油箱積水環(huán)境對(duì)油箱結(jié)構(gòu)疲勞 安全壽命的影響研究

王強(qiáng)，王勇軍，董江，肖馮

（成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610091）

腐蝕和疲勞是飛機(jī)整個(gè)壽命周期內(nèi)無(wú)法擺脫的兩個(gè)問(wèn)題[1-2]。使用壽命是飛機(jī)的重要技術(shù)指標(biāo)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的使用壽命包括以飛行小時(shí)數(shù)或起落數(shù)表示的疲勞壽命和以使用年限表示的日歷壽命。在服役期間，飛機(jī)必然受到腐蝕環(huán)境和載荷的共同作用。一方面，飛機(jī)停放時(shí)，受到環(huán)境的作用，導(dǎo)致機(jī)體腐蝕；另一方面，飛機(jī)在飛行狀態(tài)下，腐蝕環(huán)境和載荷的共同作用加速了飛機(jī)結(jié)構(gòu)的腐蝕損傷[3]。地面停放時(shí)，環(huán)境腐蝕會(huì)使結(jié)構(gòu)的疲勞品質(zhì)下降，而空中環(huán)境與載荷共同作用的腐蝕疲勞則會(huì)加劇結(jié)構(gòu)的疲勞損傷，從而降低飛機(jī)的疲勞壽命[4]。

目前單獨(dú)對(duì)疲勞問(wèn)題或者腐蝕問(wèn)題的研究較多，但是對(duì)二者聯(lián)合作用的腐蝕疲勞問(wèn)題的研究較少，且多集中于對(duì)金屬疲勞機(jī)理及其影響因素的研究[5]。在實(shí)際使用中，飛機(jī)結(jié)構(gòu)經(jīng)常遭受到化學(xué)介質(zhì)、熱和氣候因素的侵蝕，環(huán)境腐蝕導(dǎo)致疲勞裂紋更加容易萌生，會(huì)縮短結(jié)構(gòu)件的壽命[6]。因此在飛機(jī)結(jié)構(gòu)的使用壽命評(píng)定中，應(yīng)充分考慮腐蝕因素的影響[7]。

目前，飛機(jī)在設(shè)計(jì)階段進(jìn)行疲勞壽命設(shè)計(jì)時(shí)，通常是將一般環(huán)境下的計(jì)算壽命除以分散系數(shù)，得到結(jié)構(gòu)的安全壽命。安全壽命大于壽命指標(biāo)時(shí)，即為滿足設(shè)計(jì)壽命要求，對(duì)于腐蝕環(huán)境對(duì)結(jié)構(gòu)疲勞壽命的影響考慮不足。文中以一般環(huán)境下的疲勞理論為基礎(chǔ)，開(kāi)展腐蝕環(huán)境對(duì)結(jié)構(gòu)疲勞影響的試驗(yàn)，研究腐蝕環(huán)境對(duì)結(jié)構(gòu)疲勞安全壽命的影響。

1 飛機(jī)疲勞壽命的分散性

由于各種隨機(jī)因素的影響，飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命存在明顯的分散現(xiàn)象，原因主要可以歸結(jié)為兩類(lèi)：固有分散和外在分散。固有分散特性指由于材料、加工、裝配等導(dǎo)致的僅與結(jié)構(gòu)特性相關(guān)的分散性，簡(jiǎn)稱(chēng)為結(jié)構(gòu)分散性，常表現(xiàn)為指定載荷譜下的結(jié)構(gòu)壽命分散。外在分散通常是指載荷的分散性，通常用特定結(jié)構(gòu)在分散載荷下的壽命分散描述。

疲勞分散系數(shù)是飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命的可靠性指標(biāo)，通常對(duì)應(yīng)99.87的可靠度、90%的置信度。安全壽命由中值壽命除以分散系數(shù)得到。在飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)階段，需考慮各種疲勞分散性因素，確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全壽命。目前在確定壽命所使用的分散系數(shù)時(shí)，通常將分散系數(shù)大致分為結(jié)構(gòu)特性分散和機(jī)群使用分散[8]。為研究機(jī)群使用分散性，各國(guó)學(xué)者引入各種各樣的概率模型，其中對(duì)數(shù)正態(tài)分布、正態(tài)分布、威布爾分布均可用于描述機(jī)群使用分散性，其中對(duì)數(shù)正態(tài)分布擬合效果最佳[8]。對(duì)服役飛機(jī)而言，會(huì)經(jīng)受服役環(huán)境中各種介質(zhì)的腐蝕作用，腐蝕也是影響疲勞壽命分散的原因。

