當(dāng)量加速腐蝕條件下飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性評(píng)估方法研究

譚曉明，王德，衣俸賢，王剛

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當(dāng)量加速腐蝕條件下飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性評(píng)估方法研究

譚曉明1，王德1，衣俸賢2，王剛1

（1.海軍航空工程學(xué)院 青島校區(qū)，山東 青島 266041；2.海軍92514部隊(duì)，山東 煙臺(tái) 264680）

目的研究某型飛機(jī)機(jī)翼縱墻下緣條的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)模擬試件的耐久性。方法根據(jù)實(shí)測(cè)環(huán)境數(shù)據(jù)編制某沿海機(jī)場(chǎng)環(huán)境加速試驗(yàn)譜，開展不同當(dāng)量腐蝕年限的加速腐蝕試驗(yàn)，然后進(jìn)行耐久性試驗(yàn)，基于裂紋萌生壽命(TTCI)服從雙參數(shù)威布爾分布和對(duì)數(shù)正態(tài)分布，建立表征腐蝕損傷下機(jī)翼縱墻結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)原始疲勞質(zhì)量(IFQ)的當(dāng)量初始缺陷尺寸(EIFS)分布，并對(duì)機(jī)群機(jī)翼縱墻的經(jīng)濟(jì)壽命進(jìn)行預(yù)測(cè)。結(jié)果鋁合金材料在=40 ℃，pH=4.0，質(zhì)量分?jǐn)?shù)為5%的NaCl溶液鹽霧環(huán)境中作用189.7 h，腐蝕損傷與該海洋大氣環(huán)境腐蝕1 a相當(dāng)。結(jié)論該關(guān)鍵結(jié)構(gòu)在沿海機(jī)場(chǎng)環(huán)境條件下的耐久性能滿足壽命指標(biāo)要求。

關(guān)鍵結(jié)構(gòu)；當(dāng)量加速腐蝕試驗(yàn)；腐蝕損傷；耐久性

服役于沿海機(jī)場(chǎng)的飛機(jī)，受到海洋濕潤(rùn)大氣的長(zhǎng)期包圍，造成的腐蝕性日益嚴(yán)重。相比服役于內(nèi)陸機(jī)場(chǎng)的飛機(jī)，沿海機(jī)場(chǎng)飛機(jī)的機(jī)體結(jié)構(gòu)會(huì)因?yàn)槠谳d荷和腐蝕損傷的雙重壓力而加速老化。大量事實(shí)表明，對(duì)于沿海機(jī)場(chǎng)服役的飛機(jī)，腐蝕是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)經(jīng)濟(jì)性和安全性的最重要因素[1—4]，為保證其使用壽命能夠滿足飛機(jī)的設(shè)計(jì)使用要求，必須進(jìn)行沿海機(jī)場(chǎng)環(huán)境下耐久性評(píng)定。

自從20世紀(jì)美國(guó)空軍引入耐久性評(píng)定方法[5—6]，目前一般環(huán)境下飛機(jī)耐久性評(píng)估技術(shù)發(fā)展比較成熟，但是腐蝕環(huán)境下飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性如何評(píng)估，如何考慮嚴(yán)酷腐蝕環(huán)境或者腐蝕損傷對(duì)經(jīng)濟(jì)壽命的影響等一系列問(wèn)題一直沒有成熟的方法體系，這方面研究也是國(guó)內(nèi)外航空領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)問(wèn)題之一[7—9]，亟待有效解決。文中選取某機(jī)翼縱墻為研究對(duì)象，依據(jù)概率斷裂力學(xué)方法(PFMA)的耐久性分析為基礎(chǔ)，基于編制的沿海機(jī)場(chǎng)環(huán)境當(dāng)量加速試驗(yàn)譜，在實(shí)驗(yàn)室條件下模擬飛行環(huán)境條件下的腐蝕損傷，從而將嚴(yán)酷沿海機(jī)場(chǎng)環(huán)境對(duì)飛機(jī)的影響合理地進(jìn)行考慮，以驗(yàn)證其經(jīng)濟(jì)壽命是否滿足壽命指標(biāo)要求。

1 試樣制備與試驗(yàn)方法

1.1 沿海機(jī)場(chǎng)環(huán)境加速試驗(yàn)譜

某型飛機(jī)全壽命周期均停放在沿海某機(jī)場(chǎng)，對(duì)該機(jī)場(chǎng)環(huán)境數(shù)據(jù)(溫度和相對(duì)濕度)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析和歸并，得到了該區(qū)域的總體溫-濕度譜。根據(jù)文獻(xiàn)[5]給出的高強(qiáng)鋁合金當(dāng)量折算系數(shù)，將不同溫度和濕度的作用時(shí)間折算到溫度=40 ℃，相對(duì)濕度RH為90%的標(biāo)準(zhǔn)潮濕空氣的作用時(shí)間。該民航機(jī)場(chǎng)標(biāo)準(zhǔn)潮濕空氣的總的作用時(shí)間eq=2473.4 h。

