基于電化學(xué)阻抗的直升機(jī)涂層日歷壽命評(píng)估方法

李健，吳云章，李伯舒，高延達(dá)

（1.陸軍航空兵研究所，北京101121；2.陸軍航空裝備引進(jìn)辦公室，北京100020）

裝備通用質(zhì)量特性及壽命評(píng)估

基于電化學(xué)阻抗的直升機(jī)涂層日歷壽命評(píng)估方法

李健1，吳云章1，李伯舒2，高延達(dá)1

（1.陸軍航空兵研究所，北京101121；2.陸軍航空裝備引進(jìn)辦公室，北京100020）

目的研究直升機(jī)涂層在使用過程中的日歷壽命評(píng)估方法。方法分析影響直升機(jī)涂層日歷壽命的主要因素，給出涂層日歷壽命分散性和差異性的原因，確定關(guān)鍵評(píng)估技術(shù)。以某型高原直升機(jī)涂層日歷壽命評(píng)估為例，開展8個(gè)周期的加速試驗(yàn)，選取電化學(xué)阻抗模值（|Z|f=0.1Hz）描述涂層性能退化失效過程。結(jié)果涂層電化學(xué)阻抗模值與加速周期滿足函數(shù)關(guān)系。結(jié)論應(yīng)力疲勞影響涂層性能退化，在環(huán)境因素和較高局部應(yīng)力共同作用下，涂層性能退化更明顯。該涂層性能不滿足6年高原日歷壽命。

涂層；日歷壽命；直升機(jī)；性能退化

直升機(jī)壽命一般指機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命，包括基于飛行使用載荷的疲勞壽命和基于腐蝕介質(zhì)環(huán)境作用的日歷壽命[1]。兩者缺一不可，以先到者確定直升機(jī)到壽。由直升機(jī)外場(chǎng)使用統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)知，翻修期和日歷壽命到壽時(shí)飛行疲勞壽命還有很大的余量。因此，直升機(jī)日歷壽命的評(píng)估至關(guān)重要。直升機(jī)處于腐蝕環(huán)境中，腐蝕因素多、耦合作用，很難有一套完整的日歷壽命理論和工程應(yīng)用方法。直升機(jī)金屬機(jī)件參照文獻(xiàn)[2]依據(jù)法拉第定律和金屬腐蝕影響因素給出的金屬腐蝕損傷日歷壽命計(jì)算公式進(jìn)行計(jì)算。

直升機(jī)機(jī)體鋁合金(LY12CZ)承力件不僅有表面陽極化膜、還涂有底漆或底漆加面漆(或膠)。涂層起到隔離環(huán)境介質(zhì)與基體金屬發(fā)生化學(xué)或電化學(xué)反應(yīng)的作用,只有涂層失效后,基體金屬才開始腐蝕。因此，直升機(jī)涂層日歷壽命[3]的研究非常有必要。

涂層對(duì)直升機(jī)結(jié)構(gòu)抵抗環(huán)境腐蝕有著舉足輕重的作用。涂層遭受太陽輻射、降水、氧及離子等環(huán)境因素和力學(xué)載荷的作用，周期性的濕熱使其在金屬表面周期性的收縮或膨脹而發(fā)生疲勞。界面處的水分子進(jìn)入涂層/金屬界面、金屬內(nèi)部，導(dǎo)致涂層附著力的持續(xù)降低，涂層性能退化、脫落失效，導(dǎo)致金屬基體腐蝕，最終導(dǎo)致結(jié)構(gòu)腐蝕失效。

直升機(jī)涂層外場(chǎng)服役環(huán)境失效周期長(zhǎng)、過程復(fù)雜，很難通過現(xiàn)場(chǎng)跟蹤試驗(yàn)開展研究。文中探討直升機(jī)涂層日歷壽命及評(píng)估關(guān)鍵技術(shù)，以高原環(huán)境直升機(jī)涂層日歷壽命為例，以涂層的特定頻率電化學(xué)阻抗模值為參數(shù)實(shí)現(xiàn)直升機(jī)涂層性能退化、日歷壽命評(píng)定技術(shù)。

1 直升機(jī)涂層日歷壽命評(píng)估的關(guān)鍵技術(shù)

