当量加速腐蚀条件下飞机结构耐久性评估方法研究

谭晓明，王德，衣俸贤，王刚



当量加速腐蚀条件下飞机结构耐久性评估方法研究

谭晓明1，王德1，衣俸贤2，王刚1

（1.海军航空工程学院 青岛校区，山东 青岛 266041；2.海军92514部队，山东 烟台 264680）

目的研究某型飞机机翼纵墙下缘条的结构细节模拟试件的耐久性。方法根据实测环境数据编制某沿海机场环境加速试验谱，开展不同当量腐蚀年限的加速腐蚀试验，然后进行耐久性试验，基于裂纹萌生寿命(TTCI)服从双参数威布尔分布和对数正态分布，建立表征腐蚀损伤下机翼纵墙结构细节原始疲劳质量(IFQ)的当量初始缺陷尺寸(EIFS)分布，并对机群机翼纵墙的经济寿命进行预测。结果铝合金材料在=40 ℃，pH=4.0，质量分数为5%的NaCl溶液盐雾环境中作用189.7 h，腐蚀损伤与该海洋大气环境腐蚀1 a相当。结论该关键结构在沿海机场环境条件下的耐久性能满足寿命指标要求。

关键结构；当量加速腐蚀试验；腐蚀损伤；耐久性

服役于沿海机场的飞机，受到海洋湿润大气的长期包围，造成的腐蚀性日益严重。相比服役于内陆机场的飞机，沿海机场飞机的机体结构会因为疲劳载荷和腐蚀损伤的双重压力而加速老化。大量事实表明，对于沿海机场服役的飞机，腐蚀是影响飞机结构经济性和安全性的最重要因素[1—4]，为保证其使用寿命能够满足飞机的设计使用要求，必须进行沿海机场环境下耐久性评定。

自从20世纪美国空军引入耐久性评定方法[5—6]，目前一般环境下飞机耐久性评估技术发展比较成熟，但是腐蚀环境下飞机结构耐久性如何评估，如何考虑严酷腐蚀环境或者腐蚀损伤对经济寿命的影响等一系列问题一直没有成熟的方法体系，这方面研究也是国内外航空领域研究的热点问题之一[7—9]，亟待有效解决。文中选取某机翼纵墙为研究对象，依据概率断裂力学方法(PFMA)的耐久性分析为基础，基于编制的沿海机场环境当量加速试验谱，在实验室条件下模拟飞行环境条件下的腐蚀损伤，从而将严酷沿海机场环境对飞机的影响合理地进行考虑，以验证其经济寿命是否满足寿命指标要求。

1 试样制备与试验方法

1.1 沿海机场环境加速试验谱

某型飞机全寿命周期均停放在沿海某机场，对该机场环境数据(温度和相对湿度)进行统计分析和归并，得到了该区域的总体温-湿度谱。根据文献[5]给出的高强铝合金当量折算系数，将不同温度和湿度的作用时间折算到温度=40 ℃，相对湿度RH为90%的标准潮湿空气的作用时间。该民航机场标准潮湿空气的总的作用时间eq=2473.4 h。

某种试验条件下的试验时间e=eq/，式中，为该试验条件下的加速折算系数。根据文献[4]给出的数据，当量折算系数的计算过程如下。

1）NaCl溶液(5%)的折算系数1的确定。

根据式(1)将NaCl的浓度与折算系数拟合计算：

式中：为折算系数；为NaCl的浓度。

对式(1)进行线性化处理：

由式（2）得不同浓度NacCl相对于水的折算系数见表1。

表1 不同浓度的NaCl相对于水的折算系数

表2 5%NaCl溶液折算系数的参数和计算结果(铝合金)

从而有：

2）pH=4的H2SO4溶液的折算系数2

采用式(2)对折算系数与H2SO4溶液的浓度值(PPM)进行拟合，以表3中的数据为基础，用插值的方法计算pH=4的H2SO4溶液(H2SO4含量为0.000 49%)的折算系数2，中间参数和计算结果见表4。

表3 不同浓度的HCl和H2SO4相对于水的折算系数

表4 H2SO4溶液折算系数的参数和计算结果(铝合金)

从而有：

3）加速试验环境谱的综合折算系数。

加速环境谱的综合折算系数满足式(5)：

计算得出=13.04，表明加速腐蚀试验环境谱作用1 h相当于标准潮湿空气作用时间1=13.04 h。从而e=189.7 h，即铝合金材料在=40 ℃，pH=4.0，质量分数为5%的NaCl溶液盐雾环境中作用189.7 h，腐蚀损伤与该海域环境腐蚀1 a相当。

