李健，劉帥帥，吳云章，李宗原

（1. 陸軍航空兵研究所，北京 101121；2. 陸軍航空兵學(xué)院，北京 101121）

直升機(jī)在內(nèi)陸濕熱和沿海地區(qū)等腐蝕較嚴(yán)重環(huán)境下服役期間，機(jī)體結(jié)構(gòu)某些部位會(huì)發(fā)生腐蝕損傷，嚴(yán)重影響直升機(jī)的正常飛行[1]。這些腐蝕關(guān)鍵部位的損傷是決定直升機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕修理間隔及日歷壽命的重要依據(jù)，而其腐蝕損傷的出現(xiàn)主要是由于機(jī)體結(jié)構(gòu)表面涂層失效，從而必須研究直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件涂層的耐久性，為后續(xù)涂層維護(hù)、直升機(jī)腐蝕防護(hù)和日歷壽命延壽提供理論支撐[2-6]。

有機(jī)涂層是直升機(jī)普遍采用的腐蝕防護(hù)手段。在直升機(jī)實(shí)際服役過(guò)程中（如飛行或露天停放時(shí)），有機(jī)涂層不可避免地遭受太陽(yáng)輻射、降水等的作用，其防護(hù)性能往往由于自然環(huán)境因素的影響而發(fā)生退化[7-12]。此外，實(shí)際工程經(jīng)驗(yàn)表明，在力學(xué)因素與環(huán)境因素疊加的服役狀態(tài)下，涂層的失效過(guò)程變得更明顯[13-17]。例如，由于結(jié)合力的存在，涂層的內(nèi)部應(yīng)力一般是平行于合金基體表面的，但是連接部位的應(yīng)力情況比較復(fù)雜，幾何構(gòu)型變化導(dǎo)致涂層在各種結(jié)構(gòu)連接部位和邊角上容易發(fā)生早期裂紋。

涂層在使用過(guò)程中，由于受到內(nèi)外因素的綜合影響，逐步失去原有的優(yōu)良性能，以致最后喪失使用價(jià)值，這個(gè)過(guò)程是涂層的老化[18-23]。影響涂層老化的因素主要有熱作用、光作用、氧化作用、微生物的作用和日光（紫外線）因素等。一般認(rèn)為，老化過(guò)程主要是游離基的反應(yīng)過(guò)程。當(dāng)涂層受到大氣中的氧、光、熱等作用時(shí)，使涂層中主要成膜物質(zhì)的分子鏈斷裂，形成非?；顫姷挠坞x基，這些游離基能進(jìn)一步引起整個(gè)主要成膜物質(zhì)分子鏈的分解，最后導(dǎo)致涂層老化變質(zhì)。

某型直升機(jī)在內(nèi)陸溫和地區(qū)服役至總?cè)諝v期消耗殆盡，總疲勞壽命使用不足30%，日歷壽命與疲勞壽命不匹配問(wèn)題突出。文中檢查的3 架次直升機(jī)擔(dān)負(fù)的主要任務(wù)為空中運(yùn)輸，均已經(jīng)過(guò)4 次翻修期，疲勞壽命使用不足22%，而日歷壽命均已到壽，該型直升機(jī)進(jìn)行日歷壽命延壽成為亟待解決的問(wèn)題。目前，國(guó)標(biāo)中對(duì)于涂層評(píng)估的依據(jù)主要是變色、粉化、起泡、開(kāi)裂等單項(xiàng)老化損傷程度。此類(lèi)評(píng)估主要針對(duì)涂層局部部位，無(wú)法給出涂層整體的耐久性。采用電化學(xué)阻抗法，通過(guò)測(cè)量涂層阻抗值，評(píng)估涂層的老化程度，成為目前涂層耐久性評(píng)估的主要方法。本文就某型直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件涂層開(kāi)展目視檢查、光澤度測(cè)試和電化學(xué)阻抗測(cè)試，通過(guò)與對(duì)照涂層對(duì)比涂層光澤度和電阻抗模值等數(shù)據(jù)，分析該型直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件涂層耐久性的影響因素，得出涂層耐久性較好，能夠有效阻止腐蝕環(huán)境對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件損傷的結(jié)論。

