飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)膠接修理前的原位表面處理技術(shù)研究

劉元海，邱實

（1.結(jié)構(gòu)腐蝕防護(hù)與控制航空科技重點實驗室，湖北 荊門 448035；2.中國特種飛行器研究所，湖北 荊門 448035）

環(huán)境效應(yīng)與防護(hù)

飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)膠接修理前的原位表面處理技術(shù)研究

劉元海1，2，邱實1，2

（1.結(jié)構(gòu)腐蝕防護(hù)與控制航空科技重點實驗室，湖北 荊門 448035；2.中國特種飛行器研究所，湖北 荊門 448035）

目的 形成一套工程實用的金屬飛機(jī)結(jié)構(gòu)膠接修理前的原位表面處理技術(shù)方法。方法 以典型鋁合金為基材，采用便攜式磷酸陽極化設(shè)備進(jìn)行原位表面處理技術(shù)及工藝研究，并進(jìn)行微觀形貌、能譜分析和楔子耐久性試驗對比驗證。結(jié)果 鋁合金原位磷酸陽極化處理膜層中的氧含量較高，膜層較厚，且呈蜂窩狀結(jié)構(gòu)，體現(xiàn)了優(yōu)良的抗腐蝕和耐久性。結(jié)論 提出的鋁合金結(jié)構(gòu)膠接修理前原位磷酸陽極化處理方法，可改善嚴(yán)酷環(huán)境下應(yīng)用情況的耐久性，其耐久性與傳統(tǒng)的槽式磷酸陽極化表面處理相當(dāng)。

膠接修理；原位表面處理；陽極氧化

鋁及其合金具有比強(qiáng)度高、質(zhì)量輕等優(yōu)點，已被廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域。鋁合金構(gòu)件裂紋或腐蝕損傷的修理通常采用機(jī)械連接或膠接修理，膠接具有成本低、結(jié)構(gòu)增重小、易成型、不產(chǎn)生新的應(yīng)力集中等優(yōu)點，在國內(nèi)外已開展大量研究,并得到廣泛應(yīng)用[1—10]。鋁合金結(jié)構(gòu)膠接修理前的表面處理是膠接修理過程中的關(guān)鍵步驟，表面處理質(zhì)量很大程度上決定了膠接成功與否，表面處理可以改變粘附體的物理和化學(xué)特性，提高膠粘劑與金屬表面的反應(yīng)活性，獲得良好的膠接效果，同時也提高界面粘附的抗老化能力，提高耐久穩(wěn)定性[11—13]。

對飛機(jī)鋁合金損傷結(jié)構(gòu)的膠接修理表面可采用不同的表面處理方法[14—15]。一般可分為機(jī)械物理方法和化學(xué)方法兩大類：用溶劑對鋁合金結(jié)構(gòu)表面的清洗和脫脂、砂紙和砂布打磨、噴砂及機(jī)械打磨等屬于第一類；鉻-硫酸浸蝕（即FPL或CAS法）、NaOH溶液浸蝕、HF Alodine氧化、糊狀酸浸蝕、有機(jī)硅烷表面處理、溶膠-凝膠處理和陽極氧化處理（包括SAA，CAA，PAA等）等方法屬于后一類。大量研究表明，磷酸陽極化是目前鋁合金膠接預(yù)處理中的最佳方法，其形成的磷酸氧化薄膜的多孔結(jié)構(gòu)特征保證了膠層與金屬表面的機(jī)械嚙合作用，而且磷酸氧化膜較強(qiáng)的憎水性將延緩膠層因水合作用導(dǎo)致的老化。通常采用的槽式磷酸陽極化工藝（Tank PAA）在某些情況下由于種種原因無法實施（如結(jié)構(gòu)部件不可拆卸、尺寸過大等），就必須采用原位局部表面處理技術(shù)方法來處理。

文中采用便攜式磷酸陽極化設(shè)備，開展了原位局部磷酸陽極化工藝研究，確定了一套完整的原位磷酸包容陽極化工藝流程，并通過與Alodine氧化處理、有機(jī)硅烷表面處理、槽式磷酸陽極化方法的對比，驗證了原位磷酸陽極氧化表面的膠接耐久性。

