基于環(huán)境腐蝕損傷的某型飛機日歷壽命的確定

楊曉華，顧志躍，張?zhí)┓?/p>

（海軍航空大學 青島分校，山東 青島 266041）

多年來世界各國的學者對飛機日歷壽命的研究從未停止過[1-2]，目前的方法大體上有兩類。一類是基于腐蝕的觀點[3-7]，張福澤通過飛機的使用環(huán)境譜、自由腐蝕到臨界損傷的年限、一次有效防腐蝕層的年限和飛機翻修次數(shù)給出飛機的日歷總壽命。第二類是基于疲勞的觀點[8-9]。劉文珽等以一般環(huán)境下疲勞壽命評定結論為基礎，引入綜合考慮地面停放預腐蝕與空中腐蝕疲勞影響的腐蝕影響系數(shù)，將腐蝕條件下的飛行小時數(shù)等損傷折算為當量一般環(huán)境下飛行小時數(shù)，以達到用一般環(huán)境下疲勞壽命的評定結果修正得到腐蝕條件下疲勞壽命的目的。

文中利用張福澤的方法，通過某型飛機常用鋁合金材料的實驗室加速腐蝕試驗，得到了常用航空鋁合金材料任意腐蝕損傷的T（溫度）-H（時間）曲線。根據(jù)該機的腐蝕容限值，結合該機服役地區(qū)的使用環(huán)境譜對該型機的日歷壽命進行了分析。

1 基于環(huán)境區(qū)域腐蝕損傷的日歷壽命模型

文獻[3-5]基于腐蝕的觀點，給出了飛機結構日歷壽命Y的計算公式：

式中：n為飛機的翻修次數(shù)；λm為飛機結構防護涂層的日歷壽命；λ為機體腐蝕到損傷容限Dc所要的時間。

式中：hi為服役環(huán)境譜中各級溫濕度下的年小時數(shù)；Hi為T（溫度）-H（時間）曲線中的i級溫度腐蝕至損傷容限值所對應的小時數(shù)； j為m種腐蝕溫度譜中的某一種；m為腐蝕溫度譜的種類數(shù)；k為溫度級數(shù)。

標準的T-H曲線如圖1所示。科學合理的機體材料的 T-H曲線是通過該模型獲得飛機結構日歷壽命的關鍵。

2 某型飛機日歷壽命分析

2.1 2Al2-T3鋁合金T-H曲線

由文獻[3]可知，金屬材料在一定的介質環(huán)境中，想要達到損傷容限Dc，提高試驗溫度T可以縮短試驗時間H，降低試驗溫度T則延長試驗時間H。因此在溫度與時間中就存在著某種關系，稱之為T（溫度）-H（時間）曲線。

試驗件采用 50 mm×25 mm×6 mm 的長方形2Al2-T3鋁合金，試樣面積為3400 mm2，數(shù)量為54個。試驗件分組見表1。

試驗件將在溫濕環(huán)境箱中進行三種不同的溫濕度下的腐蝕，腐蝕時間為 1008 h。溫度為 20，35，50 ℃；相對濕度為100%，90%84%。

以海南陵水機場的平均日常環(huán)境腐蝕介質為基準，當濃度d為1倍時的成分含量見表2，試驗時濃度加至10，20，40倍。

試驗步驟：用丙酮去除試驗件表面油污，并對其進行稱量；按照表2配置10，20，40倍的腐蝕溶液；按照表1對試驗件進行分組，分組完在腐蝕溶液中進行浸泡，浸泡1～2 min后取出；放入溫濕度環(huán)境箱中進行腐蝕，每種情況腐蝕1008 h。試驗結束后，取出試樣，用去離子水進行沖洗，干燥后進行稱量，對損傷量進行測量。

2Al2-T3鋁合金的腐蝕形態(tài)為點蝕，去腐蝕產物后，采用三維光學測量顯微鏡（OLYMPUS STM6）隨機測量5個蝕坑的深度，所有結果取平均值作為損傷量D的表征。統(tǒng)計完不同的溫濕度，不同濃度d下的腐蝕損傷量 D，即可畫出其等溫等時線。相對濕度為100%，90%，84%對應的D-d曲線如圖2所示。

圖2中線上每一點都是使用環(huán)境下的溫度濕度，作用時間都是Ht。這就意味著，用濃度dt進行Ht小時的腐蝕試驗，可以得到Dt的腐蝕深度。用濃度d1=1腐蝕Ht小時，則得到D1的腐蝕損傷量。因此，可以得到Dt與D1的轉換關系：

表1 等溫等時線制作試驗件分組

表2 腐蝕介質濃度1倍所含成分

當損傷量指定時，根據(jù)式（4），可計算出在溫度T1下，腐蝕到指定損傷容限D1c所用的時間H1c。

將式（3）帶入式（4），且d1=1，得到：

式中：H1c為使用濃度、濕度和溫度下腐蝕至給定損傷容限D1c所用的時間，也就是金屬相對于損傷容限D1c的日歷壽命；Ht為試驗濃度、濕度和溫度下腐蝕至損傷量為Dt時所用的時間；D1c為使用濃度、濕度和溫度下的腐蝕容限損傷量；Dt為試驗濃度dt、使用濕度和溫度下，腐蝕 Ht小時的腐蝕損傷量；dt為試驗濃度。