1 機(jī)體結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件和涂層

直升機(jī)主要由旋翼系統(tǒng)、機(jī)身、機(jī)身框架、尾槳系統(tǒng)、傳動(dòng)系統(tǒng)、動(dòng)力裝置和起落架等組成，機(jī)身主要由主體結(jié)構(gòu)和尾部結(jié)構(gòu)組成。機(jī)體結(jié)構(gòu)主要為直升機(jī)的骨架，用于支撐直升機(jī)主體，承載機(jī)載結(jié)構(gòu)，如起落架、主承力框、主承力梁等部位。某型直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件為起落架、7 框、10 框和13 框等部位。起落架為機(jī)體外露部位，漆層破損容易觀測(cè)，主要為疲勞裂紋對(duì)其的影響，外場(chǎng)和大修過(guò)程中無(wú)該類(lèi)故障。機(jī)體內(nèi)部主框主梁等關(guān)鍵件涂層底漆為鋅黃環(huán)氧H06-2，面漆為醇酸漆C04-2，且受裝修遮擋，避免了大量外部維修的碰撞和光老化等因素的影響。

2 試驗(yàn)方法

評(píng)估機(jī)體結(jié)構(gòu)涂層耐久性主要包括目視檢查、光澤度測(cè)試和涂層電化學(xué)阻抗測(cè)試。對(duì)某型直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)重要承力部件防護(hù)涂層進(jìn)行目視檢查，對(duì)涂層開(kāi)裂、起泡、脫落等情況進(jìn)行拍照分析。

參考GB/T 9754—2007《色漆和面漆 不含金屬顏料的色漆之20°、60°、85°鏡面光澤的測(cè)定》，檢測(cè)涂層老化前后光澤度的變化，試驗(yàn)儀器為 micro-TRI-gloss 三角度光澤儀，測(cè)量角度為60°。利用式（1）計(jì)算涂層的失光率：

式中：G為涂層失光率；A、B為老化前后的光澤度值。

采用便攜式電化學(xué)現(xiàn)場(chǎng)評(píng)測(cè)裝置，對(duì)帶有機(jī)涂層的金屬部件進(jìn)行局部阻抗譜評(píng)測(cè)。首先，選取待測(cè)試部位，并根據(jù)待測(cè)試部位材料和位置的特點(diǎn)選取探頭類(lèi)型；然后，固定探頭及電極材料，用導(dǎo)線將其與便攜式電化學(xué)現(xiàn)場(chǎng)評(píng)測(cè)裝置連接，構(gòu)成三電極體系；最后，啟動(dòng)便攜式電化學(xué)現(xiàn)場(chǎng)評(píng)測(cè)裝置，測(cè)試時(shí)間為10～20 min。

3 結(jié)果與討論

3.1 目視檢查結(jié)果

在目視檢查中，未發(fā)現(xiàn)大面積腐蝕損傷，防護(hù)涂層表面大部分完整、光亮，部分涂層有開(kāi)裂和起泡現(xiàn)象，面積較小。與處于新修復(fù)狀態(tài)的機(jī)身內(nèi)部框梁防護(hù)涂層相比，涂層顏色無(wú)明顯差異。機(jī)身內(nèi)部承力結(jié)構(gòu)防護(hù)涂層的典型外觀如圖1 所示。

圖1 機(jī)身內(nèi)部承力結(jié)構(gòu)防護(hù)涂層的典型外觀照片F(xiàn)ig.1 Typical appearance of the protective coating of the internal load-bearing structure of the fuselage

機(jī)身內(nèi)部其他部位防護(hù)涂層存在腐蝕損傷現(xiàn)象，腐蝕損傷的主要形貌包括以下幾種：

1）7 號(hào)框與機(jī)身頂部的連接部位出現(xiàn)防護(hù)涂層開(kāi)裂的現(xiàn)象，且開(kāi)裂較多出現(xiàn)在密封膠厚度不均勻的區(qū)域，在開(kāi)裂的防護(hù)涂層附近，還有少量發(fā)動(dòng)機(jī)滑油積存。由于該連接部位上方的機(jī)身外部為發(fā)動(dòng)機(jī)承載部位，經(jīng)咨詢機(jī)組，發(fā)動(dòng)機(jī)在使用過(guò)程中存在滑油滲漏情況。因此，防護(hù)涂層開(kāi)裂是由滲漏的發(fā)動(dòng)機(jī)滑油通過(guò)結(jié)構(gòu)縫隙向下滲透，對(duì)密封膠和防護(hù)涂層造成破壞導(dǎo)致的。機(jī)身內(nèi)部7 號(hào)框與機(jī)身頂部的連接部位防護(hù)涂層開(kāi)裂的典型外觀照片如圖2 所示。