某種試驗(yàn)條件下的試驗(yàn)時(shí)間e=eq/，式中，為該試驗(yàn)條件下的加速折算系數(shù)。根據(jù)文獻(xiàn)[4]給出的數(shù)據(jù)，當(dāng)量折算系數(shù)的計(jì)算過(guò)程如下。

1）NaCl溶液(5%)的折算系數(shù)1的確定。

根據(jù)式(1)將NaCl的濃度與折算系數(shù)擬合計(jì)算：

式中：為折算系數(shù)；為NaCl的濃度。

對(duì)式(1)進(jìn)行線性化處理：

由式（2）得不同濃度NacCl相對(duì)于水的折算系數(shù)見表1。

表1 不同濃度的NaCl相對(duì)于水的折算系數(shù)

表2 5%NaCl溶液折算系數(shù)的參數(shù)和計(jì)算結(jié)果(鋁合金)

從而有：

2）pH=4的H2SO4溶液的折算系數(shù)2

采用式(2)對(duì)折算系數(shù)與H2SO4溶液的濃度值(PPM)進(jìn)行擬合，以表3中的數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，用插值的方法計(jì)算pH=4的H2SO4溶液(H2SO4含量為0.000 49%)的折算系數(shù)2，中間參數(shù)和計(jì)算結(jié)果見表4。

表3 不同濃度的HCl和H2SO4相對(duì)于水的折算系數(shù)

表4 H2SO4溶液折算系數(shù)的參數(shù)和計(jì)算結(jié)果(鋁合金)

從而有：

3）加速試驗(yàn)環(huán)境譜的綜合折算系數(shù)。

加速環(huán)境譜的綜合折算系數(shù)滿足式(5)：

計(jì)算得出=13.04，表明加速腐蝕試驗(yàn)環(huán)境譜作用1 h相當(dāng)于標(biāo)準(zhǔn)潮濕空氣作用時(shí)間1=13.04 h。從而e=189.7 h，即鋁合金材料在=40 ℃，pH=4.0，質(zhì)量分?jǐn)?shù)為5%的NaCl溶液鹽霧環(huán)境中作用189.7 h，腐蝕損傷與該海域環(huán)境腐蝕1 a相當(dāng)。

1.2 結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)模擬件加速腐蝕試驗(yàn)

采用某型飛機(jī)機(jī)翼縱墻根部下緣條的雙細(xì)節(jié)模擬試件，材料為7B04鋁合金，試件外形與尺寸如圖1所示。

腐蝕試驗(yàn)為酸性鹽霧試驗(yàn)，采用的試驗(yàn)設(shè)備為DCTC1200P鹽霧箱，配置質(zhì)量分?jǐn)?shù)為5%的NaCl溶液，加入適量稀H2SO4使得pH值達(dá)到4±0.2。試驗(yàn)溫度為40 ℃，噴霧時(shí)相對(duì)濕度為90%~95%，鹽霧的沉降量保持在1~2 mL/(80 cm2·h)；試驗(yàn)件與垂直方向成30°放置，每天連續(xù)噴霧24 h，腐蝕190 h為一個(gè)周期。

圖1 7B04試件

腐蝕試驗(yàn)前，先用無(wú)水乙醇和蒸餾水清洗、烘干。試驗(yàn)過(guò)程中，取出不同當(dāng)量腐蝕年限的試驗(yàn)件，去除試驗(yàn)件的腐蝕產(chǎn)物后，對(duì)其腐蝕狀況進(jìn)行觀察。預(yù)腐蝕后的試件試驗(yàn)段表面失去光澤，通過(guò)KH-7700三維顯微鏡觀察，結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)處孔處有明顯的腐蝕坑。腐蝕狀況如圖2所示。

圖2 結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的腐蝕狀況

1.3 耐久性試驗(yàn)

試驗(yàn)載荷譜為隨機(jī)載荷譜，一般環(huán)境下的機(jī)翼縱墻結(jié)構(gòu)模擬試件共進(jìn)行了隨機(jī)譜3種應(yīng)力水平的耐久性試驗(yàn)，預(yù)腐蝕的結(jié)構(gòu)模擬試件進(jìn)行了1種應(yīng)力水平的耐久性試驗(yàn)。以試驗(yàn)觀測(cè)數(shù)據(jù)為參考，采用KH-7700顯微鏡對(duì)斷口上各條疲勞線的測(cè)量，得到耐久性相對(duì)小裂紋范圍對(duì)應(yīng)的(,)數(shù)據(jù)。圖3給出了由KH-7700顯微鏡得到的典型斷口形貌，根據(jù)斷口判讀得到32個(gè)試件的斷口數(shù)據(jù)，(,)數(shù)據(jù)集如圖4所示。

