拉压疲劳载荷对地面停放腐蚀影响系数的影响研究

杨晓华，刘学君，张泰峰



拉压疲劳载荷对地面停放腐蚀影响系数的影响研究

杨晓华，刘学君，张泰峰

（海军航空工程学院 青岛校区 航空机械系，山东 青岛，266041）

目的研究拉压疲劳载荷对地面停放腐蚀影响系数的影响。方法首先编制加速腐蚀试验环境谱进行预腐蚀试验，随后对预腐蚀后的试验件加载拉压疲劳载荷进行疲劳试验，最后对预腐蚀疲劳试验得到的寿命进行数据分析。结果疲劳载荷无论是拉还是压，都不能改变预腐蚀后的疲劳试验寿命服从对数正态分布的性质，但是疲劳载荷以拉为主的机翼下壁板试验件预腐蚀后，疲劳寿命的分散性随试验寿命的降低而降低，而疲劳载荷以压为主的机翼上壁板结构模拟件预腐蚀后，疲劳寿命的分散性基本不变。结论疲劳载荷以压为主的机翼上壁板结构模拟件的地面停放腐蚀影响系数不随腐蚀年限的增加而变化，而疲劳载荷以拉为主的机翼下壁板试验件的地面停放腐蚀影响系数随腐蚀年限的增加而显著降低。

当量环境谱；腐蚀试验；疲劳试验；统计检验

在飞机结构日历寿命研究中，地面停放时间远远大于空中飞行时间，故地面停放时环境的腐蚀对结构力学性能的影响较为严重，因此，地面停放腐蚀影响系数（）的试验研究尤为重要[1—4]。地面停放腐蚀影响系数被定义为疲劳关键件预腐蚀年后的疲劳寿命N与关键件无腐蚀时的疲劳寿命0之比，它是建立飞机机体结构日历寿命体系的关键[5—8]。合理编制加速腐蚀试验环境谱是预腐蚀试验的基础。陈群志针对飞机结构典型环境腐蚀当量关系进行了研究[9]。杨晓华等基于加速腐蚀当量关系，编制了某型飞机用加速腐蚀试验环境谱[10]。基于预腐蚀疲劳试验，确定随腐蚀年限（）变化规律（-曲线）是确定地面停放腐蚀影响系数的有效方法。贺小帆等在研究曲线后指出在近似谱和等幅谱的作用下曲线的参数无显著差异[11—12]。文中通过预腐蚀试验与其后的疲劳试验，研究拉压载荷对地面停放腐蚀影响系数的影响，力图减少日历寿命研究中的试验工作量。

1 试验

1.1 试验件

通常机翼结构的上壁板以承受压力为主，而下壁板则相反。文中选取某型机中外翼上缘条与过渡接头连接区（以下简称模拟件1）和中外翼下缘条与过渡接头连接区（以下简称模拟件2）为研究对象，并制成相应的结构模拟件。模拟件1，2的几何尺寸如图1所示，材料为1161T，1973T2和1933T3等三种俄进口铝材料。

1.2 当量加速腐蚀试验

该型机的服役地区为沿海工业发达地区，高温、潮湿、盐雾和工业污染为该地区的主要环境特征，采用周期浸润腐蚀试验方法，分别按图2表示的当量加速谱对模拟件分组进行当量加速0，5，10，15，20，25 a预腐蚀试验。模拟件在当量加速谱加速腐蚀1个周期相当于在外场环境服役1年[6—7]。

1.3 腐蚀后的疲劳试验

试验谱以1000次飞行为一块。在1 000次飞行中以单个飞行起落编排成飞-续-飞谱施加，以便更好地模拟地空地载荷。模拟件1和2的原始谱中共有26 729个循环，为了缩短试验时间按等损伤的原则将谱中的小载荷向高载荷简化，简化后的载荷谱共有66个标志不同飞行阶段的谱段。两个试验件的总循环数分别为5 130和5 158个循环，有效地缩短了试验时间。图3为载荷谱的一个片段。疲劳试验在MTS810电液伺服疲劳试验机上进行，加载波形为正弦波，加载控制方式为Force控制。

1.4 试验结果

文中结构过渡区连接件采用螺栓连接，连接区域存有间隙，加速腐蚀试验过程中，溶液会渗入螺栓和孔壁缝隙，造成螺栓和孔壁的电化学腐蚀，但不同年限预腐蚀后的疲劳破坏形式仍然都是孔边角裂纹。疲劳试验的结果见表1。

表1 疲劳试验结果

2 疲劳试验结果的统计分析

2.1 试验结果的正态分布检验

利用SPSS统计软件中的Explore功能进行正态分布检验。表2和表3分别为模拟件1和模拟件2在加速腐蚀0，5，10，15，20，25 a后的疲劳试验结果Kolmogorov-Smirnov(a)和Shapiro-Wilk对数正态分布的检验表。

表2 模拟件1的正态分布检验

表3 模拟件2的正态分布检验

2.2 试验均值的显著性检验

利用SPSS统计软件中的Compare means- Independent-Samples T Test功能进行样本的显著性检验，模拟件1和2的检验结果见表4和表5。

表4 模拟件1试验均值的显著性检验

表5 模拟件2试验均值的显著性检验

3 结论

1）由表2和表3可知，试验结果的Kolmogorov- Smirnov(a)、Shapiro-Wilk检验其值均大于0.1，故接受0，即认为预腐蚀前后的疲劳试验结果均服从对数正态分布，无论其是以压载荷为主还是以拉载荷为主。