圖2 7 號(hào)框與機(jī)身頂部的連接部位防護(hù)涂層開(kāi)裂的典型外觀照片F(xiàn)ig.2 Typical appearance of cracked protective coating between frame 7 and top of the fuselage

2）機(jī)身蒙皮與機(jī)身外部結(jié)構(gòu)鉚釘連接區(qū)域出現(xiàn)防護(hù)涂層起泡、開(kāi)裂現(xiàn)象，部分鉚釘位置出現(xiàn)紅銹。推測(cè)這是由于鋼質(zhì)鉚釘與鋁合金蒙皮之間發(fā)生了電偶腐蝕，腐蝕產(chǎn)物在鉚釘附近有機(jī)涂層與合金板材之間的界面形成，然后沿連接部位的縫隙發(fā)展、堆積，最后防護(hù)涂層由于應(yīng)力過(guò)高而發(fā)生破裂，腐蝕產(chǎn)物暴露在漆膜表面。機(jī)身蒙皮與機(jī)身外部結(jié)構(gòu)鉚釘連接區(qū)域的防護(hù)涂層腐蝕損傷典型外觀照片如圖3 所示。

圖3 機(jī)身蒙皮與機(jī)身外部結(jié)構(gòu)鉚釘連接區(qū)域防護(hù)涂層腐蝕損傷典型外觀照片F(xiàn)ig.3 Typical appearance of corrosion damage of protective coating in rivet connection between fuselage skin and external structure of fuselage

3）6 號(hào)框與機(jī)身蒙皮的連接部位出現(xiàn)防護(hù)涂層起泡的現(xiàn)象，一些位置防護(hù)涂層已經(jīng)破損，露出白色腐蝕產(chǎn)物。推測(cè)初始狀態(tài)下6 號(hào)框與機(jī)身蒙皮連接部位的防護(hù)涂層覆蓋不完整或存在缺陷，在降水、凝露的作用下，有機(jī)涂層下鋁合金基體發(fā)生局部腐蝕后生成腐蝕產(chǎn)物，并在有機(jī)涂層與合金板材之間的界面堆積，導(dǎo)致涂層鼓起。腐蝕沿著漆膜結(jié)合力較弱的方向發(fā)展，并相互連接，形成片狀區(qū)域。機(jī)身內(nèi)部6 號(hào)框與機(jī)身蒙皮連接部位防護(hù)涂層起泡的典型外觀照片如圖4 所示。

圖4 6 號(hào)框與機(jī)身蒙皮的連接部位防護(hù)涂層起泡的典型外觀照片F(xiàn)ig.4 Typical appearance of protective coating blistering at the connection between frame 6 and fuselage skin

4）非重要承力框梁的防護(hù)涂層出現(xiàn)表層起皮現(xiàn)象，部分起皮區(qū)域的涂層已經(jīng)剝落，但下方仍有涂層保護(hù)鋁合金基體。發(fā)生表層起皮剝落的區(qū)域比較隨機(jī)，未發(fā)現(xiàn)與結(jié)構(gòu)部位、構(gòu)型明顯相關(guān)。由于機(jī)身結(jié)構(gòu)在歷次維修過(guò)程中都需要打磨、重新噴漆，而此時(shí)漆膜表面的狀態(tài)直接影響新涂層的結(jié)合強(qiáng)度。因此，推測(cè)防護(hù)涂層表層的起皮剝落是由于新防護(hù)涂層施工前對(duì)原有防護(hù)涂層的打磨不徹底，從而與原有防護(hù)涂層之間結(jié)合力較弱。機(jī)身內(nèi)部9 號(hào)框防護(hù)涂層表層起皮的典型外觀照片如圖5 所示。

圖5 非重要承力框梁的防護(hù)涂層表層起皮的典型外觀照片F(xiàn)ig.5 Typical appearance of protective coating surface peeling of non-essential load-bearing frame beams

上述通過(guò)目視檢查發(fā)現(xiàn)的機(jī)身內(nèi)部重要承力部件防護(hù)涂層腐蝕損傷均存在于外露部位。這類(lèi)腐蝕損傷可在直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)修理過(guò)程中通過(guò)打磨、重新噴漆得到修復(fù)。機(jī)體結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件涂層耐久性評(píng)估不能僅依賴(lài)目視檢查，還需通過(guò)測(cè)定涂層光澤度及電化學(xué)阻抗譜等定量化的檢測(cè)技術(shù)，進(jìn)行涂層性能評(píng)估。

