某型飛機典型連接結構防腐蝕密封改進及驗證

張幸，何衛(wèi)平，張登（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）

某型飛機典型連接結構防腐蝕密封改進及驗證

張幸，何衛(wèi)平，張登
（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）

目的 研究某型飛機典型連接結構防腐蝕密封改進方法。方法 針對飛機典型連接結構的密封劑失效問題提出改進密封工藝和密封結構形式兩種方案，并采用實驗室加速環(huán)境譜進行試驗驗證研究，以獲得解決密封劑失效問題的途徑。結果 密封劑固化時間由48 h延長至168 h后，典型連接試驗件的初始開裂時間由試驗1循環(huán)延遲至5循環(huán)，降低了涂層開裂程度。采用局部密封設計后，試驗件的初始腐蝕時間從試驗1循環(huán)延遲至10循環(huán)，試驗件外表面螺釘均產生紅棕色銹蝕。結論 采用局部密封設計形式和將密封劑固化時間由48 h延長至168 h可以有效解決某型飛機典型連接結構現有設計中的密封劑失效問題。

連接結構；防腐蝕；密封

海軍飛機結構的腐蝕/損傷涉及多種類型、多種結構/部位，其中緊固件連接部位接觸腐蝕和縫隙腐蝕、防護層局部失效就是典型腐蝕失效形式之一。機械緊固連接件是飛機結構中典型的關鍵性部件之一，其使用壽命直接影響結構的安全性和可靠性。特別是對于在海洋環(huán)境下服役的飛機，長期遭受潮濕空氣、海水和鹽霧等惡劣環(huán)境的影響，在使用環(huán)境與載荷環(huán)境的交互或協同作用下，疲勞裂紋往往從應力集中處萌生和擴展，從而導致結構的疲勞破壞。飛機連接結構件的緊固件區(qū)域是易腐蝕部位，高空低溫飛行時結構承受交變載荷，緊固件區(qū)域涂層體系易出現開裂傾向，鹽霧等腐蝕性氣體或介質易侵入緊固件區(qū)域的縫隙導致腐蝕產生[1—5]。嚴重的腐蝕會大幅增加飛機的腐蝕維護費用[6—7]。

文中主要針對飛機典型連接結構的密封劑失效問題提出了改進密封工藝和密封結構形式兩種方案，并采用實驗室加速環(huán)境譜進行試驗驗證研究，以獲得解決密封劑失效問題的途徑，提高飛機的使用安全性，降低飛機的使用維護費用。

1　試驗材料及試驗方法

1.1試驗材料

按某型飛機典型結構及表面防護體系設計和制備典型連接試驗件，如圖1所示。試驗件材料為7B04鋁合金，尺寸為380 mm×180 mm×3 mm，表面處理為硫酸陽極化和重鉻酸鹽填充，表面防護體系為2層TB06-9底漆+1層TS70-60灰色磁漆。緊固件連接部位的防腐蝕密封設計方法為：緊固件涂底漆濕裝配，中間搭接板上進行表面處理+底漆+密封劑+面漆。

圖1　典型連接件結構Fig.1 Typical assembly structure

1.2試驗環(huán)境譜

以美國海軍驗證、評估飛機結構防護體系性能的加速試驗環(huán)境譜為基礎，參考國內飛機典型模擬件加速試驗環(huán)境譜編制方法[8—10]，針對飛機的服役環(huán)境及使用模式特點，對基本試驗環(huán)境譜進行適當的剪裁，編制了加速試驗環(huán)境譜，如圖2所示。加速試驗環(huán)境譜含濕熱、紫外、低氣壓、熱沖擊、低溫疲勞和鹽霧試驗6個模塊。不同典型模擬件的低溫疲勞試驗橫幅載荷見表1。