2）通常预腐蚀可能增加疲劳试验结果的分散性，而疲劳寿命的降低又使得分散性降低，因此试验结果分散性的增加或降低取决于两者斗争的结果。以压载荷为主的模拟件1的疲劳试验结果的分散性并无显著的变化，而以拉载荷为主的模拟件2由于其疲劳寿命显著降低使得预腐蚀后的疲劳试验结果分散性降低。

3）表4为以压载荷为主的模拟件1的均值显著性检验。方差齐性检验为方差齐（≥0.1），均值显著性检验都在接受域内（≥0.1）。因此在确定飞机结构日历寿命的研究中可以不考虑地面腐蚀环境对以压载荷为主的机体壁板疲劳寿命的影响。

4）表5为以拉载荷为主的模拟件2的均值显著性检验。除0年和5年的方差检验不齐外（≤0.05），其余检验结果均为方差齐，同样除0年和5年的显著性检验在接受域内（=0.123≥0.1），其余均为拒绝（≤0.05）。尽管预腐蚀0年和5年后的疲劳试验均值无显著差异，但是检验的特点是接受是相对的拒绝是绝对的，这里不能无视0年和5年的均值相差为105.877 6-105.678 9=276 977循环，相当于53.7×103飞行起落。因此在确定飞机结构日历寿命的研究中，必须考虑地面停放腐蚀环境对以拉载荷为主的机翼下壁板疲劳寿命的影响。文中根据试验结果拟合得到的以拉为主的某型机中外翼下缘条与过渡接头连接区接头的曲线为：

[1] 张福泽. 飞机日历翻修期与总日历寿命确定方法和预计公式[J]. 航空学报, 2005, 26(4): 458—460.

[2] 刘文珽, 李玉海. 飞机结构日历寿命体系评定技术[M]. 北京: 航空工业出版社, 2004.

[3] ZHANG H H, PANG X, MENG Z, et al. The Behavior of Pre-corrosion Effect on the Performance of Imidazoline- based Inhibitor in 3wt.% NaCl Solution Saturated with CO2[J]. Applied Surface Science, 2015, 356: 63—72.

[4] ZHOU Song, WANG Lei, MA Chuang, et al. Fatigue Properties and Fracture Mechanism of Aluminum Alloy with Orifice Chamfer and Pre-corrosion Damage[J]. Journal of Materials Engineering, 2016, 44(6): 98—103.

[5] 杨晓华, 姚卫星, 陈跃良. 考虑日历环境影响的结构日历寿命研究[J]. 应用力学学报, 2002, 19(3): 157—159.

[6] 李东帆. 飞机结构的腐蚀与防护[J]. 装备环境工程, 2016, 13(1): 57—61.

[7] LI S, TANG H, ZHANG X, et al. Fatigue Behavior of Precorrosion Deformed Bars[J]. Journal of Materials in Civil Engineering, 2014, 26(9): 646—649.

[8] MA S, HUI L, ZHOU S, et al. Influence of Corrosion Environments on Corrosion Fatigue Property of Pre-corroded Aluminum Alloy[J]. Cailiao Gongcheng[J]. Journal of Materials Engineering, 2015, 43(2): 91—95.

[9] 陈群志, 李喜明. 飞机结构典型环境腐蚀当量关系研究[J]. 航空学报, 1998, 19(4): 414—418.

[10] 贺小帆, 刘文珽, 向锦武. C-T曲线通用性分析和试验研究[J]. 航空学报, 2005, 26(2): 184—189.

[11] 贺小帆, 刘文珽, 向锦武. 基于C-T曲线的加速腐蚀因子分析[J]. 机械强度, 2006, 28(6): 888—892.

[12] 贺小帆, 刘文珽, 王忠波, 等.预腐蚀对30CrMnSiNi2A连接件疲劳寿命影响的试验研究[J]. 机械强度, 2009, 31(4): 664—669.

Influences of Pull and Press Fatigue Load the Corrosion Coefficient of Parking on the Ground

YANG Xiao-hua, LIU Xue-jun, ZHANG Tai-feng

(Machinery Department of Aerospace, Qingdao Branch of Naval Aeronautical Engineering Academy, Qingdao 266041, China)

Objective To study the influences of pull and press fatigue load on corrosion coefficient of parking on the ground. Methods Firstly, the accelerated corrosion test environment spectrum was drawn up to carry out pre-corrosion test. Secondly, a fatigue test of pre-corrosion specimens was done by applying pull and press fatigue loads. Finally, the fatigue life of pre corrosion fatigue test was analyzed. Results The fatigue life always followed the logarithmic normal distribution after pre-corrosion for pull fatigue load and press fatigue load. But the scatter of fatigue life for wing down-panels reduced with the decrease of fatigue life, and the scatter of fatigue life for the wing up-panels did not change. Conclusion The coefficient of the wing up-panels test sample does not change with the increase of the corrosion calendar life. But, the coefficient of the wing down-panels test sample descends with the increase of the corrosion calendar life..

equivalent environment spectrum; corrosion test; fatigue test; statistical test

10.7643/ issn.1672-9242.2017.03.003

TJ85；TG111.8；TB114.3

A

1672-9242(2017)03-0014-04

2016-12-21；

2017-01-15

总装十二五预研项目（143092015）

杨晓华（1964—），男，江苏启东人，博士，教授，主要研究方向为飞机结构寿命评定及结构腐蚀疲劳。