3.2 光澤度測(cè)試結(jié)果

對(duì)直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)防護(hù)涂層的光澤度進(jìn)行測(cè)量，測(cè)量位置主要為7、10 號(hào)框的頂部側(cè)面、頂部下端面，以及7 號(hào)框右部的下側(cè)、中間、上側(cè)，如圖6 所示。以2021 年12 月新完成大修出廠的直升機(jī)7 號(hào)框、10號(hào)框防護(hù)涂層的光澤數(shù)據(jù)作為原始比對(duì)數(shù)據(jù)，計(jì)算各位置防護(hù)涂層的失光率。涂層60°光澤度測(cè)試，在同一部位分別取3 處不同位置測(cè)試后取平均值，各部位60°光澤度平均值和失光率平均值見(jiàn)表1。

表1 各位置防護(hù)涂層光澤度和失光率Tab.1 Protective coating gloss and gloss loss rate at different positions

圖6 7 號(hào)框頂部防護(hù)涂層的光澤測(cè)試照片F(xiàn)ig.6 Gloss test of top protective coating on frame 7

從機(jī)體結(jié)構(gòu)有機(jī)涂層失光率檢測(cè)發(fā)現(xiàn)，失光率檢測(cè)14 處，平均失光率為37.8%，整體失光率較小，普遍在50%以內(nèi)。7 號(hào)框頂部防護(hù)涂層的失光率在35.0%～65.1%（3 架次7 號(hào)框光澤度和失光率見(jiàn)圖7），明顯高于10 號(hào)框頂部防護(hù)涂層的失光率（7.0%～26.9%），2 架次10 號(hào)框光澤度和失光率見(jiàn)圖8。7 號(hào)框右側(cè)中間、下側(cè)防護(hù)涂層的失光率分別為46.4%、71.5%，也明顯高于10 號(hào)框防護(hù)涂層的失光率，只有7 號(hào)框右側(cè)上側(cè)的失光率（12.5%）較低。3 架次直升機(jī)相同測(cè)試點(diǎn)失光率相差不大，機(jī)身內(nèi)部除部分框架在窗口附近，整體受光照的影響較小。

圖7 7 號(hào)框光澤度和失光率對(duì)比Fig.7 Comparison of gloss and gloss loss rate of frame 7

圖8 10 號(hào)框光澤度和失光率對(duì)比Fig.8 Comparison of gloss and gloss loss rate of frame 10

整體看，7 號(hào)框的平均失光率為47.03%，10 號(hào)框的平均失光率為17.53%，7 號(hào)框失光率明顯大于10 號(hào)框。這是因?yàn)? 號(hào)框處于直升機(jī)窗口附近，外部光線能夠直接對(duì)涂層產(chǎn)生損傷影響。在紫外線的作用下，防護(hù)涂層的樹(shù)脂高分子鏈發(fā)生光引發(fā)鏈增長(zhǎng)、鏈終結(jié)等系列反應(yīng)，最后分子鏈發(fā)生斷裂，分子鏈降解產(chǎn)物如小分子醇、醚等揮發(fā)離開(kāi)有機(jī)涂層。隨著老化降解，有機(jī)涂層防護(hù)性能逐漸退化，在宏觀上表現(xiàn)為光澤度的下降。光的化學(xué)分解老化起主要作用，其中紫外線影響是涂層光失效的主要部分。

3.3 電化學(xué)交流阻抗測(cè)試結(jié)果

電化學(xué)阻抗譜可以給出豐富的有機(jī)涂層老化信息，能夠支撐有機(jī)涂層防護(hù)性能的評(píng)估，測(cè)試充分利用電化學(xué)原位測(cè)試手段評(píng)估有機(jī)涂層的退化。對(duì)3 架次某型直升機(jī)7 號(hào)框、10 號(hào)框防護(hù)涂層的電化學(xué)阻抗譜進(jìn)行了測(cè)量，測(cè)量位置主要為7、10 號(hào)框的頂部側(cè)面、頂部下端面，以及7 號(hào)框右部的下側(cè)、中間、上側(cè)，部分測(cè)量見(jiàn)圖9、10。由于電化學(xué)阻抗譜的詳細(xì)解析比較復(fù)雜，通常采用電化學(xué)阻抗譜中低頻部分的阻抗模值作為檢測(cè)有機(jī)涂層防護(hù)性能變化的指標(biāo)。