1 原位磷酸陽極化工藝研究

1.1 設(shè)備及原理

便攜式磷酸陽極化設(shè)備包括三部分：控制器，控制電路、電源、陽極化電壓、顯示及真空泵；流速控制器，由水、酸活門以及流速計組成；附件包，包括盛液瓶、電線、不銹鋼絲網(wǎng)、管接頭及各種軟管。原位局部磷酸陽極化基本原理是采用真空袋裝置，讓稀磷酸從待處理表面緩緩流過，以待修鋁合金構(gòu)件為陽極，不銹鋼絲網(wǎng)為陰極，加以10 V左右的直流電，在一定溫度下進(jìn)行表面處理，如圖1所示。

圖1 原位磷酸陽極化的工作原理Fig.1 Working principle of in-situ phosphoric acid anodizing

1.2 工藝對比試驗研究

原位磷酸陽極化的處理效果受到許多因素的影響，包括磷酸濃度、陽極化時間、磷酸流動速率、陽極化電壓及電流等。因此，試驗中選用 100 mm×100 mm×2 mm的2A12鋁合金板，通過調(diào)整相關(guān)影響參數(shù)進(jìn)行試驗，對膜層的微觀形貌進(jìn)行觀測，并借鑒能譜分析方法對膜層進(jìn)行了分析，如圖2、圖3所示。

圖2 原位磷酸陽極化的鋁合金表面形貌（10,000倍）Fig.2 Surface topography of in-situ phosphoric acid anodizing film(10,000 times)

經(jīng)對比分析可知，原位磷酸陽極化方法處理的鋁合金陽極化膜層表面在日光小角度照射下，可看到持續(xù)的紫色、藍(lán)色、綠色的光。在膜層的亞微觀形貌上，可以觀察到多孔的蜂窩狀結(jié)構(gòu)。陽極化膜層中的主要成分為鋁和氧，其他元素很少，且氧的含量較高，說明原位磷酸陽極化的氧化膜層較厚，耐蝕性較好。

圖3 原位磷酸陽極化工藝膜層能譜Fig.3 Energy spectrum analysis of in-situ phosphoric acid anodizing film

1.3 原位磷酸陽極化工藝

基于以上對比分析，形成了如圖4所示的原位磷酸陽極化工藝流程。

圖4 原位磷酸陽極化工藝流程Fig.4 Flow chart for in-situ phosphoric acid anodizing process

1）配制磷酸溶液。參考 GMI公司的 GILDA GL010設(shè)備所提出的磷酸溶液濃度要求（質(zhì)量分?jǐn)?shù)約為14%），將300 mL磷酸倒入2700 mL水中，并用玻璃棒攪拌，使盡快散熱。

2）清潔、研磨維修鋁合金基材表面。用丙酮清潔鋁合金表面，除去表面的灰塵、油和污物；用氧化鋁砂紙打磨表面，使鋁合金的表面光潔，不能有劃痕和任何的污染；用干凈的空氣吹凈表面的研磨顆粒，再用丙酮進(jìn)行擦洗；采用純凈水連續(xù)沖洗表面，直至表面形成連續(xù)水膜（無水珠），并至少保持30 s。

3）設(shè)備安裝及陽極氧化處理。把不銹鋼絲網(wǎng)和透氣材料剪裁成所需要陽極化部位的形狀和尺寸。在陽極氧化部位上，層層疊放透氣材料，確保超出陽極化部位每邊12.7 mm。在透氣材料上放上不銹鋼絲網(wǎng)，再在絲網(wǎng)上放置兩層透氣材料，邊緣與下面的透氣材料對齊。在透氣材料之間的邊緣放置酸液輸入管道，在另一邊透氣材料的邊緣之間放置真空輸出管道。剪裁兩塊比透氣材料較大的真空包裝膜，包好待處理部位。將電源負(fù)極連接到不銹鋼絲網(wǎng)上，電源正極連接到金屬鋁合金結(jié)構(gòu)上。在準(zhǔn)備好的設(shè)備容器中，倒入配制好的磷酸溶液。在另一瓶中裝滿水。用軟管將所有瓶子與部件和便攜式原位磷酸陽極化設(shè)備連接起來。連接好后，開通電源，設(shè)定參數(shù)，緩慢提高電壓至9.5～10 V后，保持20～25 min，然后自動沖洗，直到凈水瓶空了，程序結(jié)束。拆除裝置，用去離子水沖洗表面，干燥，最后檢查陽極氧化膜質(zhì)量。