2 考慮腐蝕影響的疲勞壽命試驗(yàn)

戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼梁總是處于油箱環(huán)境中，即使在地面停放時(shí)，也會(huì)受到油箱積水對(duì)其的腐蝕。在飛機(jī)服役過(guò)程中，總是經(jīng)受著“地面停放腐蝕”和“空中飛行腐蝕疲勞”的交替作用。

2.1 試驗(yàn)溶液濃度摸索

地面停放過(guò)程的加速模擬。飛機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)使用年限通常長(zhǎng)達(dá)20～30 a，必須在實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行加速腐蝕試驗(yàn)，模擬長(zhǎng)期的停放環(huán)境腐蝕作用。通過(guò)提高溶液濃度，縮短試驗(yàn)時(shí)間，達(dá)到在較短時(shí)間再現(xiàn)腐蝕損傷的目的。文中取飛機(jī)服役年限為30 a。油箱艙積水環(huán)境參數(shù)見(jiàn)表1[9]。

表1 油箱積水成分及含量[9] Tab.1 Component and content of water solution in fuel tank[9]

油箱積水結(jié)構(gòu)模擬試驗(yàn)件如圖1所示。試驗(yàn)件材料為7050-T7452，表面噴涂S06-1010H聚氨酯底漆，連接件為HST11TB-8-6鈦合金100°沉頭抗剪型高鎖螺栓和HST1070CY-8鋁合金7050高鎖螺母。為模擬密封膠涂覆缺陷、漏涂，從偏安全的角度考慮，試驗(yàn)件均未涂覆密封膠。

圖1 油箱結(jié)構(gòu)模擬試件 Fig.1 Piece of tank structure

分別采用1、20、50、100倍濃度的腐蝕溶液對(duì)2件試樣進(jìn)行預(yù)試驗(yàn)，試件在不同濃度溶液中浸泡后的宏觀形貌如圖2所示。以24 h為周期，檢查記錄試件表面的腐蝕情況，并更換溶液。試驗(yàn)過(guò)程記錄如下：

圖2 不同濃度的油箱艙積水浸泡試驗(yàn) Fig.2 Different concentrations of tank water immersion test

1）在1倍濃度的油箱艙積水環(huán)境下浸泡20 d，螺母表面、螺母和螺釘間隙出現(xiàn)少量銹點(diǎn)。

2）在20倍濃度的油箱艙積水環(huán)境下浸泡1 d，螺母表面、螺母和螺釘間隙出現(xiàn)少量可見(jiàn)銹點(diǎn)，相當(dāng)于在1倍濃度溶液浸泡20 d。10 d后，螺母表面、螺母和螺釘間隙出現(xiàn)銹點(diǎn)，螺母出現(xiàn)可見(jiàn)銹蝕。

3）在50倍濃度的油箱艙積水環(huán)境下浸泡1 d，螺母出現(xiàn)了可見(jiàn)的銹蝕，相當(dāng)于在20倍濃度溶液浸泡10 d。浸泡5 d后，螺母表面、螺母和螺釘間隙銹點(diǎn)增加，有少量黑色腐蝕產(chǎn)物。浸泡11 d后，螺母出現(xiàn)了一定量的灰黑色腐蝕產(chǎn)物，螺母表面腐蝕面積在60%以上。

4）在100倍濃度的油箱艙積水環(huán)境下浸泡1 d，螺母出現(xiàn)了可見(jiàn)的銹蝕，有少量黑色腐蝕產(chǎn)物，相當(dāng)于在50倍溶液浸泡5 d。浸泡11 d后，螺母表面幾乎全部銹蝕，螺母表面及螺母和螺釘間隙有一定量的黑色腐蝕產(chǎn)物，螺母表面陽(yáng)極化層，稍用力即脫落。

