黃 鑫，高 陽，王學強，張 華

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

飛機的使用壽命包括疲勞壽命 （包括起降次數(shù)、飛行小時）和日歷壽命兩項控制指標[1]，任一指標先到，飛機都應(yīng)大修或退役。某型飛機服役已超過20年，按2000 小時/8 年的二次大修間隔，部分飛機日歷壽命已到壽，面臨二次大修。但是一方面，由于大修線能力不足，飛機排隊等待大修導致較多飛機停飛，影響用戶正常使用；另一方面，由于使用強度偏低，大部分飛機僅消耗了大修間隔2000 小時疲勞壽命的20%~25%， 如果此時將上述飛機按日歷壽命判定到壽，將會極大浪費飛機的實際疲勞壽命?；谏鲜鰞牲c，為了充分發(fā)揮某型飛機的疲勞壽命，同時也降低使用成本，使其繼續(xù)安全有效地服役，用戶提出了通過二次大修有限延長間隔日歷壽命的需求。

某型飛機由于使用強度偏低，其地面停放時間占飛機日歷時間年的99%以上，在腐蝕環(huán)境的長期作用下，表面防護逐漸失效，飛機結(jié)構(gòu)損傷模式中，腐蝕與腐蝕疲勞損傷占據(jù)絕對主導地位，嚴重影響飛機結(jié)構(gòu)使用壽命。 因此，某型飛機結(jié)構(gòu)延壽工作基本上圍繞結(jié)構(gòu)腐蝕展開，主要工作內(nèi)容有以下五點：

1） 腐蝕過程加速再現(xiàn)及環(huán)境譜的編制；

2） 建立加速腐蝕當量關(guān)系；

3） 防腐涂層的加速腐蝕試驗及失效分析；

4） 腐蝕環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)使用壽命分析方法；

5） 飛機結(jié)構(gòu)腐蝕損傷檢測、修理及防護技術(shù)。

黃亞超[2]針對前三點做了大量工作，編制了某型飛機地面停放環(huán)境譜，繼而依據(jù)當量折算關(guān)系編制加速腐蝕試驗環(huán)境譜，進行模擬試驗件的加速腐蝕試驗，分析了試驗后的涂層腐蝕老化/損傷失效模式，并對腐蝕等級進行評定研究，預測了模擬試驗件金屬基體材料腐蝕損傷的變化規(guī)律。關(guān)于第四點，已有眾多學者進行了研究并總結(jié)出了大量的理論和計算方法：如穆志韜[3]提出了基于局部應(yīng)力應(yīng)變法中Number 修正法的腐蝕環(huán)境下結(jié)構(gòu)件疲勞壽命的算法，并以LY12CZ 結(jié)構(gòu)為算例進行了驗證；林明等[4]提出了“綜合飛行小時”的概念，并以此建立了能適應(yīng)隨機載荷、不同服役環(huán)境和多種應(yīng)力狀態(tài)下的可靠壽命預測模型；楊曉華等[5]提出了以動態(tài)S-N 曲線為基礎(chǔ)，采用傳統(tǒng)的名義應(yīng)力法和Miner 累積損傷理論來估算結(jié)構(gòu)日歷壽命的方法等。但是以上理論都還處于探索階段，尚無在役機型應(yīng)用的案例。

至于第五點，目前國內(nèi)外介紹飛機結(jié)構(gòu)腐蝕損傷檢測、修理及防護技術(shù)的案例比較少見。 本文主要結(jié)合某型飛機結(jié)構(gòu)二次大修間隔日歷壽命延壽工作，重點介紹腐蝕環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)腐蝕損傷檢測、修理及防護技術(shù)。

1 某型飛機腐蝕現(xiàn)狀

某型飛機主承力構(gòu)件以鋁合金件和鋼制件為主，鋁合金件主要采用超硬鋁（LC4、LC9 系列）、硬鋁（LY12 系列）和鍛鋁（LD5 系列），而鋼制件主要采用普通硅鋼（30CrMnSiA）和高強度鋼（30CrMnSiNi2A）。某型飛機主要服役地點位于非洲東北角，西面為撒哈拉沙漠，北面是地中海，東面是紅海，大氣環(huán)境中含有海洋活動帶來的大量Cl-以及工業(yè)污染排放的SO2、NOx 等酸性氣體[6]。雖然該地區(qū)干旱少雨，但是由于晝夜溫差大且毗鄰河流，夜間冷凝水豐富，在上述條件下，缺乏有效防護的鋁合金、鋼等金屬材料，極易發(fā)生腐蝕；另外，高溫和強紫外線輻射也會加速腐蝕[7,8]。在某型飛機服役期間，陸陸續(xù)續(xù)也暴露了多起、多處關(guān)鍵承力構(gòu)件發(fā)生較嚴重腐蝕的案例，見圖1，其主要信息見表1。

