密封組合形式對結(jié)構(gòu)密封性能影響研究

趙連紅，劉成臣，何衛(wèi)平，王浩偉

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

XM 系列聚硫密封劑由于較好的性能在飛行器上廣泛運用，比如飛機結(jié)構(gòu)部位中鉚接、焊接和螺紋接頭、儀表等密封部位[1-2]，飛機結(jié)構(gòu)部位的密封設(shè)計往往與裝配形式、密封劑涂覆形式和密封形式有關(guān)[3-4]，如何通過選取正確的密封組合形式來提高飛機結(jié)構(gòu)的密封性能是急需解決的一個問題。在高濕高熱強紫外海洋環(huán)境下[5]，密封組合形式選用不當往往造成飛機在首翻期之前就出現(xiàn)油箱滲油、氣密區(qū)泄漏等諸多問題，嚴重影響飛機出勤率的同時，給飛機飛行也帶來了嚴重的安全隱患。為解決飛機結(jié)構(gòu)密封性能問題，不少學(xué)者從密封劑性能[6-8]、密封劑工藝[9-12]以及密封劑老化研究方面作了研究，為密封劑有效性和可靠性找到了重要的評價方法。

文中針對飛機不同密封部位結(jié)構(gòu)及受載特點，從影響結(jié)構(gòu)密封性能的三個方面，即結(jié)構(gòu)密封形式、結(jié)構(gòu)裝配形式、結(jié)構(gòu)密封劑涂覆形式等，開展影響結(jié)構(gòu)密封性能的試驗研究。目的在于提高飛機密封結(jié)構(gòu)密封性能，同時為工程技術(shù)人員在飛機結(jié)構(gòu)密封設(shè)計過程中提供參考和借鑒[13-15]。

1 試驗

1.1 試驗件

試驗采用硫化密封劑 XM22，試驗件為鉚接試樣，試驗件尺寸為221 mm×70 mm×205 mm。其材料為常用的LY12-T4鋁合金材料，鉚釘牌號為HB6306-5。其表面處理采用硫酸陽極，采用S06-1010H底漆涂層體系，見表1。按照密封劑施工工藝規(guī)范和設(shè)計規(guī)范加工試驗件，試驗件如圖1所示。

表1 密封性能試驗件清單

1.2 密封組合形式

開展密封性能試驗，分別從密封形式、裝配形式、涂覆形式開展密封性能研究。其中，密封形式分為貼合面密封和未貼合面密封，裝配形式分為干涉裝配和濕裝配，涂覆形式分為部分涂覆和全涂覆。

1）貼合面密封指在結(jié)構(gòu)與結(jié)構(gòu)貼合面之間采用密封劑或者膠膜消除結(jié)構(gòu)與結(jié)構(gòu)之間縫隙，達到防止電解液積聚、預(yù)防和控制貼合面腐蝕的目的。

2）裝配形式。干涉裝配指連接結(jié)構(gòu)采用過盈配合安裝裝配的，具有自身密封作用；濕裝配指連接結(jié)構(gòu)采用間隙配合安裝的同時連接孔與緊固件之間采用密封劑密封。

3）涂覆形式。部分涂覆針對緊固件連接結(jié)構(gòu)形式采用密封劑封包處理，全涂覆指緊固件連接結(jié)構(gòu)表面全部采用密封劑密封。

結(jié)構(gòu)典型密封形式如圖2所示，密封性能試驗件清單見表2。

1.3 試驗設(shè)備

試驗所用主要設(shè)備為疲勞試驗機，其量程為250 kN。設(shè)備指標：載荷精度為示值的±0.5%，試驗速度為(0.0005～500)mm/min，速度精度為±0.1%，位置精度為示值的±0.1%或者0.01 mm，位置顯示分辨率0.001 mm。

1.4 載荷大小

密封性能試驗在（25±5）℃，RH為 30%～60%的條件下開展。試驗的加載頻率 f=2 Hz，應(yīng)力比R=0.1，試驗載荷最大名義應(yīng)力 σmax1=80 MPa，σmax2=200 MPa，采用等幅正弦波形式，加載次數(shù)均為20 000次。

1.5 試驗步驟

試驗件制備完畢后，對試驗件進行外觀檢測，剔除表面有損傷的試驗件。按照按GJB 1997—1994《金屬材料軸向腐蝕疲勞試驗方法》第5部分第5.4條試驗程序開展密封性能試驗，高應(yīng)力永久密封部位試驗件的載荷大小為 σmax2，間隙裝配常拆卸密封部位試驗件的載荷大小為 σmax1。試驗件加載形式如圖 3所示，采用密封盒為試驗件提供燃油浸泡環(huán)境，確保試驗件在載荷試驗過程中其密封部位始終浸泡在燃油中。按照加載要求完成試驗后，清洗試驗件表面油污，然后在標準大氣條件溫度 15～35 ℃和相對濕度不高于50%的條件下干燥試驗件24 h，放在干燥器皿中短期保存（不應(yīng)造成二次污染），等待檢驗。檢查記錄試驗件外表有無破壞損傷，主要對試驗件對縫處、密封劑邊緣處等部位進行檢查。解剖拆卸試驗件，檢查試驗件內(nèi)部密封部位有無滲油現(xiàn)象。