圖3 典型斷口形貌(×80)

圖4 隨機(jī)譜下裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)

2 試驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 沿海機(jī)場(chǎng)環(huán)境下機(jī)翼縱墻結(jié)構(gòu)原始疲勞質(zhì)量

腐蝕環(huán)境下的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的原始疲勞質(zhì)量(IFQ)用裂紋萌生時(shí)間(TTCI)和當(dāng)量初始缺陷尺寸(EIFS)表示[10—12]。EIFS表征了結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度。隨著預(yù)腐蝕時(shí)間的增長(zhǎng)，腐蝕損傷程度加深，結(jié)構(gòu)容易萌生裂紋，疲勞強(qiáng)度會(huì)出現(xiàn)降低，EIFS會(huì)相應(yīng)增加。這說(shuō)明EIFS可以表示為預(yù)腐蝕時(shí)間的函數(shù)，從數(shù)學(xué)角度上直接將EIFS與腐蝕損傷參數(shù)建立函數(shù)關(guān)系，便于進(jìn)行加速腐蝕條件下結(jié)構(gòu)的耐久性評(píng)估。

1）假設(shè)裂紋萌生壽命服從雙參數(shù)威布爾分布，EIFS分布函數(shù)為：

式中：a為指定裂紋尺寸；α，()為預(yù)腐蝕時(shí)間對(duì)應(yīng)的EIFS分布參數(shù)。

依據(jù)耐久性試驗(yàn)獲得的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)模擬試件（，）數(shù)據(jù)集，計(jì)算一般環(huán)境下通用EIFS分布相關(guān)參數(shù)，經(jīng)濟(jì)修理極限e取為0.8 mm，即取a=0.8，計(jì)算過(guò)程主要數(shù)據(jù)及優(yōu)化結(jié)果見表5。其中的應(yīng)力水平用DYX載荷情況下試件凈截面1過(guò)載條件下的名義應(yīng)力表示。

根據(jù)編制的耐久性計(jì)算程序計(jì)算得到不同腐蝕時(shí)間的()，擬合得到()隨地面停放時(shí)間的變化規(guī)律：

從而可得腐蝕損傷條件下EIFS分布函數(shù)為：

(8)

2）假設(shè)裂紋萌生壽命服從對(duì)數(shù)正態(tài)分布，EIFS分布函數(shù)為：

式中：(μ)，(σ)為預(yù)腐蝕時(shí)間為時(shí)的EIFS分布參數(shù)。

根據(jù)編制的耐久性計(jì)算程序計(jì)算得到不同腐蝕時(shí)間的(μ)，擬合得到(μ)隨時(shí)間的變化規(guī)律：

為了保證對(duì)于不同應(yīng)力水平的EIFS分布參數(shù)相同，根據(jù)文獻(xiàn)[5—6]，取=0.2，在進(jìn)行損傷度分析和經(jīng)濟(jì)壽命預(yù)測(cè)時(shí)結(jié)果偏于保守。從而可得腐蝕損傷條件下EIFS分布函數(shù)為：

表5 EIFS分布的計(jì)算過(guò)程主要數(shù)據(jù)及優(yōu)化結(jié)果(威布爾分布)

表6 EIFS分布的計(jì)算過(guò)程主要數(shù)據(jù)及優(yōu)化結(jié)果(對(duì)數(shù)正態(tài)分布)

2.2 評(píng)定范圍與應(yīng)力區(qū)劃分

耐久性評(píng)定對(duì)象為某飛機(jī)的耐久性關(guān)鍵件機(jī)翼縱墻，取25架飛機(jī)的50個(gè)機(jī)翼縱墻根部下緣共1250個(gè)8 mm螺栓孔構(gòu)成的細(xì)節(jié)群作為耐久性評(píng)定范圍。應(yīng)力區(qū)劃分情況見表7，應(yīng)力水平用DXY載荷情況下試件凈截面1過(guò)載條件下的名義應(yīng)力表示。

表7 機(jī)群機(jī)翼縱墻細(xì)節(jié)應(yīng)力區(qū)劃分

2.3 損傷度評(píng)估與經(jīng)濟(jì)壽命預(yù)測(cè)

