結構表面涂層防護體系示意Fig.4 Structural surface coating protection system

圖5 中機身船底排水通路Fig.5 Middle fuselage bottom drainage channel

2 機翼排水

機翼在中央翼盒段油箱區(qū)和外翼盒段燃油區(qū)通過油箱放沉淀閥門將水排出機外。前緣和襟翼采用排水孔進行排水，后緣全展長均有鉸鏈口蓋，通風排水良好，共有排水孔170個，中央翼盒段整體油箱區(qū)排水通路如圖6所示。

圖6 中央翼盒段整體油箱區(qū)排水通路Fig.6 Integral fuel tank area drainage channel of central wing box section

3 尾翼排水

水平尾翼從根部到梢部沿長桁設置有排水通路，根部、梢部下翼面開有排水孔，水沿排水通路流至排水孔排出機體。垂直尾翼在結構內(nèi)部從高到低都有排水通路，結構低處開足夠的排水孔，水沿排水通路流至機身上表面由整流條上的排水孔排出機體。尾翼共設置44個排水孔，垂尾區(qū)域還可以通過前緣、盒段和后緣下端肋開孔或間隙排水。水平安定面排水通路如圖7所示，垂直安定面盒段和后緣排水通路如圖8所示。

圖7 水平安定面排水通路Fig.7 Horizontal stabilizer drainage channel

圖8 垂直安定面盒段和后緣排水通路Fig.8 Vertical stabilizer noodle box section and trailing edge drainage channel

4 浮筒排水

浮筒有3個水密艙，最低點為6框和11框位置，6框前設置2個放水閥，11框前后設置4個放水閥，浮筒內(nèi)部積水通過隔框上的長桁缺口匯集到6框和11框框緣前后，再通過放水閥排出筒體。浮筒排水通路設計如圖9所示，浮筒放水閥的安裝位置如圖10所示。

圖9 浮筒排水通路Fig.9 Pontoon drainage channel

圖10 浮筒放水閥的安裝位置Fig.10 Installation position of pontoon waterproof valve

5 短艙排水

短艙排水思路如下：（1）通過框和長桁的安裝間隙、長桁缺口形成排水通路；（2）前環(huán)通過下蓋維護口蓋縫隙，將水排出機體；（3）中段通過下蓋前端最低點和后端最低點的排水孔，將水排出機體；（4）后段通過排氣管等安裝孔，將水排出機體。短艙側蓋排水如圖11所示，短艙中段下蓋排水如圖12所示。

防腐蝕密封技術

防腐蝕密封主要通過在結構與結構之間接合面或/和接合面周緣，或者緊固件表面涂上合適密封膠，消除結構與結構之間，或者緊固件與結構安裝孔之間縫隙，達到防止電解液積聚、預防和控制縫隙腐蝕目的。

防腐蝕密封是飛機結構腐蝕防護與控制的重要組成部分，防腐蝕密封技術直接影響飛機抗腐蝕能力[8–10]。據(jù)統(tǒng)計，水上飛機投入運營后，80%以上結構腐蝕與密封有關。水轟–5 飛機同樣存在密封失效導致的嚴重腐蝕問題，修理工時、航材等成本非常高，該機型船底區(qū)域存在較為嚴重的滲水問題，每在海面起降一次，船底均會滲進約10cm 海水。服役期間，為了減輕海水對船底區(qū)域結構的腐蝕，每次在海面起降后，用戶均要出動大量人力、耗時半天、耗費至少4t的淡水對船底區(qū)域進行沖洗和排水，維護成本很高。國內(nèi)傳統(tǒng)的航空密封劑用于海洋環(huán)境下使用飛機時，存在密封失效嚴重問題[9–12]，如水上飛機船底密封失效漏水如圖13所示，海洋環(huán)境下使用的飛機如艦載機的連接密封膠開裂如圖14所示。

圖11 短艙側蓋排水通路Fig.11 Drainage channel for side cover of nacelle

圖12 短艙中段下蓋排水通路Fig.12 Drainage channel of lower cover in middle section of nacelle

圖13 水上飛機機身船底漏水Fig.13 Seaplane fuselage bottom leaking

圖14 艦載機連接密封失效腐蝕Fig.14 Corrosion of connection seal failure of carrier aircraft

圖15 水陸兩棲飛機結構密封分區(qū)Fig.15 Amphibious aircraft structure sealing zone

結合項目團隊已有的水上飛機腐蝕綜合治理成果，吸收國外民機先進密封工程應用經(jīng)驗，按結構分區(qū)、防護功能和使用環(huán)境選用綜合性能更為優(yōu)異的進口密封劑，提升飛機結構典型連接（鉚接、螺接以及貼合面）的密封能力，在一定程度上改善水上飛機船底大應變結構的防水密封問題，水陸兩棲飛機結構密封分區(qū)如圖15所示。