2 原位表面處理方法耐久性評定

依據(jù)GJB 3383—1998《膠接耐久性試驗方法》中方法102——膠接耐久性楔子試驗方法，加工制備原位磷酸陽極化與Alodine表面處理、有機(jī)硅烷表面處理、槽式磷酸陽極化楔子裂紋擴(kuò)展試樣，開展楔子耐久性對比試驗。

2.1 試樣表面處理工藝

1）原位磷酸陽極化。采用研制的便攜式磷酸陽極化設(shè)備按1.3節(jié)的工藝流程對試樣表面進(jìn)行原位磷酸陽極化處理。

2）Alodine表面處理。對試樣表面進(jìn)行打磨、拋光，用脫脂棉蘸取丙酮，清理試樣表面的污物。試樣表面干燥以后用脫脂棉蘸取 Alodine 600溶液，均勻涂抹在試樣表面。2～3 min后試樣表面將呈現(xiàn)金黃色或黃褐色，使用干凈抹布或纖維素海綿擦去多余的溶液，20 min后用足量的去離子水清洗試樣表面。用干燥的抹布擦干表面，并讓表面在44～54 ℃下干燥20～35 min。

3）有機(jī)硅烷表面處理。對試樣表面進(jìn)行打磨、拋光，用脫脂棉蘸取丙酮，清理試樣表面的污物。試樣表面干燥以后用脫脂棉蘸取硅烷偶聯(lián)劑KH-560，均勻涂抹在試樣表面。20 min后將試樣放入烘箱表面在44～54 ℃下烘干待用。

4）槽式磷酸陽極化處理。按HB/Z 197—1991《結(jié)構(gòu)膠接鋁合金磷酸陽極化工藝規(guī)范》對試樣表面進(jìn)行磷酸陽極化處理。

2.2 試驗件制備

用 3 mm厚的 LY12CZ板材，加工成 150 mm×150 mm的鋁合金試板16塊，分成4組，分別用于原位磷酸陽極化、有機(jī)硅烷表面處理、Alodine氧化處理和槽式磷酸陽極化四種表面處理工藝。

在完成表面處理后，用聚酰胺改性的環(huán)氧樹脂類雙組分J-150型膠粘劑將鋁合金試板按圖5所示的尺寸制備膠接試板（非膠接區(qū)放置隔離膜），膠粘劑固化工藝為80 ℃×2 h+120 ℃×2 h，并在固化過程通過抽取真空保持膠接區(qū)域壓強(qiáng)為0.1 MPa的負(fù)壓，加熱加壓設(shè)備為的復(fù)合材料熱補(bǔ)儀。

將一塊膠接固化后的膠接試板冷卻至室溫后，按圖5、圖6所示和GJB 3383—98要求加工出5件膠接板材試件，共計有40件。將試件分成4組，分別用于原位磷酸陽極化、有機(jī)硅烷表面處理、Alodine氧化處理和槽式磷酸陽極化四種表面處理工藝耐久性性能的評定。

圖5 膠接試板及分切試樣Fig.5 Schematic diagram of bonded sample and split sample

圖6 楔子裂紋擴(kuò)展試樣Fig.6 Crack growth sample of wedge

2.3 試驗步驟

按GJB 3383—98要求在膠接板材試件中加入楔子，直到楔子頂端與試件平齊，如圖7所示。用放大鏡觀察試樣兩側(cè)初始裂紋長度a0，并記錄。剔除兩側(cè)初始裂紋長度相差5 mm的試件，初始裂紋長度過長的試件，每組試件留5件。將試件放入溫度為(55±3)℃，相對濕度為95%以上的濕熱箱，如圖8所示，記錄試件裂紋長度與時間的關(guān)系。

圖7 楔子裂紋擴(kuò)展試驗Fig.7 Schematic diagram of crack growth test of wedge

圖8 濕熱環(huán)境箱中的楔子裂紋擴(kuò)展Fig.8 Crack growth test of wedge in damp-heat environmental chamber