圖1 關(guān)鍵承力構(gòu)件腐蝕現(xiàn)象

除此之外，次承力構(gòu)件及標準件也都有不同程度的腐蝕，其中口蓋、設(shè)備固定支架、抽芯鉚釘、管路卡箍等腐蝕問題尤為突出，見圖2。這些構(gòu)件腐蝕一般不會直接危及飛機安全，但是可能誘發(fā)一系列嚴重的問題，增加安全隱患。

圖2 次承力構(gòu)件及標準件腐蝕現(xiàn)象

2 腐蝕檢查

2.1 結(jié)構(gòu)分解及要求

鑒于某型飛機較為嚴重的腐蝕現(xiàn)狀，必須對飛機進行全面分解，才能夠及時、準確地發(fā)現(xiàn)飛機機體結(jié)構(gòu)已經(jīng)存在的腐蝕損傷或腐蝕征兆，避免其繼續(xù)發(fā)展并影響服役安全。 結(jié)構(gòu)分解要求如下：

1） 為了暴露主要承力接頭，結(jié)構(gòu)應(yīng)分解至部件級，包括：發(fā)動機、機身、機翼、水平安定面、垂直安定面、升降舵、方向舵、襟翼、副翼、起落架和座艙蓋，并拆除所有口蓋；

2） 系統(tǒng)分解原則上分解至有腐蝕檢查通路即可，需要分解的包括：液壓、燃油、環(huán)控、氧氣和操縱等系統(tǒng)的導管、拉桿、搖臂、零組件、附件和標準件等；

3） 機載設(shè)備本身不拆解，僅分解離位即可：電氣、儀表、無線電、軍械、雷達和彈射救生等系統(tǒng)的電纜、附件、標準件等；

4） 非必要情況下不得破壞其他系統(tǒng)或設(shè)備的功能性，如油箱的密封、起落架緩沖支柱的密封等。

分解完的飛機見圖3。

圖3 飛機分解圖

2.2 檢查范圍

檢查范圍分為腐蝕關(guān)鍵部位、疲勞關(guān)鍵部位和一般檢查部位三大類：

腐蝕關(guān)鍵部位為曾經(jīng)發(fā)生過或可能會發(fā)生腐蝕的重要承力構(gòu)件，其對所屬或相鄰部件的完整性、功能性和安全性有至關(guān)重要的影響作用， 必須全部檢查，不得遺漏。若上述分解深度無法進行檢查，則需進一步分解，直至可實施檢查，例如起落架轉(zhuǎn)軸、發(fā)動機推力梁、機身機翼接頭、機翼油箱壁板、平尾后梁等。

疲勞關(guān)鍵部位包含曾經(jīng)在疲勞試驗中發(fā)生過疲勞損傷的部位，以及可能因腐蝕造成腐蝕疲勞損傷的部位，例如起落架扭力臂、機翼前梁腹板開口、進氣道連接型材等。

一般檢查部位為其發(fā)生腐蝕損傷不會對飛機安全造成影響的部位，例如非承力口蓋、配重、設(shè)備安裝支架、管路卡箍等。

2.3 檢查方法和設(shè)備

目視檢查：目視檢查包括直接目視檢查和借助5～10 倍放大鏡、反光鏡、棱鏡等工具目視檢查。 反光鏡帶有手持桿，并且可以調(diào)節(jié)反光鏡與手持桿之間的角度，可以用于檢查內(nèi)部結(jié)構(gòu)的背面；光學棱鏡專用于檢查座艙蓋平直段玻璃邊緣裂紋，它的原理是通過棱鏡對圖像的折射原理觀察夾縫中的玻璃裂紋。將棱鏡放在玻璃上，并在棱鏡端面與玻璃之間涂耦合劑（甘油或20 號潤滑油），在光線照射下，裂紋處會有銀白色的裂紋斷面反射出來。

內(nèi)窺鏡檢查：在常規(guī)目視檢查無法企及的地方，利用內(nèi)窺鏡的探頭進行檢查，例如機翼內(nèi)部區(qū)域、所有舵面（襟翼、副翼、方向舵等）的內(nèi)部區(qū)域、進氣道與外蒙皮之間的區(qū)域等。

滲透檢測：滲透檢測是檢測非松孔性固體材料表面開口缺陷的一種無損檢測方法。它具有缺陷顯示直觀，檢測靈敏度高，不受被檢測零件的形狀、大小和缺陷方位的影響等特點，因而在在役飛機無損檢測中起著重要的作用。尤其是對于目視檢查無法確定的疑似裂紋，一般采用滲透的方法來進行確認。滲透檢測的常用材料為DPT-5 著色滲透套裝 （含滲透劑、 清洗劑、顯像劑）。

