某型飞机典型结构应力腐蚀开裂成因及其处理方案探究

李勇

北京飞机维修工程有限公司武汉分公司 湖北 武汉 430000

金属材料使用中受周围环境影响受到损伤，金属腐蚀是与周围环境发生化学作用引起变质。金属腐蚀现象普遍，会造成重大经济损失，腐蚀是飞机结构主要损伤形式，飞机结构受环境腐蚀问题日益突出，用于飞机结构维修费用昂贵，飞机服役中由于所处环境产生损伤，军用飞机服役大部分时间处于停放状态。统计表明结构腐蚀严重的飞机约占80%，空军部门发现多架歼系列飞机存在腐蚀裂纹，造成大量飞机停飞。某型飞机进厂维修中发现两孔圆心连线处等典型结构出现裂纹，采用AA7B04厚轧板制造，裂纹扩展与板材轧制方向平行，分析证实结构失效为应力腐蚀开裂。

1 飞机典型结构腐蚀研究

为确保飞机使用安全，必须确定飞机机体结构能力，应发现机体结构潜在问题。由于服役环境是气候化学腐蚀环境，飞机外部结构密封性不好，导致许多结构出现大量积水，如得不到及时清理会使内腔出现腐蚀。结构腐蚀发展随着服役时间增加加快，有些飞机内腔结构出现腐蚀，对飞机结构危害表现为使结构承载力截面减小，改变应力应变分布情况，增加飞机飞行安全隐患。

飞机结构腐蚀导致维修工作难度增加，腐蚀加速裂纹扩展，减小裂纹断裂临界尺寸，严重影响飞机正常使用。飞机内腔结构通常为关键承力结构，出现腐蚀失效会产生严重后果[1]。内腔腐蚀难以检查，加重内腔结构腐蚀危害性。过去采用传统浸涂方法防腐，将涂料灌入内腔，通过晃动在表面形成土层倒出多余涂料，不能满足对涂层厚度等方面技术要求，导致服役期间出现严重腐蚀。某型飞机平尾大轴内腔腐蚀导致疲劳实验断裂，内腔表面防腐处理存在缺陷。断裂部位未发现材料加工缺陷，分析腐蚀是导致断裂主要原因。

2 AA7B04-T6飞机结构应力腐蚀开裂分析

2.1 材料分析

AA7B04通过纯化铁等杂质元素得到，抗断裂性能提高。但热处理制度对合金SCC敏感性影响，由于热处理导致合金组织变化，结构使用高强度AA7B04热处理为T651。观察合金晶界分布连续链状弥散相，存在晶界无析出带。根据形状对端粒状物为不稳定MgZn2相。晶界分布连续链状弥撒相，3.5%NaCl溶液中MgZn2相电位低于α-Al基体电位，MgZn2相优先溶解。

在有Cl-情况下厚板高向SCC敏感不明显，合金晶内有淬火残留位错线塞积在晶界附近，在应力下产生集中是腐蚀裂纹源。峰值时效下存在Mg偏析，晶界存在自由镁与氢形成Mg-H复合体，降低晶界结合能。观察合金纵断面金相组织，晶界倾向于分布在同平面内，促使晶间腐蚀延伸。

2.2 紧固件孔过渡配合应力计算

SCC连接孔与紧固件以过渡配合形式安装，φ8孔加工公差要求为H9，紧固件螺栓MJ8×1.25公差要求为d1，计算过渡量为0.012mm，0.016mm，0.020mm时孔边应力分布云图。单边过渡量为0.010mm孔边存在104Mpa拉应力，增大为0.012mm时，孔边拉应力大于7B04-T6状态下应力腐蚀门槛值120MPa。孔边存在应力集中，易诱发SCC。应严格控制过渡量，预先采用孔挤压技术对孔强化，引入残余压应力避免孔结构发生应力腐蚀。

2.3 制造工艺与服役环境分析

分解某些下缘条连接螺栓后，未安装补偿垫板，通过加大螺栓预紧力去除下缘条间隙，在R角底部产生装配应力。不匹配安装法产生较大拉应力。设计要求飞机典型而机构用模锻件制造，生产采用δ=50mm厚板加工制造，高向应力腐蚀倾向严重，不当铣削工艺在表面引入参与拉应力[2]。大气分为工业大气、海洋工业大气、农村大气等。工业大气环境中硫化物会引起腐蚀产物自催化。海洋大气中主要是含海盐粒子，海洋工业大气中有害工业废气，SO2与海盐粒子联用对金属腐蚀严重。随着工业化进程加快，由于空气沉降物中富含盐类物质，对铝合金破坏严重。东部沿海地区，典型结构用铝合金材料受到Cl-侵袭。

表1 不同地区飞机结构腐蚀等级

3 结束语

典型结构使用AA7B04-T6受微观组织结构影响，不当过渡配合在孔边产生拉应力，构件加工方法造成孔结构是轧制铝合金高向。随着工业化进程加快，氯离子存在于大气中。不铣削工艺在构件表面引入参与拉应力。多种因素耦合导致典型结构SCC发生。飞机制造在保障材料疲劳强度等性能基础上，更换材料，对应力腐蚀开裂高频区采取局部强化处理，做好阿洛丁氧化处理，提高飞机结构应力腐蚀开裂抗性。

新飞机制造中保障材料刚度等性能下，考虑选用T73热处理状态。已服役飞机材料可在维修中进行局部材料强化处理。维修中注意孔与紧固件安装过渡，避免引入拉应力，建议预先在孔壁引入有益参与压应力。注意R角结构安装，杜绝强迫装配引入拉应力。