圖2　加速試驗環(huán)境譜Fig.2 Accelerated corrosion environment spectrum

表1　低溫疲勞試驗恒幅載荷Table 1 The load of low-temperature fatigue test

2　失效狀況及原因分析

典型連接試驗件的密封設計形式為全局密封，密封劑固化時間為48 h。典型連接件在實驗室加速環(huán)境下完成第1個循環(huán)試驗后，試驗件的防護體系發(fā)生了開裂現象，如圖3所示?？梢钥吹?，試驗件的中間搭接板的緊固件周圍產生多處裂紋，裂紋長度超過10 mm，所有裂紋都起源于緊固件周圍，而非連接部位的涂層則無裂紋產生。

鑒于典型連接結構試驗件的防護體系發(fā)生開裂現象，前期項目組對失效原因進行了分析，并開展了防護體系中面漆的驗證和結構形式及密封劑的驗證，根據試驗結果初步斷定防護體系的開裂受試驗件結構形式、防護體系的類型和密封劑種類等因素的影響。剝開試驗件表面局部開裂涂層，采用三維體視顯微鏡對涂層體系下面的密封劑層進行微觀檢測，密封劑層的微觀形貌如圖4所示。由圖4可知，防護體系下的密封劑層開裂，因此可以初步斷定試驗件表面防護體系的開裂是由于密封劑層的開裂引起。

圖3　典型連接件實驗前和試驗1循環(huán)后的外觀形貌Fig.3 The appearance of typical assembly structure before and after 1 cycle of test

圖4　密封劑開裂形貌Fig.4 The cracking morphology of sealant

為了進一步確定防護體系失效的原因，提出了更改密封劑種類和結構密封設計形式等改進方案[1]。文中主要針對典型連接件密封劑失效的改進方案，采用能模擬飛機實際服役環(huán)境的實驗室加速環(huán)境譜進行試驗驗證研究，以獲得解決密封劑失效問題的途徑，提高飛機的使用安全性。

3　改進措施及試驗驗證結果

3.1密封工藝驗證結果

密封工藝對密封質量起著非常重要的作用，密封時的溫度、濕度、涂密封劑前的準備工作、清潔工作和密封劑固化時間都會影響密封質量的好壞。針對連接結構涂層開裂現象，重新設計制備試驗件，將密封劑固化時間由48 h調整為168 h，并在實驗室加速試驗環(huán)境譜下開展試驗。新加工試驗件在試驗5循環(huán)后緊固件周圍涂層出現開裂現象，開裂程度較為輕微，試驗結果如圖5所示。密封劑工藝驗證試驗結果表明，延長密封劑固化時間能一定程度改善涂層的抗開裂性能，典型連接試驗件的初始開裂時間由試驗1循環(huán)延遲至5循環(huán)，減小了涂層開裂程度。

圖5　典型連接件實驗前和試驗5循環(huán)后的外觀形貌Fig.5 The appearance of typical assembly structure before and after 5 cycles of test

3.2密封劑類型和密封結構形式驗證結果

為了考察密封劑性能及密封形式，采取相同的試驗件及密封工藝，將HM-109密封劑更改為國外相同功能的密封劑。同時參考國外F18飛機的密封設計形式，更改結構密封設計，將原設計的搭接板貼合面全部刷涂一層密封劑，更改為僅在緊固件頭部刷涂密封劑（如圖6所示），考察密封設計的合理性。