2.4 試驗結(jié)果與分析

每次平行選取5件試樣進(jìn)行檢查，計算每組試樣裂紋擴(kuò)展長度的均值a，結(jié)果見表1。四種不同表面處理工藝耐久性對比如圖9所示。

圖9 楔子耐久性試驗結(jié)果對比Fig.9 Comparative analysis of wedge durability test results

表1 楔子裂紋擴(kuò)展試驗數(shù)據(jù)Table 1 Crack growth test data of wedge mm

由試驗結(jié)果可以看出，原位磷酸陽極化、槽式磷酸陽極化、有機(jī)硅烷表面處理和Alodine氧化處理膠接板材試樣在壓入楔子后的平均初始裂紋長度分別為60.6，61.28，59.4，73.0 mm。顯然磷酸陽極化和硅烷膠接板材試樣較Alodine氧化處理膠接板材試樣具有更高的粘接強(qiáng)度。試驗22 h時，Alodine氧化處理膠接板材試樣的平均裂紋長度擴(kuò)展到75.8 mm，有機(jī)硅烷表面處理膠接板材試樣的平均裂紋長度擴(kuò)展到70.4 mm，原位磷酸陽極化和槽式磷酸陽極化處理膠接板材試樣的平均裂紋長度分別擴(kuò)展到67，66.2 mm。當(dāng)四種膠接板材試件的裂紋在溫濕交變試驗箱中不再擴(kuò)展時，原位磷酸陽極化、槽式磷酸陽極化、有機(jī)硅烷表面處理和Alodine氧化處理膠接板材試樣的平均裂紋長度分別為69，68，74，77 mm。顯然原位磷酸陽極化膠接板材試樣具有更好的耐久性，且與槽式磷酸陽極化耐久性相當(dāng)。

同時，分析試樣斷口，原位磷酸陽極化、槽式磷酸陽極化和有機(jī)硅烷表面處理膠接板材試樣膠層破壞類型大部分為內(nèi)聚破壞，僅少部分為粘附破壞；而Alodine氧化處理膠接板材的膠層破壞類型大部分均出現(xiàn)粘附破壞，可見，原位磷酸陽極化、槽式磷酸陽極化和有機(jī)硅烷表面處理粘接強(qiáng)度明顯優(yōu)于Alodine氧化處理。

3 結(jié)論

1）采用原位磷酸陽極化工藝處理的鋁合金結(jié)構(gòu)表面膜層中的氧含量較高，陽極化膜層較厚，體現(xiàn)了優(yōu)良的抗腐蝕和耐久性。同時，原位磷酸陽極化處理前，除了初始的機(jī)械打磨、清潔和準(zhǔn)備工作以外，幾乎所有陽極化處理過程自動化，其過程受外界環(huán)境和操作人員影響小，有利于獲得質(zhì)量更高的陽極氧化表面。

2）原位磷酸陽極化處理與 Alodine氧化、有機(jī)硅烷表面處理、槽式磷酸陽極化處理后楔子耐久性對比試驗結(jié)果表明，采用便攜式原位磷酸陽極化設(shè)備實施鋁合金基體膠接前表面處理后，可改善嚴(yán)酷環(huán)境下應(yīng)用情況的耐久性，其耐久性與傳統(tǒng)的槽式磷酸陽極化表面處理相當(dāng)。

[1] 中國航空研究院. 復(fù)合材料連接手冊[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 1994. China Aviation Research Institute. Composite Material Connection Manual[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 1994.

[2] BAKER A A. Repair of Cracked or Defective Metallic Aircraft Components with Advanced Fibre Composites[J]. Composites Structure, 1984, 2(2):153—234.

[3] WANG C H, ROSE L R F. A Crack Bridging Model for Bonded Plates Subjected to Tension and Bending[J]. International Journal of Solids and Structure, 1999, 36(13): 1985—2014.

[4] KEER L M, LIN C T, MURA T. Fracture Analysis of Adhesively Bonded Sheets[J]. Journal of Applied Mechanics, 1976, 43(4): 652—656.

[5] ROSE L R F. An Application of the Inclusion Analogy for Bonded Reinforcement[J]. International Journal of Solids and Structure, 1981, 17(8): 827—838.

[6] WANG C H, ROSE L R F. Bonded Repair of Cracks under Mixed Mode Loading[J]. International Journal of Solids and Structure, 1998, 35(21): 2749—2773.

[7] NABOULSI S, MALL S. Modeling of Cracked Metallic Structure with Bonded Composite Patch Using Three Layer Technique[J]. Composites Structure, 1996, 35(3): 295—308.