1.2 结构细节模拟件加速腐蚀试验

采用某型飞机机翼纵墙根部下缘条的双细节模拟试件，材料为7B04铝合金，试件外形与尺寸如图1所示。

腐蚀试验为酸性盐雾试验，采用的试验设备为DCTC1200P盐雾箱，配置质量分数为5%的NaCl溶液，加入适量稀H2SO4使得pH值达到4±0.2。试验温度为40 ℃，喷雾时相对湿度为90%~95%，盐雾的沉降量保持在1~2 mL/(80 cm2·h)；试验件与垂直方向成30°放置，每天连续喷雾24 h，腐蚀190 h为一个周期。

图1 7B04试件

腐蚀试验前，先用无水乙醇和蒸馏水清洗、烘干。试验过程中，取出不同当量腐蚀年限的试验件，去除试验件的腐蚀产物后，对其腐蚀状况进行观察。预腐蚀后的试件试验段表面失去光泽，通过KH-7700三维显微镜观察，结构细节处孔处有明显的腐蚀坑。腐蚀状况如图2所示。

图2 结构细节的腐蚀状况

1.3 耐久性试验

试验载荷谱为随机载荷谱，一般环境下的机翼纵墙结构模拟试件共进行了随机谱3种应力水平的耐久性试验，预腐蚀的结构模拟试件进行了1种应力水平的耐久性试验。以试验观测数据为参考，采用KH-7700显微镜对断口上各条疲劳线的测量，得到耐久性相对小裂纹范围对应的(,)数据。图3给出了由KH-7700显微镜得到的典型断口形貌，根据断口判读得到32个试件的断口数据，(,)数据集如图4所示。

图3 典型断口形貌(×80)

图4 随机谱下裂纹扩展数据

2 试验结果与讨论

2.1 沿海机场环境下机翼纵墙结构原始疲劳质量

腐蚀环境下的结构细节的原始疲劳质量(IFQ)用裂纹萌生时间(TTCI)和当量初始缺陷尺寸(EIFS)表示[10—12]。EIFS表征了结构的疲劳强度。随着预腐蚀时间的增长，腐蚀损伤程度加深，结构容易萌生裂纹，疲劳强度会出现降低，EIFS会相应增加。这说明EIFS可以表示为预腐蚀时间的函数，从数学角度上直接将EIFS与腐蚀损伤参数建立函数关系，便于进行加速腐蚀条件下结构的耐久性评估。

1）假设裂纹萌生寿命服从双参数威布尔分布，EIFS分布函数为：

式中：a为指定裂纹尺寸；α，()为预腐蚀时间对应的EIFS分布参数。

依据耐久性试验获得的结构细节模拟试件（，）数据集，计算一般环境下通用EIFS分布相关参数，经济修理极限e取为0.8 mm，即取a=0.8，计算过程主要数据及优化结果见表5。其中的应力水平用DYX载荷情况下试件净截面1过载条件下的名义应力表示。

根据编制的耐久性计算程序计算得到不同腐蚀时间的()，拟合得到()随地面停放时间的变化规律：

从而可得腐蚀损伤条件下EIFS分布函数为：

(8)

2）假设裂纹萌生寿命服从对数正态分布，EIFS分布函数为：

式中：(μ)，(σ)为预腐蚀时间为时的EIFS分布参数。

根据编制的耐久性计算程序计算得到不同腐蚀时间的(μ)，拟合得到(μ)随时间的变化规律：

为了保证对于不同应力水平的EIFS分布参数相同，根据文献[5—6]，取=0.2，在进行损伤度分析和经济寿命预测时结果偏于保守。从而可得腐蚀损伤条件下EIFS分布函数为：

表5 EIFS分布的计算过程主要数据及优化结果(威布尔分布)

表6 EIFS分布的计算过程主要数据及优化结果(对数正态分布)

2.2 评定范围与应力区划分

耐久性评定对象为某飞机的耐久性关键件机翼纵墙，取25架飞机的50个机翼纵墙根部下缘共1250个8 mm螺栓孔构成的细节群作为耐久性评定范围。应力区划分情况见表7，应力水平用DXY载荷情况下试件净截面1过载条件下的名义应力表示。

