環(huán)境對某型飛機典型結構部位疲勞 壽命影響分析

慕仙蓮，胡楊，張登，趙連紅，劉成臣，劉元海，王浩偉

（中國特種飛行器研究所 結構腐蝕防護與控制航空科技重點實驗室，湖北 荊門 448035）

在飛機使用過程中，由于環(huán)境惡劣，如雨、雪、霧、沙塵天氣較多，空氣潮濕、鹽霧、工業(yè)大氣等原因，容易造成飛機表面涂層損壞，進而發(fā)生化學腐蝕、電化學腐蝕、應力腐蝕?；w結構的腐蝕直接影響飛機的出勤率和使用壽命，增加飛機的使用維護成本，甚至危及飛行安全[1-2]。飛機結構中有半數(shù)以上的破壞形式都與腐蝕或腐蝕疲勞有關。腐蝕疲勞是結構在交變載荷和腐蝕環(huán)境共同作用下所產(chǎn)生的一種常見的破壞形式[3]。惡劣的環(huán)境不僅會損傷材料的表面，更重要的是會降低材料的斷裂韌性，加快裂紋的形成與擴展，甚至產(chǎn)生無預兆的突然斷裂。目前，腐蝕疲勞問題已受到了航空等領域廣大工作者的普遍關注，成為飛機結構耐久性與完整性設計的重要內(nèi)容[4-6]。對于腐蝕疲勞的研究主要集中在材料級，有學者總結了低碳鋼和合金鋼、不銹鋼、鎳基合金、銅合金、鈦合金、鋁合金等六大系類金屬在鹽水環(huán)境下的腐蝕疲勞試驗結果，包括腐蝕疲勞應力/壽命曲線、應變/疲勞壽命曲線和裂紋擴展速率曲線等，而對于結構類試樣的腐蝕疲勞的研究較少。主要是因為結構連接形式復雜，涉及了材料、緊固件、密封劑防護涂層等抗腐蝕疲勞的綜合能力，其難點在于無法真實地模擬結構試樣的腐蝕環(huán)境，且不同結構試樣在不同結構部位的受載情況各不相同，所需樣本量大，消耗大[7-9]。

文中選取某型機機身連接壁板、機翼壁板、機翼 內(nèi)部大梁結構、平尾接頭及垂尾接頭的典型模擬件為研究對象，開展實驗室加速腐蝕與載荷譜交替試驗、載荷譜疲勞試驗，分析環(huán)境對典型結構部位模擬件表面涂層損傷、疲勞斷裂位置、疲勞源及中值壽命的影響，建立環(huán)境對結構部位疲勞壽命影響關系。即采用載荷作用后結構部位模擬件疲勞中值壽命與加速腐蝕環(huán)境-疲勞壽命后試樣的疲勞中值壽命比值，比值k=1.2～2.5，比值k越大，說明環(huán)境對試樣的疲勞壽命影響越大，且試驗結果表明，外部環(huán)境較內(nèi)部環(huán)境對試樣疲勞壽命的影響更大。

1 試驗

1.1 試驗件

試驗件共90件，均為模擬結構試驗件，包括五類結構區(qū)域/部位的典型結構模擬件：機身連接壁板、機翼壁板、機翼內(nèi)部大梁結構、平尾接頭、垂尾接頭。模擬結構試樣如圖1所示，試樣清單（類型、編號、防護體系等）見表1。

1.2 試驗條件

圖1 模擬結構試樣

表1 模擬結構試樣清單

1）外露部位環(huán)境載荷譜。根據(jù)GJB 594A，將某型飛機機身外表面、機身武器艙處結構部位劃分為外露部位，確定其環(huán)境載荷譜如圖2所示。某型飛機服 役環(huán)境與美國艦載飛機類似，因此參考CASS譜進行環(huán)境譜剪裁。其飛行高度在3000 m以下，所以不考慮低溫、低氣壓模塊，飛行速度未達到超音速飛行，也不考慮熱沖擊模塊，保留濕熱試驗模塊、紫外照射模塊、鹽霧試驗模塊。疲勞試驗Ⅰ為某型機隨機載荷譜，疲勞試驗Ⅱ為各結構部位對應的最大疲勞載荷與最小疲勞載荷，見表2。

2）內(nèi)部結構環(huán)境載荷譜。根據(jù)GJB 594A，將某型飛機機身41框16長桁、中央翼下壁板、中外翼下壁板、中外翼Ⅱ號梁下壁板、平尾接頭、垂尾接頭劃分為內(nèi)部結構部位，確定其環(huán)境載荷譜，如圖3所示。內(nèi)部結構無紫外照射模塊，其他參數(shù)同外露部位。疲勞試驗Ⅰ為某型機隨機載荷譜，疲勞試驗Ⅱ為各結構部位對應的最大疲勞載荷與最小疲勞載荷，見表2。

1.3 檢測項目

按照GB/T 1766—2008《涂層老化的評級方法》中評定方法對防護體系的粉化、開裂、起泡、剝落情況進行評定。采用三維數(shù)字顯微鏡（KH-7700）觀察其微觀形貌，放大倍數(shù)為100倍。