[8] 徐勝, 任三元, 魯國富. 腐蝕損傷結(jié)構(gòu)復(fù)合材料修補(bǔ)構(gòu)型優(yōu)選試驗研究[J]. 裝備環(huán)境工程, 2011, 8(4): 104—107. XU Sheng, REN San-yuan, LU Guo-fu. Experimental Research of Shape Selection of Composite Patch for Corroded Structure[J]. Equipment Environmental Engineering, 2011, 8(4): 104—107.

[9] 王遵, 張移山, 薛軍, 等. 復(fù)合材料膠接修理對含腐蝕損傷鋁板力學(xué)性能的影響[J]. 裝備環(huán)境工程, 2014, 11(6): 59—64. WANG Zun, ZHANG Yi-shan, XUE Jun, et al. Effects of Composite Patching on the Mechanical Properties of the Corroded Aluminum Plates[J]. Equipment Environmental Engineering, 2014, 11(6): 59—64.

[10] HEATHER R C. Response of Thin Stiffened Aluminum Cracked Panels Repaired with Bonded Composite Patches [D]. Ohio: Air Force Institute of Technology, 2001.

[11] 楊孚標(biāo), 肖加余. 鋁合金磷酸陽極化及膠接性能分析[J]. 材料工程, 2006, 2: 7—11. YANG Fu-biao, XIAO Jia-yu. The Phosp horic Acid Anodizing of Aluminum Alloys for Adhesive Bonding[J]. Material Engineering, 2006, 2: 7—11.

[12] 楊孚標(biāo), 肖加余, 曾竟成, 等. 鋁合金裂紋板的陽極化處理與復(fù)合材料補(bǔ)片膠接修理效果[J]. 材料工程, 2006(11): 13—21 . YANG Fu-biao, XIAO Jia-yu, ZENG Jing-cheng, et al. Anodizing Treatment and Its Effects on Properties of Cracked Aluminum Plates Repaired with Composite Patches[J]. Material Engineering, 2006(11): 13—21.

[13] 楊孚標(biāo), 肖加余, 曾竟成, 等. 陽極化處理對鋁合金表面粘接性能的影響[J]. 機(jī)械材料工程, 2006, 30(8): 52—56. YANG Fu-biao, XIAO Jia-yu, ZENG Jing-cheng, et al. The Effects of Anodizing of Aluminum Alloy on Its Adhesive Bonding[J]. Materials for Mechanical Engineering, 2006, 30(8): 52—56.

[14] KOZMAN L. Basic Process of Surface Preparation and Bond Formation of Adhesively Oined Aluminum[J]. Materials Science and Technology, 1987, 3(10): 860—874.

[15] ARNOTT D, RIDER A, MAZZA J. Surface Treatment and Repair Bonding[J]. Advances in the Bonded Composite Repair of Metallic Aircraft Structure, 2002, 1: 41—84.

In-situ Surface Treatment Technology Applied in Bonding-Repair of Aircraft Structure

LIU Yuan-hai1,2,QIU Shi1,2

(1.Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Structure Corrosion Prevention and Control, Jingmen 448035, China; 2.China Special Vehicle Research Institute, Jingmen 448035, China)

ObjectiveTo put forward a set of engineering available In-situ surface treatment methods for bonding-repair of aircraft structure.MethodsA portable phosphoric acid anodizing device was used to study in-situ surface treatment on typical aluminum alloy substrates, along with comparative study involving micro morphology analysis, energy spectrum analysis and durability test.ResultsThe film created by in-situ phosphoric acid anodized on aluminum alloy substrates showed a thick honeycomb structure, and was rich in oxygen, which were the signs of corrosion resistance and durability capacity.ConclusionsThe in-situ surface treatment method for bonding-repair of aluminum alloy structure could improve the durability of bonding-repair structure in harsh environments, and the durability was equal to that of the traditional Tank PAA.

bonding-repair; in-situ surface treatment; anode oxidation

10.7643/ issn.1672-9242.2016.03.022

TJ07

A

1672-9242(2016)03-0134-06

2016-01-22；

2016-03-08

Received：2016-01-22；Revised：2016-03-08

劉元海（1981—），男，湖北黃石人，碩士，高級工程師，主要研究方向為飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕防護(hù)與控制。

Biography：LIU Yuan-hai (1981—), Male, from Huangshi, Hubei, Master, Senior Engineer, Research focus : corrosion protection and control of aircraft structure.