表7 机群机翼纵墙细节应力区划分

2.3 损伤度评估与经济寿命预测

基于TTCI服从双参数威布尔分布和对数正态分布，对机群机翼纵墙进行损伤度评估，取e=0.8 mm，=0.95，L=1，年飞行强度YFH=100 fh和YFH=120 fh，进行沿海机场环境下结构耐久性分析，结果如图5所示。

为了全面衡量沿海机场环境下随机谱下的损伤度和经济寿命，分别采用了在原计算应力水平下载荷调整系数=1.0，1.1，1.15和1.2倍等4种应力水平进行评估。特殊的，图6给出了取可靠度=95%，e=0.8 mm，=1.2下的损伤度评估结果。

考虑各方面的影响，即使偏保守地取=1.2，在沿海机场环境下该部位对应的经济寿命不经修理即可达到关键结构使用寿命要求。

2.4 经济寿命修正系数

给定YFH，，e和L，按上述分析方法得到腐蚀条件下飞机结构的经济寿命ec，则经济寿命修正系数为[9]：

当给定，e和L后，e和YFH可用下式描述[13—14]：

(12)

图5 LR-t曲线

图6 沿海机场环境下的LR-t曲线(k=1.2)

取e=0.8 mm，=0.95，L=1.0，给定若干个年飞行强度YFH，对得到的经济寿命结果进行拟合，e-YFH曲线结果见表8，经济寿命修正曲线(e-YFH曲线)见图7。由于一般环境下的经济寿命与飞行强度无关，式（12）可以用于预测沿海机场环境下任意飞行强度对应的飞机结构经济寿命。

表8 Me-tYFH曲线拟合结果

图7 Me-tYFH曲线

3 结论

1）铝合金材料在=40 ℃，pH=4.0，浓质量分数为5%的NaCl溶液盐雾环境中作用189.7 h，腐蚀损伤与该海洋大气环境腐蚀1 a相当。

2）文中根据某沿海机场的实测环境数据编制了加速试验谱，对某飞机机翼纵墙下缘条结构模拟件进行了不同当量腐蚀年限的腐蚀试验，通过显微镜可以看到结构细节有明显的腐蚀坑，并设计耐久性试验，获得了不同当量腐蚀年限的裂纹扩展(,)数据集。

3）综合考虑某沿海机场环境腐蚀影响，基于TTCI寿命服从对数正态分布和双参数威布尔分布，分别对某型海洋环境服役飞机机翼纵墙进行结构耐久性评估，得到了经济寿命曲线和经济寿命修正曲线，综合评估机翼纵墙结构在沿海机场环境下不经修理即可达到使用寿命要求。

4）通过分析知，相对于一般环境，飞机关键结构在沿海机场环境中的寿命裕度明显减小，使用维修过程中应该加强检查，以确保飞机飞行安全。

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Durability Evaluation on the Aircraft Structure in Equivalent Accelerated Corrosion

TAN Xiao-ming1, WANG De1, YI Feng-xian2, WANG Gang1

(1.Naval Aeronautical Engineering Academy Qingdao Branch, Qingdao 266041, China; 2.Naval 92514, Yantai 264680, China)

Objective To research the durability of simulated sample for structural details of flanges under longitudinal wall of aircraft wing. Methods An acceleration test spectrum for coastal airport environment was drawn up according to environmental data measured to carry out accelerated corrosion test of different equivalent corrosion years. Then a durability test was carried out. An equivalent initial flaw size(EIFS) distribution was established to characterize the initial fatigue quality (IFQ) of critical details with corrosion damage, on the assumption of time-to-crack initiation(TTCI) followed double-parameter Weibull distribution and Logarithmic Normal distribution, which was used to predict the economic life of outer wings of aircraft fleet. Results The corrosion damage was equivalent to corrosion 1a in sea atmospheric environment after the aluminum alloy material reacted in 5% of NaCl salt-fog environment at=40 ℃ and pH=4.0. Conclusion The durability of the key structure meets the service life requirements in coastal airport environment.

critical structure; equivalent accelerated corrosion testing; corrosion damage; durability

10.7643/ issn.1672-9242.2017.03.017

TJ85；TG172

A

1672-9242(2017)03-0084-06

2016-09-12；

2016-10-21

国家自然科学基金项目（11272173）

谭晓明（1975—），男，湖南宁乡人，副教授，主要研究方向为飞机结构腐蚀疲劳及寿命可靠性。