根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果，以螺母腐蝕程度來(lái)看：100倍濃度的腐蝕溶液浸泡1 d，相當(dāng)于50倍溶液浸泡5 d的 腐蝕量；50倍濃度溶液浸泡1 d，相當(dāng)于20倍濃度溶液浸泡10 d；20倍濃度溶液浸泡1 d，相當(dāng)于1倍濃度溶液浸泡20 d。采用線性折算，將服役30 a折算為100倍溶液腐蝕中11 d，即地面停放1 a，對(duì)應(yīng)著100倍溶液腐蝕8.8 h，1.25年對(duì)應(yīng)著11 h。

根據(jù)預(yù)試驗(yàn)結(jié)果，取100倍濃度的溶液進(jìn)行地面停放加速腐蝕試驗(yàn)。假定100倍濃度下11 h的腐蝕程度相當(dāng)于停放1.25 a，從而每個(gè)基本周期腐蝕-腐蝕疲勞交替試驗(yàn)中的腐蝕試驗(yàn)應(yīng)在100倍油箱艙積水溶液中腐蝕11 h。

空中飛行時(shí)，結(jié)構(gòu)所處環(huán)境為正常濃度的油箱艙積水，改變油箱艙積水濃度則改變了腐蝕疲勞的環(huán)境條件，故腐蝕疲勞采用正常濃度的油箱積水溶液。

2.2 常規(guī)疲勞試驗(yàn)及預(yù)腐蝕-腐蝕疲勞試驗(yàn)

正式試驗(yàn)分為2組：一組為室溫環(huán)境下的常規(guī)疲勞試驗(yàn)組，另一組為腐蝕-腐蝕疲勞試驗(yàn)組。疲勞試驗(yàn)在MTS試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行，采用正弦波加載。

1）常規(guī)疲勞試驗(yàn)。在室溫環(huán)境下進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，疲勞試驗(yàn)載荷譜為基于實(shí)測(cè)載荷編制的90%嚴(yán)重譜。載荷譜為隨機(jī)譜，一個(gè)周期3080循環(huán)，當(dāng)量500飛行小時(shí)，載荷譜反復(fù)循環(huán)，直至斷裂。后對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行斷口反推，計(jì)算0.8 mm對(duì)應(yīng)的裂紋萌生壽命。疲勞試驗(yàn)譜中最大載荷對(duì)應(yīng)的毛截面應(yīng)力水平為220 MPa。

2）腐蝕-腐蝕疲勞試驗(yàn)。腐蝕-腐蝕疲勞試驗(yàn)的流程如圖3所示。腐蝕疲勞試驗(yàn)所采用的載荷譜及應(yīng)力水平與常規(guī)疲勞試驗(yàn)載荷譜一致，腐蝕和腐蝕疲勞反復(fù)交替，直至試件斷裂，腐蝕疲勞試驗(yàn)見(jiàn)圖4。試驗(yàn)件斷裂后，對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行斷口反推，確定裂紋0.8 mm時(shí)對(duì)應(yīng)的萌生壽命。50倍光學(xué)顯微鏡下的斷口標(biāo)識(shí)線見(jiàn)圖5。

圖3 腐蝕-腐蝕疲勞試驗(yàn)流程 Fig.3 Corrosion-corrosion fatigue test process process

圖4 腐蝕疲勞試驗(yàn)過(guò)程 Fig.4 Test process of corrosion fatigue

圖5 疲勞試驗(yàn)斷口上的標(biāo)識(shí)線 Fig.5 The marking lines on the fracture: a) overall picture of fracture surface in corrosion fatigue test; b) micrograph of fracture under 50 times optical microscope

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

室溫大氣下的疲勞試驗(yàn)結(jié)果和腐蝕-腐蝕疲勞試 驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表2。疲勞試驗(yàn)結(jié)束后，對(duì)疲勞斷口進(jìn)行判讀，得到預(yù)腐蝕-腐蝕疲勞交替試驗(yàn)試件的(a,t)數(shù)據(jù)，如圖6所示。