整機密封形式主要包括貼合面密封、填角密封、縫隙密封、緊固件濕裝配和緊固件封包、鋁合金結構相鄰復合材料密封以及襯套/軸承密封襯套/軸承密封等。密封總原則為：全機具體的密封形式跟所處上下機身區(qū)域有關，上下機身的分界面為通艙地板以上一個桁條，所有艙門、浮筒（含撐桿）和分界面桁條屬于下機身區(qū)域。防腐蝕通用密封原則為：（1）燃油區(qū)和下機身包含了以上所有的密封形式；（2）上機身普通貼合面邊緣不需要進行填角密封，其余密封形式同下機身；（3）全機所有永久性連接的貼合面都進行貼合面密封；（4）燃油區(qū)/下機身所有貼合面邊緣、需進行貼合面密封但無法進行密封的貼合面邊緣、需導電基座周圍進行填角密封；（5）所有緊固件濕裝配；（6）部分緊固件封包[13]，緊固件封包的一般原則如下：（1）燃油區(qū)所有緊固件兩端封包；（2）下機身連接蒙皮的所有鋁合金緊固件鐓頭和水箱區(qū)域緊固件兩端封包；（3）全機所有非鋁合金緊固件（發(fā)動機短艙區(qū)域鈦合金緊固件除外注)兩端封包；（4）需進行貼合面密封但無法進行密封的貼合面區(qū)域緊固件兩端；（5）蒙皮外側的所有緊固件端頭不封包；（6）部件裝配后形成的狹小空間，由于空間限制無法進行單個緊固件頭部封包時可采用整體刷涂的形式進行密封（注：因發(fā)動機短艙區(qū)域為鈦合金–鋁合金夾層結構，鈦合金緊固件表面有鋁涂層且已經(jīng)進行了防腐蝕濕裝配，阻斷了異種金屬間的直接接觸；鈦合金緊固件本身耐腐蝕性強，故無需進行防腐蝕增強措施–封包來保護；此外，該區(qū)域緊固件上封包的密封膠在飛機飛行過程中受到振動及載荷作用可能存在剝落的風險，剝落的膠帽可能被吸入發(fā)動機，引起發(fā)動機故障，因此該區(qū)域鈦合金緊固件兩端不封包）。

不同區(qū)域密封目的和形式如表6所示。密封部位分為機身密封、機翼密封、油箱密封、尾翼密封、浮筒密封和短艙及發(fā)動機支架密封。

以上防腐蝕密封技術已通過了船底水密試驗和油箱油密試驗驗證，表明該密封設計和制造工藝技術滿足防腐蝕密封要求，實現(xiàn)了預期的防腐蝕密封研制目標。

表6 不同密封分區(qū)的目的和形式Table6 Purposes and forms of different sealing zones

圖16 緩蝕劑整機噴涂部位Fig.16 Corrosion inhibitor spraying parts

緩蝕劑應用技術

緩蝕劑為多種腐蝕抑制劑復合溶解于低表面張力、揮發(fā)性溶劑后形成的不含硅有機物。噴涂于結構表面后，緩蝕劑將置換出結構表面以及縫隙中積聚的水分。緩蝕劑中溶劑揮發(fā)后，能夠在結構表面形成一層臘狀保護膜，阻止電解液與結構直接接觸，從而達到預防腐蝕或者減緩腐蝕速度的作用。

緩蝕劑噴涂后具有一定耐久期限，老化后會失去腐蝕預防和控制作用。因此，飛機投入使用后，需要定期檢查并視情采用溶劑清除后重新噴涂。大量使用經(jīng)驗證實：飛機制造階段以及使用/維護階段，在結構表面噴涂合適種類的緩蝕劑，是一種成本較低且有效的腐蝕預防和控制方法。

緩蝕劑主要用于結構搭接有縫隙部位、排水通道及可能積水部位。根據(jù)水陸兩棲飛機構型，參考國外先進成熟機型結構緩蝕劑使用標準，確定了水陸兩棲飛機結構緩蝕劑應用方案。緩蝕劑整機噴涂部位如圖16所示，緩蝕劑詳情如表7所示，緩蝕劑噴涂時機及部位如表8所示。

表8 緩蝕劑噴涂時機及部位Table8 Corrosion inhibitor spraying timing and parts

結論

水陸兩棲飛機腐蝕防護與控制技術是在吸取原型機水轟–5 綜合治理經(jīng)驗，借鑒國外先進民機抗腐蝕設計技術基礎上，通過合理選材、表面防護、防腐蝕密封和緩蝕劑應選用等技術的綜合運用，以各類優(yōu)選和驗證試驗作為技術支撐，開展系統(tǒng)、全壽命周期腐蝕防護與控制研究工作。表面防護體系優(yōu)選及系列驗證試驗結果表明優(yōu)選的表面防護體系具有良好的抗腐蝕性能，滿足水陸兩棲飛機的表面防護體系6年有效期的設計要求。機體結構的防水密封設計是實現(xiàn)水陸兩棲飛機腐蝕防護的根本保證，該防腐蝕密封方法順利通過了船底水密和油箱密封試驗驗證，表明其密封性能滿足水陸兩棲飛機的密封防護設計要求。綜上所述腐蝕防護技術的工程應用實現(xiàn)了水陸兩棲飛機腐蝕防護與控制品質(zhì)的提升，最大限度地預防和延緩腐蝕發(fā)生，保證該機型安全。