根據(jù)不同的溫度T，繪制出多組不同的D（損傷量）-H（時間）曲線。選定某一固定損傷值 Dc，根據(jù)這幾組D-H曲線，可以得到不同溫度T下的作用時間H。建一個T-H坐標，將這幾個點繪制連線，即得到相應損失容限Dc下的T-H曲線。試驗中得到的損傷容限Dc=1 mm的T-H曲線如圖3所示，其他濕度下的T-H曲線通過插值法得到。

2.2 飛機使用環(huán)境譜

由文獻[10]可知，腐蝕和疲勞是機體構件產生失效的主要形式，高溫、高濕、高鹽霧的服役環(huán)境對飛機的腐蝕和疲勞產生了嚴重的影響。飛機的使用環(huán)境譜是研究腐蝕對機體結構影響的基礎，因此，飛機的使用環(huán)境譜的編制尤為重要。

飛機使用環(huán)境譜分為兩大類：一類是服役環(huán)境譜，如地面停放譜，空中腐蝕環(huán)境譜，飛機局部腐蝕環(huán)境譜等；另一類是實驗室用的當量加速環(huán)境譜。文中需要用的是海洋環(huán)境譜中的溫濕度譜，傳統(tǒng)的船測和站點的檢測已經(jīng)不能很好地反映海洋溫濕度場的整體狀況，現(xiàn)階段通過航天遙感技術獲得該海洋區(qū)域的溫濕度的參數(shù)，對參數(shù)加以統(tǒng)計得到該服役環(huán)境下的溫濕度譜，為了增加試驗可靠性，數(shù)據(jù)應盡量多采集。

文中選取的一段陵水機場某一年的溫濕度譜作為試驗環(huán)境譜見表3，相對濕度在70%以下對腐蝕基本不起作用，可以不予考慮。

表3 陵水機場溫濕度環(huán)境譜

表3 陵水機場溫濕度環(huán)境譜

相對濕度/%20 ℃ 25 ℃ 30 ℃ 35 ℃作用時間/h ∑70 43 95 294 56 80 219 239 383 15 90 549 1249 577 2.5 100 3.7 39.1 0.13 0 3764.43

2.3 機體結構腐蝕容限Dc分析

首先，文中將引入該機型機體材料及相應厚度分布圖（見圖4）。同一色度代表兩者的材料相同，由圖4中可以清楚地得到該機型各部位相應的厚度，這就可以得到該機型的損傷容限Dc。該型機設定厚度2 mm以下為不受力壁板，2 mm以上為受力壁板，且修理手冊中規(guī)定受力壁板的容許腐蝕深度為15%。

由圖4可知，該機型機身受力壁板厚度最小值為2 mm，機翼不受力的力臂厚度為0.6 mm和1 mm，機翼受力壁板的厚度為2.5，3，5，6 mm。由修理手冊對受力壁板的規(guī)定，結合圖4求得機身壁板容限值為0.3 mm，機翼壁板容限值分別為0.375，0.45，0.75，0.9 mm。綜上所述，選取最小損傷厚度0.3 mm作為該機型損傷的標準。

2.4 某型飛機日歷壽命分析

該機型大部分蒙皮材料為2Al2-T3鋁合金，文中假定損傷容限為1 mm，由圖3對應的T-H曲線求得不同濕度情況下溫度T對應的腐蝕時間H，見表4。

表4 該機場H/h對應值

結合表3、表4，得到：

將數(shù)據(jù)帶入式（2）得：

計算得機體厚度0.3 mm對應的壽命λ0.3≈13。這里假定該機型的涂層日歷壽命為10年，翻修次數(shù)為3次，由計算模型（1）可以得到其總的日歷壽命為53年。

3 結論

1）文中給出的飛機結構日歷壽命的求解涉及到四個參數(shù)：一是金屬涂層的日歷壽命mλ，一般mλ由制造廠給出；二是機體材料的腐蝕容限 Dc；三是機體材料腐蝕至 Dc所需的年限λ；四是飛機的翻修次數(shù)n。

2）文中機體材料的腐蝕容限 Dc由修理容限獲得，也可以通過機體危險部位的靜強度、疲勞強度和斷裂強度分析獲得。

3）求解λ，需要獲取材料在腐蝕容限下的 T-H曲線，由此曲線得知時間H，結合試驗地區(qū)的環(huán)境譜，進而由日歷壽命求解模型求得λ。

參考文獻：

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[8] 劉文珽, 楊洪源, 賀小帆. 腐蝕條件下民機結構疲勞壽命評定方法研究[J]. 航空學報, 2004, 30(8): 753-756.

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[10] 楊曉華, 金平. 飛機使用環(huán)境譜的編制[J]. 裝備環(huán)境工程, 2010, 7(6): 99-102 .