超聲波檢測：超聲波探傷是應(yīng)用超聲波設(shè)備的探頭發(fā)出的超聲波在零件表面或內(nèi)部傳播與反射的原理，檢查零件中的缺陷。按不同的探傷部位要求，有表面波探傷、縱波探傷、橫波探傷。用來超聲波探傷的設(shè)備為KK-50 超聲波探傷儀，要按檢查對象選用探頭和調(diào)整參數(shù)，如頻率、探傷靈敏度、預置距離、掃查方法等，要按對比試塊進行校驗。

渦流檢測：渦流探傷是根據(jù)電磁感應(yīng)在金屬零件上產(chǎn)生的渦流來探測零件表面或近表面的缺陷，根據(jù)被檢對象的材料、形狀、尺寸的不同選取不同的探傷方法，配置專用探頭，調(diào)整檢測參數(shù)，如頻率、靈敏度等，要與對比試塊進行校驗。采用的設(shè)備為SMART-97B 渦流探傷儀。

磁粉檢測：磁粉探傷的原理為鐵磁材料經(jīng)磁化后，材料有缺陷處會產(chǎn)生漏磁場，漏磁場與磁粉的磁性發(fā)生作用，在缺陷處的表面會產(chǎn)生磁粉堆積的現(xiàn)象。磁粉探傷主要用來檢查螺栓、起落架轉(zhuǎn)軸等鋼制零件表面及近表面的缺陷。采用的設(shè)備為CJD-2000C型磁粉探傷機、YX-125 黑光燈、XCJ-A 袖珍磁強計、磁懸液濃度測度管（梨型管），磁粉一般采用熒光磁粉，載液為無味煤油。

在對機體結(jié)構(gòu)進行腐蝕檢查過程中，應(yīng)詳細記錄腐蝕及損傷情況，便于追溯和監(jiān)控腐蝕的發(fā)展情況。記錄應(yīng)注明損傷構(gòu)件名稱、損傷部位、損傷類型（裂紋/腐蝕/劃傷、碰傷等）、損傷尺寸（長度、寬度、參考定位、走向）和形貌等，并附上照片或示意圖。

3 腐蝕修理及防護

3.1 原則

結(jié)構(gòu)延壽不等同于大修，無需對所有的損傷進行處理或修理，必須在效率、成本和安全性之間找到一個平衡點，因此制定某型飛機結(jié)構(gòu)延壽修理原則如下：

1） 機身、機翼、尾翼、各舵面、起落架的主要傳載構(gòu)件（通常為大梁、各重要端面和結(jié)構(gòu)分離面的框、肋、長桁等）及相應(yīng)的交點連接接頭，若存在損傷必須進行處理，否則有可能會導致結(jié)構(gòu)在延壽使用期損傷加重甚至結(jié)構(gòu)失效，影響飛行安全。

2） 機載系統(tǒng)功能件的搭載區(qū)域，損傷后有可能造成系統(tǒng)成附件缺失或功能失常的構(gòu)件也必須得到處理，如高度表天線安裝座區(qū)域的剝蝕，如果不做處理，有可能導致腐蝕擴展而致天線脫落。

3） 除以上兩類，由于空間限制等因素影響，結(jié)構(gòu)不易修理，且預估有可能產(chǎn)生快速擴展從而造成后續(xù)修理困難或修理費用較高的損傷。

4） 無上述情況，其他部位的腐蝕損傷可待大修時處理。

3.2 方法

通過腐蝕修理及防護能夠阻止或減緩腐蝕，延長結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，方法如下：

首先是腐蝕去除，一般選用粗糙度合適的打磨盤、拋光盤或金相砂紙機械打磨的方法，如果是已經(jīng)從飛機上拆下的單個零件且腐蝕面積較大，也可以采用吹砂的方法。值得注意的是，對于鋁合金零件，不能使用鋼刷子或鋼絲絨，以免造成鋁合金零件的進一步腐蝕或損壞；對于鋼制零件，當其材料為30CrMnSi-Ni2A 時，避免使用電動工具，防止鋼制零件表面過熱而產(chǎn)生退火效應(yīng)。

其次是對腐蝕打磨區(qū)域再次進行檢查，檢查是否有裂紋、測量打磨區(qū)域的范圍以及打磨后的剩余厚度，在此基礎(chǔ)上參考飛機結(jié)構(gòu)損傷容限制定后續(xù)的修理措施——原樣使用、補強修理或更換新件。根據(jù)某型飛機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計裕度，一般認為非關(guān)重件打磨損失10%的厚度是可以接受的，零件去除腐蝕后進行涂層防護允許繼續(xù)使用。對于無法原樣使用的，可以更換新件或制定修理補強方案，但是修理方案應(yīng)該遵循等強度原則。