表2 密封性能試驗件清單

2 結(jié)果與討論

2.1 涂覆形式對于密封性能影響

試驗考察涂覆形式對于密封性能的影響，涂覆形式分為全涂覆和部分涂覆兩種形式，有40件全涂覆和40件部分涂覆。涂覆形式分別與裝配形式和密封形式組成8種結(jié)構(gòu)密封組合方式，見表2。經(jīng)過密封性能試驗后，通過試驗件外觀檢測，保持裝配形式和密封形式一致的情況下，分別比較全涂覆和部分涂覆對密封性能影響。試驗結(jié)果表明：在2種應(yīng)力水平作用下，采用部分涂覆、未貼合面密封、濕裝配的形式與采用全涂覆、未貼合面密封、濕裝配形式的對比，部分涂覆試驗件均沒有出現(xiàn)密封膠邊緣剝離的情況，而全涂覆試驗件中有6件密封劑邊緣出現(xiàn)剝離，程度較輕。剝離原因在于密封膠全涂覆易導(dǎo)致試驗件密封部位膠膜厚薄不一致，致使試驗件表面膠膜單位面積內(nèi)受載不均，從而導(dǎo)致密封膠膜發(fā)生剝離現(xiàn)象，如圖4所示。

2.2 裝配形式對于密封性能影響

裝配形式分為干涉裝配和濕裝配兩種，其中裝配形式分別與密封形式和涂覆形式組成8種組合形式。試驗結(jié)束后保持密封形式和涂覆形式一致，分別比較干涉裝配和濕裝配對密封性能的影響。試驗結(jié)果表明，在高應(yīng)力水平下，采用部分涂覆、未貼合面密封、濕裝配組合形式中有 5件試驗件在解剖后內(nèi)部密封部位出現(xiàn)滲漏。在低應(yīng)力水平下，試驗件膠膜未出現(xiàn)破壞損傷和滲漏現(xiàn)象。分析其滲漏原因在于：試驗件在高應(yīng)力水平下，鉚釘與試驗件間隙內(nèi)密封膠受力變形大，導(dǎo)致鉚釘頭部密封膠變形剝離形成滲漏源，從而導(dǎo)致滲漏現(xiàn)象發(fā)生，如圖5所示。其余試驗件完好，無損傷破壞和滲漏現(xiàn)象。

2.3 密封形式對于密封性能影響

密封形式分為貼合面密封和未貼合面密封兩種形式，其中貼合面密封分別與裝配形式、涂覆形式組成8種組合方式。試驗結(jié)束后保持裝配形式和涂覆形式一致的情況下，分別對比貼合面密封和未貼合面密封對于密封性能的影響。實驗結(jié)果表明：在2種不同應(yīng)力水平作用下，未采用貼合面密封的試驗件都有不同程度的密封膠剝離和滲漏現(xiàn)象，如圖6所示。采用貼合面密封的試驗件中僅有2件出現(xiàn)密封膠膜剝離，無滲漏現(xiàn)象發(fā)生。試驗結(jié)果說明貼合面密封能有效提高結(jié)構(gòu)的密封性能。

3 結(jié)論

文中從密封形式、涂覆形式和裝配形式等3個方面研究其對結(jié)構(gòu)密封性能的影響。其中涂覆形式分為全涂覆和部分涂覆；裝配形式分為干涉裝配和濕裝配2種形式；密封形式為貼合面密封和無貼合面密封。通過開展密封性能試驗、后期試驗件解剖檢測，得到以下結(jié)論。

1）選擇正確的密封組合形式，比如貼合面密封、濕裝配、部分涂覆的組合形式，不但密封性能好，而且對于飛機減重方面也具有較大幫助。未貼合面密封、濕裝配、全涂覆的組合形式，密封性能不好，同時也增加飛機質(zhì)量。選擇正確的密封組合形式對于提高飛機結(jié)構(gòu)密封性能以及減輕飛機質(zhì)量有重要意義。

2）按照飛機結(jié)構(gòu)部位結(jié)構(gòu)及受載特點選擇不同結(jié)構(gòu)密封組合形式，在飛機應(yīng)力較高、不常拆的密封部位應(yīng)選擇貼合面密封、干涉裝配、部分涂覆的密封組合形式的密封性能較好。在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中要求間隙裝配、常拆卸的密封部位選擇貼合面密封、濕裝配、部分涂覆的密封組合形式的密封性能較好。

3）選擇正確密封組合形式后，密封過程工藝質(zhì)量控制非常重要，特別是飛機內(nèi)部結(jié)構(gòu)復(fù)雜，密封膠施工工藝質(zhì)量達不到質(zhì)量要求，是飛機結(jié)構(gòu)密封性能不好的主要原因。比如，密封膠厚薄不一致、密封劑固化質(zhì)量、密封膠封包不滿足要求等。做好密封工藝質(zhì)量控制對于提高結(jié)構(gòu)密封性能有重要意義。

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