密封劑和密封結構形式驗證結果如圖7—10所示。試驗前形貌如圖7所示，開展5個循環(huán)試驗后，刷涂國內、國外密封劑的試件都沒有開裂（如圖8所示）。試驗10循環(huán)后，刷涂國內密封劑的試驗件內表面螺釘開始出現銹蝕，刷涂國外密封劑的試驗件未發(fā)生腐蝕/失效現象（如圖9所示）。試驗20循環(huán)后，刷涂國內和國外密封劑的試驗件外表面螺釘均產生銹蝕，刷涂國內密封劑的試件內表面緊固件產生銹蝕，緊固件區(qū)域局部涂層脫落（如圖10所示）。試驗26循環(huán)后，刷涂國外密封劑的試件外表面涂層有少量鼓泡、內表面緊固件只產生很輕微的銹蝕；刷涂國內密封劑的試件外表面涂層有少量鼓泡、銹蝕，內表面緊固件區(qū)域涂層開裂、剝落，緊固件產生銹蝕；未刷涂面漆的試驗件外表面鼓泡嚴重（如圖11所示）。試驗結果表明，與原設計的全局密封形式比較，采用局部密封設計的試驗件涂層未開裂，局部密封設計可以有效解決現有設計中密封劑的失效問題。搭接板貼合面噴涂底漆后，先刷涂密封劑，再噴涂面漆，會影響底漆與面漆之間的結合力，密封膠的開裂導致表面漆層的開裂，因此通過更改密封設計方案（只在緊固件頭部刷涂密封劑）后，搭接板貼合面的底漆和面漆之間的結合力更佳，有效解決了涂層開裂問題。

圖6　全密封和局部密封形式Fig.6 The forms of local and entire sealing design

圖7　密封劑和密封結構形式驗證試件試驗前形貌Fig.7 Morphologies of sealant and sealing structure form validating specimens before accelerated test

圖8　密封劑和密封結構形式驗證件試驗5個循環(huán)后形貌Fig.8 Morphologies of sealant and sealing structure form validating specimens after 5 cycles of test

圖9　密封劑和密封結構形式驗證件試驗10個循環(huán)后形貌Fig.9 Morphologies of sealant and sealing structure form validating specimens after 10 cycles of test

圖10　密封劑和密封結構形式驗證件試驗20個循環(huán)后形貌Fig.10 Morphologies of sealant and sealing structure form validating specimens after 20 cycles of test

圖11　密封劑和密封結構形式驗證件試驗26個循環(huán)后形貌Fig.11 Morphologies of sealant and sealing structure form validating specimens after 26 cycles of test

4　結論

1）密封劑固化時間由48 h延長至168 h可以一定程度上改善緊固件連接結構涂層的密封開裂問題。

2）針對某型飛機現有設計中密封劑的失效問題，可以采用局部密封設計形式、更換密封劑種類和將固化劑固化時間延長至168 h的方法解決。

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Improvement and Validation about Anti-corrosion Sealing of Typical Assembly Structure of a Certain Aircraft

ZHANG Xing，HE Wei-ping，ZHANG Deng
（Structure Corrosion Protection and Control of Aviation Science and Technology Key Laboratory，China Special Vehicle Reach Institute，Jingmen 448035，China）

Objective To study method for improving anti-corrosion sealing of typical assembly structure of a certain aircraft.Methods Two schemes were put forward to improve the sealing process and the sealing structure form aiming at the sealant failure problem of typical assembly structure of the aircraft.The two schemes were then validated by carrying out accelerated corrosion test using the typical accelerated corrosion environment spectrum in the laboratory, in order to achieve to solution to the sealant failure problem.Results The crack initiation time of typical assembly structure was deferred from 1 cycle to 5 cycles of the accelerated test and the extent of coating cracking decreased when the curing time of sealant prolonged from 48 h to 168 h.The corrosion/failure initiation time of typical assembly structure using the local sealing design was deferred from 1 cycle to 10 cycles of the accelerated test,and red-brown rust appeared on the outer exterior of the sample.Conclusion Using the form of local sealing design and prolonging the curing time of sealant from 48 h to 168 h could effectively resolve the existing sealant failure problem of typical assembly structure of the aircraft.

assembly structure；anti-corrosion；sealing

2015-10-21；Revised：2015-12-16

10.7643/issn.1672-9242.2016.01.005

TJ07；TG174

A

1672－9242（2016）01－0024-05

2015-10-21；

2015-12-16

張幸（1984—），女，湖南瀏陽人，碩士，工程師，主要研究方向為飛機結構腐蝕防護與控制。

Biography：ZHANG Xing（1984—），Female，from Liuyang，Hubei，Master，Engineer，Research focus：corrosion protection and control of aircraft structure.