圖1 直升機(jī)涂層日歷壽命與直升機(jī)日歷壽命的關(guān)系

直升機(jī)涂層和金屬機(jī)件在實(shí)際使用過程中經(jīng)歷的停放/使用環(huán)境相同，很難根據(jù)外場(chǎng)和目視直接判斷涂層的日歷壽命。因此，與金屬腐蝕日歷壽命[4]相似需解決以下三個(gè)技術(shù)參數(shù)和相關(guān)的技術(shù)內(nèi)容及解決方法：涂層性能退化容限D(zhuǎn)C；使用環(huán)境譜；性能退化曲線。

影響其日歷壽命的腐蝕介質(zhì)成分也很多，如圖2所示。直升機(jī)日歷壽命問題面臨著長(zhǎng)周期、多區(qū)域、多因素耦合作用，屬于多學(xué)科多部門共同完成的復(fù)雜系統(tǒng)工程[5]。目前國(guó)內(nèi)外常用的方法是把復(fù)雜環(huán)境下的諸多腐蝕介質(zhì)成分簡(jiǎn)化成很少的幾種介質(zhì)成分，或用少數(shù)介質(zhì)成分代替，進(jìn)行日歷壽命試驗(yàn)[6—7]。

圖2 環(huán)境對(duì)直升機(jī)日歷壽命的作用

2 直升機(jī)涂層日歷壽命評(píng)估方法

2.1 涂層腐蝕的失效判據(jù)

涂層腐蝕的失效判據(jù)：涂層破裂，使金屬本體裸露；涂層表面大面積起泡，起泡處在正常環(huán)境下不能恢復(fù)原狀；電化學(xué)阻抗譜（EIS）測(cè)試技術(shù)量化評(píng)估涂層性能退化失效過程[8]。

基于外場(chǎng)目視的前兩種判據(jù)不能定量地描述涂層的失效。文獻(xiàn)[9—10]給出了涂層失效判據(jù)的研究結(jié)果，在戶外暴露或戶內(nèi)加速試驗(yàn)過程中涂層試樣特定頻率電化學(xué)阻抗模值|Z|f=0.1Hz小于3×106?時(shí)（該鋁合金基材的阻抗模值），鋁合金已經(jīng)開始腐蝕，由此認(rèn)定|Z|f=0.1Hz＜3×106?為有機(jī)涂層開始失效的判據(jù)。

2.2 環(huán)境譜

直升機(jī)涂層與機(jī)體共同處于相同的環(huán)境中，其日歷壽命包括地面停放時(shí)間和空中飛行時(shí)間，且地面停放時(shí)間小于總壽命時(shí)間的97%，直升機(jī)平時(shí)飛行高度為離地1000～2000 m，只有少數(shù)極限條件接近6000 m。因此，空中飛行環(huán)境與地面停放環(huán)境，除了應(yīng)力作用外，腐蝕環(huán)境因素基本接近，作用1個(gè)周期約相當(dāng)于外場(chǎng)實(shí)際暴露1年。根據(jù)高原機(jī)場(chǎng)環(huán)境數(shù)據(jù)[11—12]，借鑒當(dāng)量加速關(guān)系，針對(duì)CASS譜中的溫度模塊和紫外模塊進(jìn)行修正。

1）溫度交變?cè)囼?yàn)譜。拉薩自然環(huán)境試驗(yàn)站近5年觀測(cè)的最高氣溫為32.0℃，最低氣溫為－20.0℃。按照GJB 150和實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)設(shè)置，溫度交變子試驗(yàn)的最高溫度設(shè)置為35℃，保溫2 h，最低溫度設(shè)置為－20℃，保溫2 h。

2）紫外照射試驗(yàn)譜。針對(duì)直升機(jī)機(jī)身下表面蒙皮和槳葉上表面紫外輻射量，先確定拉薩地區(qū)年均紫外輻射量，通過相似比例的方法確定有效作用于蒙皮的紫外輻射量，并與輻射箱轉(zhuǎn)換計(jì)算，得到試驗(yàn)紫外線輻射譜：輻照強(qiáng)度Q=(60±10)W/m2，溫度t= (55±10)℃，時(shí)間為192 h。