最后是進行表面防護，包括兩個方面：一是對因腐蝕修理造成涂層破壞的部位補噴防護涂層，以達到原來設(shè)計的表面防護要求；二是對于原來沒有表面防護或者防護較弱的部位進行加強防護，或者是使用改進后的防護措施。 彭志軍等[9]研究制定了結(jié)構(gòu)防護體系設(shè)計改進措施，并通過加速腐蝕試驗驗證了設(shè)計改進效果，結(jié)果與結(jié)構(gòu)設(shè)計改進前的原始狀態(tài)相比，防腐改進后的結(jié)構(gòu)日歷壽命提高1.65 倍。

3.3 案例

以機翼油箱口蓋腐蝕為例，該口蓋材料為LC9-CS，厚度為3mm，位于機翼主梁中段腹板上，為機翼整體油箱的維護口蓋，通過約30 套螺栓/密封托板螺母固定安裝，并且口蓋與腹板之間還有密封墊。 在腐蝕檢查中發(fā)現(xiàn)，口蓋上每個螺栓頭與口蓋接觸面及周邊均有不同程度的腐蝕。分析腐蝕原因為，雖然該處表面有漆層防護，但是鋼制螺栓頭與鋁合金口蓋之間缺乏有效隔離導致電化學腐蝕，且更多腐蝕出現(xiàn)在螺栓頭與口蓋接觸面。

由于該口蓋為承力口蓋，必須對腐蝕部位進行修理，相關(guān)圖片見圖4，流程如下：

圖4 機翼油箱口蓋修理過程

1） 為了防止同時拆下全部螺栓影響口蓋的密封性，采用間隔選取的形式，先拆下1/2 的螺栓，利用工具進行打磨去除腐蝕產(chǎn)物，在測量完打磨區(qū)的最大打磨深度后裝回螺栓；然后拆下剩下的1/2 螺栓，重復以上操作。

2） 分析測量結(jié)果，由于打磨深度未超出該口蓋的損傷容限，允許繼續(xù)使用；

3） 按 1）的方法拆下1/2 的螺栓，采用較細的金相砂紙對打磨區(qū)進行再次打磨，使其滿足口蓋設(shè)計的表面粗糙度，然后清潔打磨區(qū)并涂阿洛丁（Alodine）溶液進行陽極氧化處理。 阿洛丁主要成分為鉻酐、四氟硼酸甲、氟化鈉等物質(zhì)，能在鋁合金表面通過鉻酸鹽鈍化生成0.5~4μm 的陽極氧化膜，可以提高鋁合金的耐腐蝕性和與底漆的結(jié)合能力。

4） 打磨區(qū)表面清潔并干燥后，噴涂一層底漆，待漆層干后，將螺栓裝回；然后按同樣的方法處理剩下1/2 的區(qū)域。

5） 完成前面的工作后，在整個口蓋區(qū)再噴一遍底漆，最后噴涂一遍面漆。至此，口蓋的腐蝕修理及防護工作完成。

3.4 質(zhì)量控制

不嚴謹?shù)男蘩硗前l(fā)生二次腐蝕及疲勞損傷的原因：如打磨表面粗糙和打磨痕跡明顯容易引起局部應(yīng)力集中，導致疲勞損傷；修理過程中未及時對失去防護層的零件表面進行防護，導致表面氧化腐蝕；噴漆前表面清潔不到位，雖然噴漆后表面“光鮮”，但是漆層覆蓋之下的打磨粉塵極易導致二次腐蝕，進而導致漆層容易脫落等后果。因此，為了保證修理質(zhì)量，修理過程中應(yīng)注意以下事項：

1） 打磨去除腐蝕產(chǎn)物時應(yīng)注意與周邊區(qū)域光滑過渡，且打磨過的表面應(yīng)符合圖樣規(guī)定的表面粗糙度要求，或至少達到表面粗糙度Ra3.2。

2） 在完成腐蝕產(chǎn)物清除、腐蝕區(qū)打磨光滑的工作后，對鋁合金制零件打磨區(qū)應(yīng)及時進行陽極氧化保護；對鋼制零件，在完成除銹工作后，應(yīng)及時涂防護漆保護，不能涂漆處應(yīng)涂防銹油或潤滑脂保護。

3） 脫漆劑、滲透劑、阿洛丁之類的溶劑，一般具有較強的酸堿性，留存在結(jié)構(gòu)表面容易造成二次腐蝕，應(yīng)及時用清洗劑清洗干凈。

4 結(jié)語

腐蝕檢查、修理及防護作為延壽工作內(nèi)容中真正落實到飛機結(jié)構(gòu)上的一環(huán)，其重要性不言而喻。一方面可以提供真實數(shù)據(jù)以驗證相關(guān)試驗及理論的有效性，并對其進行修正；另一方面也可以應(yīng)用試驗及理論研究的最新成果，如更先進的檢查手段、更便捷的修理方法和更有效的防護涂料。理論與實踐相結(jié)合，方可保障延壽飛機安全服役。