表2 疲勞載荷譜

圖3 內(nèi)部結構環(huán)境載荷譜

2 結果與討論

2.1 宏觀腐蝕形貌

外部環(huán)境作用部位（機身外表面、機身武器艙處）的模擬結構試樣經(jīng)加速腐蝕試驗10個周期后，緊固件區(qū)域部分鉚釘表面涂層出現(xiàn)了起泡、開裂、粉化及脫落現(xiàn)象，但涂層的整體防護效果良好，試樣基體未出現(xiàn)腐蝕損傷，部分試樣緊固件區(qū)域銹蝕，如圖4a所示。內(nèi)部環(huán)境作用部位（機身41框16長桁、中央翼下壁板、中外翼下壁板、中外翼Ⅱ號梁下壁板、平尾接頭、垂尾接頭）的模擬結構試樣經(jīng)加速腐蝕試驗10個周期后，緊固件區(qū)域部分螺釘表面涂層出現(xiàn)了起泡、開裂、粉化、脫落、銹蝕等現(xiàn)象，面漆的損傷形式主要體現(xiàn)為起泡、開裂，底漆則為起泡、粉化，但涂層的整體防護效果較好，試樣基體未出現(xiàn)腐蝕損傷，如圖4b所示。

2.2 微觀腐蝕形貌

各部位典型模擬結構試樣表面的涂層腐蝕損傷多發(fā)生在緊固件區(qū)域，主要失效形式如圖5所示，包括起泡、粉化、開裂、剝落及銹蝕。其中鉚接結構（機身外表面、機身武器艙處、機身41框16長桁）表面防護體系防護效果較螺接結構（中央翼下壁板、中外翼下壁板、中外翼Ⅱ號梁下壁板、平尾接頭、垂尾接頭）好，而沉頭螺栓結構（中外翼Ⅱ號梁下壁板）較圓頭螺栓結構（中央翼下壁板、中外翼下壁板）及六角頭螺栓結構（垂尾、平尾）其表面防護體系防護效果好。

圖5 典型微觀腐蝕形貌

2.3 老化綜合等級評定

試樣經(jīng)外露環(huán)境譜、內(nèi)部環(huán)境譜作用后，其綜合等級評定數(shù)據(jù)如圖6所示，其中中央翼下壁板、中外翼下壁板模擬結構試樣經(jīng)10個周期的加速試驗后，其老化綜合等級最大（3級）。在加速試驗3個周期后，其緊固件區(qū)域已經(jīng)出現(xiàn)銹蝕。機身41框16長桁模擬結構試樣經(jīng)10個周期的加速試驗后，其老化綜合等級最?。?級），該類結構及其配套的防護體系具有較好的防護性能。

圖6 試樣綜合等級評定

2.4 疲勞壽命分析

2.4.1 疲勞斷裂模式及斷口分析

機身外表面、機身武器艙處模擬結構試樣典型的斷口形貌如圖7、8所示。其中機身外表面模擬結構試樣疲勞斷裂位置均發(fā)生在第二列的緊固件區(qū)域。由 試樣經(jīng)加速環(huán)境-疲勞試驗、疲勞試驗后的宏觀斷口照片可見，緊固件周圍為裂紋擴展區(qū)，緊固件之間區(qū)域為瞬斷區(qū)，且環(huán)境對其裂紋擴展區(qū)及瞬斷區(qū)位置影響并不明顯。機身武器艙處模擬結構試樣疲勞斷裂位置在第一列的緊固件區(qū)域，試樣經(jīng)加速環(huán)境-疲勞試驗、疲勞試驗后的宏觀斷口照片情況與機身外表面模擬結構試樣一致。

機身41框16長桁、中央翼下壁板、中外翼下壁板、中外翼Ⅱ號梁下壁板、平尾接頭、垂尾接頭模擬結構試樣典型的斷口形貌如圖9—12所示。

1）機身41框16長桁模擬結構試樣疲勞斷裂位置均發(fā)生在第一列的緊固件區(qū)域。由試樣經(jīng)加速環(huán)境-疲勞試驗、疲勞試驗后的宏觀斷口照片可見，緊固件周圍為裂紋擴展區(qū)，緊固件之間區(qū)域為瞬斷區(qū)，且環(huán)境對其裂紋擴展區(qū)及瞬斷區(qū)位置影響并不明顯。

2）中央翼下壁板模擬結構試樣在疲勞載荷作用下，螺栓率先發(fā)生了斷裂，且經(jīng)加速環(huán)境-疲勞試驗的試樣，四個螺栓均在銹蝕嚴重部位發(fā)生了斷裂，而只做疲勞試驗的試樣只有部分螺栓發(fā)生斷裂。由此可見，環(huán)境對該試樣的疲勞強度影響較大，建議對該類試樣的緊固件進行更換，最好選擇換抗剪切力強度高的螺栓。

3）中外翼下壁板模擬結構試樣疲勞斷裂位置均發(fā)生在僅有兩個緊固件作用的區(qū)域，試樣經(jīng)加速環(huán)境-疲勞試驗、疲勞試驗后的宏觀斷口照片情況與機身外表面模擬結構試樣一致。