3）周期浸潤(rùn)試驗(yàn)譜。周期浸潤(rùn)試驗(yàn)譜由“當(dāng)量折算法”確定[6,13]，并根據(jù)拉薩地區(qū)實(shí)際環(huán)境中大氣污染物含量實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)和作用時(shí)間對(duì)GJB 150周期浸潤(rùn)模塊進(jìn)行修正。得到該機(jī)場(chǎng)條件下的周期浸潤(rùn)試驗(yàn)譜。

4）疲勞試驗(yàn)譜。軸向恒幅試驗(yàn)載荷應(yīng)力水平需要根據(jù)直升機(jī)實(shí)際服役受力狀態(tài)確定，通過關(guān)鍵部位使用1年對(duì)應(yīng)的應(yīng)力譜向最大應(yīng)力水平進(jìn)行當(dāng)量折算。某進(jìn)口型直升機(jī)蒙皮應(yīng)力水平參考國(guó)內(nèi)同類型直升機(jī)設(shè)計(jì)水平和美國(guó)F-18飛機(jī)設(shè)計(jì)疲勞試驗(yàn)，應(yīng)力水平定為（σmax，σmin）=（110，20）MPa，作用次數(shù)依據(jù)直升機(jī)年平均起落次數(shù)為500次。

最終確定蒙皮室內(nèi)加速譜見表1。旋翼實(shí)際飛行過程中面臨著揮舞、擺振、變距等問題，槳葉的疲勞應(yīng)力及三維狀態(tài)難以測(cè)算，試驗(yàn)也難以模擬其空中飛行狀態(tài)。文中去掉疲勞試驗(yàn)?zāi)K，考察其性能退化規(guī)律，得槳葉室內(nèi)加速譜見表2。

表1 蒙皮高原環(huán)境實(shí)驗(yàn)室加速試驗(yàn)譜

表2 槳葉高原環(huán)境實(shí)驗(yàn)室加速試驗(yàn)譜

2.3 試驗(yàn)件制作

蒙皮試驗(yàn)件選擇直升機(jī)常用材料LY12CZ進(jìn)行表面陽極化，噴涂鋅黃環(huán)氧底漆H06-2+丙烯酸聚氨酯漆SB04-1涂層，按照“蒙皮+鉚釘”和“蒙皮+螺釘”進(jìn)行裝配，共3件，如圖3所示。槳葉試驗(yàn)件采用未使用的槳葉后段件，沿槳葉長(zhǎng)度方向截取130 mm，寬度方向140 mm（從葉尖開始）的試驗(yàn)段，按實(shí)際工藝進(jìn)行噴漆，共3件，如圖4所示。

圖3 蒙皮試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)

圖4 截?cái)鄻~試驗(yàn)件

3 直升機(jī)涂層日歷壽命試驗(yàn)

委托北京航空材料研究院進(jìn)行試驗(yàn)件試驗(yàn)、測(cè)試[12,14—15]，在外場(chǎng)可觀測(cè)到腐蝕產(chǎn)物和起泡、開裂、剝落、基體腐蝕、失光、粉化、泛金等現(xiàn)象?？刹捎肗ikon D50數(shù)碼相機(jī)在熒光燈下對(duì)試驗(yàn)件表面的宏觀腐蝕現(xiàn)象進(jìn)行拍照記錄，如圖5所示。在看到此現(xiàn)象之前，涂層性能已經(jīng)發(fā)生老化失效，使用Princeton Applied Research Model 273A恒電位儀和Signal Recovery 5210鎖相放大器進(jìn)行電化學(xué)阻抗測(cè)試。

圖5 蒙皮試驗(yàn)件上表面連接部位腐蝕照片

在經(jīng)歷1～8個(gè)周期加速試驗(yàn)后，蒙皮試驗(yàn)件螺釘區(qū)域的特定頻率（0.1 Hz）電化學(xué)阻抗模值見表3；鉚釘中間區(qū)域特定頻率電化學(xué)阻抗模值見表4。與原始情況相比，涂層的電化學(xué)阻抗模值均有大幅度下降。與螺釘結(jié)構(gòu)的情況相比，鉚釘結(jié)構(gòu)有機(jī)涂層電化學(xué)阻抗模值有明顯的下降，且下降幅度較大。在環(huán)境因素和較高的局部應(yīng)力共同作用下，涂層性能退化更為明顯。3#試驗(yàn)件涂層性能在第6個(gè)周期結(jié)束時(shí)，接近電化學(xué)阻抗模值失效判據(jù)；第8個(gè)周期結(jié)束時(shí)，低于失效判據(jù)一個(gè)數(shù)量級(jí)，完全失效。取表3和表4中特定頻率電化學(xué)阻抗模值作為衡量指標(biāo)，通過擬合分析知，ln|Z|f=0.1Hz與加速周期T呈現(xiàn)線性關(guān)系，擬合函數(shù)為：