基于TTCI服從雙參數(shù)威布爾分布和對(duì)數(shù)正態(tài)分布，對(duì)機(jī)群機(jī)翼縱墻進(jìn)行損傷度評(píng)估，取e=0.8 mm，=0.95，L=1，年飛行強(qiáng)度YFH=100 fh和YFH=120 fh，進(jìn)行沿海機(jī)場(chǎng)環(huán)境下結(jié)構(gòu)耐久性分析，結(jié)果如圖5所示。

為了全面衡量沿海機(jī)場(chǎng)環(huán)境下隨機(jī)譜下的損傷度和經(jīng)濟(jì)壽命，分別采用了在原計(jì)算應(yīng)力水平下載荷調(diào)整系數(shù)=1.0，1.1，1.15和1.2倍等4種應(yīng)力水平進(jìn)行評(píng)估。特殊的，圖6給出了取可靠度=95%，e=0.8 mm，=1.2下的損傷度評(píng)估結(jié)果。

考慮各方面的影響，即使偏保守地取=1.2，在沿海機(jī)場(chǎng)環(huán)境下該部位對(duì)應(yīng)的經(jīng)濟(jì)壽命不經(jīng)修理即可達(dá)到關(guān)鍵結(jié)構(gòu)使用壽命要求。

2.4 經(jīng)濟(jì)壽命修正系數(shù)

給定YFH，，e和L，按上述分析方法得到腐蝕條件下飛機(jī)結(jié)構(gòu)的經(jīng)濟(jì)壽命ec，則經(jīng)濟(jì)壽命修正系數(shù)為[9]：

當(dāng)給定，e和L后，e和YFH可用下式描述[13—14]：

(12)

圖5 LR-t曲線

圖6 沿海機(jī)場(chǎng)環(huán)境下的LR-t曲線(k=1.2)

取e=0.8 mm，=0.95，L=1.0，給定若干個(gè)年飛行強(qiáng)度YFH，對(duì)得到的經(jīng)濟(jì)壽命結(jié)果進(jìn)行擬合，e-YFH曲線結(jié)果見表8，經(jīng)濟(jì)壽命修正曲線(e-YFH曲線)見圖7。由于一般環(huán)境下的經(jīng)濟(jì)壽命與飛行強(qiáng)度無(wú)關(guān)，式（12）可以用于預(yù)測(cè)沿海機(jī)場(chǎng)環(huán)境下任意飛行強(qiáng)度對(duì)應(yīng)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)經(jīng)濟(jì)壽命。

表8 Me-tYFH曲線擬合結(jié)果

圖7 Me-tYFH曲線

3 結(jié)論

1）鋁合金材料在=40 ℃，pH=4.0，濃質(zhì)量分?jǐn)?shù)為5%的NaCl溶液鹽霧環(huán)境中作用189.7 h，腐蝕損傷與該海洋大氣環(huán)境腐蝕1 a相當(dāng)。

2）文中根據(jù)某沿海機(jī)場(chǎng)的實(shí)測(cè)環(huán)境數(shù)據(jù)編制了加速試驗(yàn)譜，對(duì)某飛機(jī)機(jī)翼縱墻下緣條結(jié)構(gòu)模擬件進(jìn)行了不同當(dāng)量腐蝕年限的腐蝕試驗(yàn)，通過(guò)顯微鏡可以看到結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)有明顯的腐蝕坑，并設(shè)計(jì)耐久性試驗(yàn)，獲得了不同當(dāng)量腐蝕年限的裂紋擴(kuò)展(,)數(shù)據(jù)集。

3）綜合考慮某沿海機(jī)場(chǎng)環(huán)境腐蝕影響，基于TTCI壽命服從對(duì)數(shù)正態(tài)分布和雙參數(shù)威布爾分布，分別對(duì)某型海洋環(huán)境服役飛機(jī)機(jī)翼縱墻進(jìn)行結(jié)構(gòu)耐久性評(píng)估，得到了經(jīng)濟(jì)壽命曲線和經(jīng)濟(jì)壽命修正曲線，綜合評(píng)估機(jī)翼縱墻結(jié)構(gòu)在沿海機(jī)場(chǎng)環(huán)境下不經(jīng)修理即可達(dá)到使用壽命要求。

4）通過(guò)分析知，相對(duì)于一般環(huán)境，飛機(jī)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)在沿海機(jī)場(chǎng)環(huán)境中的壽命裕度明顯減小，使用維修過(guò)程中應(yīng)該加強(qiáng)檢查，以確保飛機(jī)飛行安全。

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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

國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目（11272173）

譚曉明（1975—），男，湖南寧鄉(xiāng)人，副教授，主要研究方向?yàn)轱w機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞及壽命可靠性。