圖12 垂尾接頭典型斷口概貌

4）中外翼Ⅱ號梁下壁板模擬結構試樣疲勞斷裂位置均發(fā)生在兩層板疊加的第一排緊固件區(qū)域，其緊固件未發(fā)生斷裂，試樣經(jīng)加速環(huán)境-疲勞試驗、疲勞試驗后的宏觀斷口差異并不明顯。

5）平尾接頭、垂尾接頭模擬結構試樣疲勞斷裂位置均發(fā)生在緊固件區(qū)域。由試樣經(jīng)加速環(huán)境-疲勞試驗、疲勞試驗后的宏觀斷口照片可見，緊固件周圍為裂紋擴展區(qū)，緊固件之間區(qū)域為瞬斷區(qū)，且環(huán)境對其裂紋擴展區(qū)及瞬斷區(qū)位置影響并不明顯。

2.4.2 疲勞壽命數(shù)據(jù)處理分析

查HB/Z 112—1986《材料疲勞試驗統(tǒng)計分析方法》附表1可知，試樣的檢測試驗數(shù)據(jù)結果滿足95%置信度要求。根據(jù)對數(shù)疲勞壽命符合正態(tài)分布假設，可獲得50%存活率的各組試件的中值疲勞壽命，即：

式中：Ni為每組試驗中第i個試樣的疲勞壽命；n為每組試驗件的樣本量；N50為正態(tài)母體中具有50%存活率的中值疲勞壽命。

采用式（1）、（2）、（3）、（4）分別計算加速環(huán)境-疲勞試樣、疲勞載荷試樣疲勞壽命的對數(shù)、期望、中值壽命、標準差、變異系數(shù)值，具體結果見表3、表4。各組試樣疲勞壽命的變異系數(shù)值均小于0.4，滿足95%置信度要求。

表3 加速環(huán)境-疲勞試樣疲勞壽命分析結果

表4 疲勞載荷試樣疲勞壽命分析結果

2.5 試驗結果評價

為了定量評定環(huán)境對試樣疲勞壽命的影響，采用式（5）計算各部位模擬結構試樣中值壽命的比值，計算結果見表5。其中以機身外表面為例，F(xiàn)5501—F5505的中值壽命為=63 511，F(xiàn)5506—F5510的中值壽命為=89 455，該部位試樣的中值壽命比值k=1.41。其他部位試樣的中值壽命比值計算方法相同。

表5 試樣疲勞中值壽命比值

將表5中的k值進行比對分析，如圖13所示。由式（5）可見，試樣的中值壽命比值k越大，說明環(huán)境對試樣的疲勞壽命影響越大。從圖11的條形圖可直觀地發(fā)現(xiàn)，各部位模擬結構試樣中值壽命比值k=1.2～2.5。其中環(huán)境對機身武器艙處的模擬結構試樣的疲勞壽命影響最大（k=2.36），對機身41框16長桁的模擬結構試樣的疲勞壽命影響最?。╧=1.27），外部環(huán)境作用部位（機身外表面、機身武器艙處）的模擬結構試樣中值壽命比值的均值為1.89，內(nèi)部環(huán)境作用部位（機身41框16長桁、中央翼下壁板、中外翼下壁板、中外翼Ⅱ號梁下壁板、平尾接頭、垂尾接頭）的模擬結構試樣中值壽命比值的均值為1.38。由此可見，外部環(huán)境較內(nèi)部環(huán)境對試樣疲勞壽命的影響較大。

3 結論

1）各部位模擬結構試樣經(jīng)10個周期的加速腐蝕試驗后，緊固件區(qū)域的涂層均發(fā)生了不同程度的腐蝕損傷，主要損傷形式有起泡、開裂、剝落、粉化及銹蝕，綜合老化等級在1～3級之間，但整體防護效果良好。其中中央翼下壁板、中外翼下壁板模擬結構試樣老化綜合等級最大（3級），且試樣表面的涂層在加速試驗3個周期后已經(jīng)發(fā)生腐蝕損傷，而機身41框16長桁模擬結構試樣老化綜合等級最?。?級）。

2）各部位模擬結構試樣中值壽命比值k=1.2～2.5，且試樣的中值壽命比值k越大，說明環(huán)境對試樣的疲勞壽命影響越大。因此環(huán)境對機身武器艙處的模擬結構試樣的疲勞壽命影響最大（k=2.36），對機身41框16長桁的模擬結構試樣的疲勞壽命影響最?。╧=1.27）。外部環(huán)境作用部位（機身外表面、機身武器艙處）的模擬結構試樣中值壽命比值的均值為1.89，內(nèi)部環(huán)境作用部位（機身41框16長桁、中央翼下壁板、中外翼下壁板、中外翼Ⅱ號梁下壁板、平尾接頭、垂尾接頭）的模擬結構試樣中值壽命比值的均值為1.38，可見外部環(huán)境較內(nèi)部環(huán)境對試樣疲勞壽命的影響較大。