表3 蒙皮試驗(yàn)件上表面螺釘區(qū)域特定頻率電化學(xué)阻抗模值

表4 蒙皮試驗(yàn)件上表面鉚釘區(qū)域特定頻率電化學(xué)阻抗模值

槳葉后段件試驗(yàn)件的電化學(xué)阻抗模值見表5；在經(jīng)過8個(gè)周期的溫度交變、紫外輻射和周期浸潤(rùn)試驗(yàn)，其防護(hù)性能未發(fā)生顯著降低。8個(gè)周期后性能指標(biāo)僅降低一個(gè)數(shù)量級(jí)。

表5 槳葉后段件試驗(yàn)件上表面特定頻率電化學(xué)阻抗模值

取表5特定頻率電化學(xué)阻抗模值作為衡量指標(biāo)，通過擬合分析知，ln|Z|f=0.1Hz與加速周期T呈現(xiàn)線性關(guān)系，擬合函數(shù)為：

式（2）反應(yīng)了涂層未加疲勞試驗(yàn)的性能退化規(guī)律，與式（1）相比，斜率明顯小很多，數(shù)據(jù)退化緩慢。表明環(huán)境因素和應(yīng)力疲勞共同作用對(duì)涂層性能、日歷壽命影響更大。

4 結(jié)論

1）給出了直升機(jī)涂層日歷壽命評(píng)估的關(guān)鍵技術(shù)。涂層在制備和加速試驗(yàn)過程中均表現(xiàn)出分散性，涂層的日歷壽命也具有分散性。

2）針對(duì)直升機(jī)涂層開展日歷壽命評(píng)估研究，以某高原直升機(jī)為例，開展評(píng)估對(duì)比試驗(yàn)。應(yīng)力疲勞對(duì)涂層性能影響大。在環(huán)境因素和較高的局部應(yīng)力共同作用下，涂層性能退化明顯。

3）電化學(xué)阻抗模值與加速老化周期之間滿足函數(shù)關(guān)系，即涂層的性能退化曲線可以用函數(shù)式進(jìn)行表達(dá)。

4）依據(jù)涂層電化學(xué)阻抗模值，該直升機(jī)涂層在高原區(qū)域的日歷壽命為6～8年。為安全起見，應(yīng)取6年進(jìn)行控制。

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Estimate Method for Calendar Life of Helicopter′s Coating Based on Electrochemical Impedance

LI Jian1,WU Yun-zhang1,LI Bo-shu2,GAO Yan-da1
(1.Army Aviation Research Institute,Beijing 101121,China; 2.Army Aviation Equipment Import Office,Beijing 100020,China)

ObjectiveTo study the estimate method for calendar life of helicoper’s coating during application.MethodsThe main factors affecting calendar life of helicopter’s coating were analyzed.The reasons for dispersibility and difference of the coating were given.The key estimate technology was determined.The assessment on the calendar life of a plateau helicoper’s coating was taken as an example to carry out 8 cycles of accelerated testing to select electrochemical impedance modulus(|Z|f=0.1Hz)to describe the performance degradation process of the coating.ResultsElectrochemical impedance modulus and accelerating cycles met the function relationshipConclusionsStress fatigue affects the performance degradation of coating.Under the combined action of the environmental factors and higher local stress,the performance degradation of coating is obvious.This coating’s performance does not satisfy the 6 years of calendar life in the Plateau’s Parking Environment.

coating;calendar life;helicopter;performance degradation

10.7643/issn.1672-9242.2017.07.016

TJ85；TG174.4

A

1672-9242(2017)07-0079-04

2017-04-26；

2017-05-17

李?。?974—），男，北京人，碩士，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)橹鄙龣C(jī)日歷壽命和可靠性等。