圖9 7 號(hào)框頂部防護(hù)涂層的電化學(xué)阻抗譜測(cè)試照片F(xiàn)ig.9 Electrochemical impedance spectroscopy test of the protective coating on the top of frame 7

圖10 6 號(hào)框附近蒙皮防護(hù)涂層起泡區(qū)域的電化學(xué)阻抗譜測(cè)試照片F(xiàn)ig.10 Electrochemical impedance spectroscopy test of the blistered area of the skin protective coating near frame 6

3 架次某型直升機(jī)7、10 號(hào)框各位置防護(hù)涂層的特定頻率電化學(xué)阻抗模值見(jiàn)表2。由于現(xiàn)場(chǎng)無(wú)法對(duì)新大修出廠的防護(hù)涂層進(jìn)行電化學(xué)阻抗譜測(cè)試，以典型航空用底漆TB06-9 鋅黃丙烯酸聚氨酯的特定頻率電化學(xué)阻抗模值作為比對(duì)依據(jù)。7B04 鋁合金、硫酸陽(yáng)極化和TB06-9 鋅黃丙烯酸聚氨酯底漆試樣的|Z|f=0.1Hz約為5×108Ω·cm2。

表2 各位置防護(hù)涂層的特定頻率電化學(xué)阻抗模值（|Z|f=0.1 Hz）Tab.2 Specific frequency electrochemical impedance modulus value of the protective coating at different positions (|Z|f=0.1 Hz)

從機(jī)體結(jié)構(gòu)有機(jī)涂層電化學(xué)阻抗檢測(cè)發(fā)現(xiàn)，電化學(xué)阻抗檢測(cè)14 處，平均電化學(xué)阻抗模值|Z|f=0.1Hz為5.58×107Ω·cm2，在失效判據(jù)以上。7、10 號(hào)框頂部側(cè)面、下端面防護(hù)涂層的電化學(xué)阻抗模值與這一數(shù)值基本持平或微微下降，|Z|f=0.1Hz最多下降了1 個(gè)數(shù)量級(jí)。這說(shuō)明經(jīng)過(guò)1 個(gè)大修周期的服役后，7、10 號(hào)框等重要承力部件的防護(hù)涂層都還具有阻擋腐蝕介質(zhì)的作用，使鋁合金基體免于腐蝕破壞。文獻(xiàn)[24-25]給出涂層失效判據(jù)的研究結(jié)果為平均電化學(xué)阻抗模值大于3×106Ω·cm2，涂層整體有效性和耐久性較好。7 號(hào)框的電化學(xué)阻抗模值平均值為4.29×107Ω·cm2，10 號(hào)框?yàn)?.875×107Ω·cm2，二者相差不大。6 號(hào)框附近涂層起泡區(qū)域電化學(xué)阻抗模值為 8.3×105Ω·cm2，小于3×106Ω·cm2，認(rèn)定涂層的有效性較差，需對(duì)此處涂層進(jìn)行修復(fù)。

4 結(jié)論

1）機(jī)體涂層的耐久性受溫度、濕度、光照等因素的影響，受該型直升機(jī)服役環(huán)境、機(jī)身局部環(huán)境的影響，涂層的耐久性較好，能夠有效保護(hù)金屬基體。部分涂層受機(jī)窗外光照直射影響，有起泡現(xiàn)象，防護(hù)作用下降明顯，建議在大修中進(jìn)行更換。

2）涂層耐久性檢查評(píng)估中，目視檢查為定性檢查手段，涂層光澤度測(cè)試和電化學(xué)交流阻抗測(cè)試能夠給出涂層耐久性相關(guān)數(shù)據(jù)，能夠更好地支撐涂層耐久評(píng)估。

3）某型直升機(jī)7 號(hào)框失的光率均值為47.03%，10 號(hào)框的失光率均值為17.53%，3 架次直升機(jī)涂層整體的失光率均值為37.84%，7 號(hào)框的失光率大于10 號(hào)框。

4）某型直升機(jī)7 號(hào)框的交流阻抗平均膜值為4.29×107Ω·cm2，10 號(hào)框的交流阻抗平均膜值為6.875×107Ω·cm2，二者相差不大。6 號(hào)框附近涂層起泡區(qū)域的電化學(xué)阻抗模值為8.3×105Ω·cm2，涂層有效性較差，需進(jìn)行修復(fù)。