圖6 疲勞試驗(yàn)a-t數(shù)據(jù) Fig.6 a-t data of fatigue test: a) room temperature fatigue test; b) pre corrosion corrosion fatigue test

表2 疲勞試驗(yàn)結(jié)果 Tab.2 Results of fatigue test

3.1 試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

1）中值壽命和標(biāo)準(zhǔn)差[10]。假定裂紋萌生壽命和總壽命均服從對(duì)數(shù)正態(tài)分布，記x=lgt，則x的概率密度函數(shù)為：

相關(guān)參數(shù)估計(jì)值為：

計(jì)算得到室溫大氣環(huán)境和腐蝕-腐蝕疲勞交替試驗(yàn)試件的中值壽命和對(duì)數(shù)壽命標(biāo)準(zhǔn)差，見(jiàn)表3。

表3 中值壽命和對(duì)數(shù)壽命標(biāo)準(zhǔn)差 Tab.3 Mean value and standard deviation of logarithmic life

2）方差齊性檢驗(yàn)[10]。采用F分布，檢驗(yàn)不同狀態(tài)試件對(duì)數(shù)壽命是否具有方差齊性。如果檢驗(yàn)表明具有方差齊性，則可估計(jì)得到總體標(biāo)準(zhǔn)差。兩種環(huán)境下的試件成組疲勞試驗(yàn)對(duì)數(shù)壽命標(biāo)準(zhǔn)差分別為S1、S2,試件數(shù)分別為n1、n2，取顯著度α=0.1，經(jīng)計(jì)算，滿足：

式（3）表明，上述兩種環(huán)境下，疲勞試驗(yàn)對(duì)數(shù)萌生壽命之間具有方差齊性，對(duì)數(shù)總壽命之間也具有方差齊性。綜合標(biāo)準(zhǔn)差為：

根據(jù)式（4）計(jì)算腐蝕-腐蝕疲勞試驗(yàn)的萌生壽命和總壽命的綜合標(biāo)準(zhǔn)差分別為Sw,ini= 0.064，Sw,total= 0.056。

3）中值壽命對(duì)比[10]。兩種環(huán)境下試件壽命具有方差齊性時(shí)，設(shè)兩種狀態(tài)下的試件成組疲勞試驗(yàn)對(duì)數(shù)壽命均值為μ1，μ2，取顯著度α=0.1，計(jì)算統(tǒng)計(jì)量：

經(jīng)計(jì)算，t＞tα(n1+n2－2)，表明上述兩種譜下兩種狀態(tài)疲勞試驗(yàn)對(duì)數(shù)萌生壽命之間具有明顯差異，對(duì)數(shù)總壽命之間也具有明顯差異。油箱積水環(huán)境導(dǎo)致油箱結(jié)構(gòu)模擬試件萌生壽命中值降低約9.7%，總壽命中值降低約10.3%。

3.2 腐蝕對(duì)疲勞壽命的影響分析

腐蝕環(huán)境對(duì)疲勞壽命的影響主要體現(xiàn)在兩個(gè)階段，對(duì)疲勞裂紋萌生的影響和對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展的影響。在裂紋萌生階段，腐蝕環(huán)境造成的局部缺陷會(huì)加速腐蝕疲勞的裂紋成核。在腐蝕環(huán)境和疲勞載荷共同作用下，腐蝕疲勞損傷在零件內(nèi)部逐漸累積，當(dāng)損傷達(dá)到臨界狀態(tài)時(shí)，腐蝕疲勞裂紋開(kāi)始萌生。但腐蝕疲勞裂紋萌生的局部化性質(zhì)很難用實(shí)驗(yàn)來(lái)鑒別裂紋成核的機(jī)理[11]。

當(dāng)零件形成疲勞裂紋之后，溶液中的反應(yīng)劑遷移至裂紋尖端區(qū)域，與裂紋尖端新裂開(kāi)的金屬材料發(fā)生局部化學(xué)反應(yīng)，最簡(jiǎn)單的是陽(yáng)極溶解，直接決定了腐蝕介質(zhì)在疲勞裂紋擴(kuò)展過(guò)程中所起的作用。裂紋尖端塑性區(qū)高形變的材料包含高密度的滑移帶，因此比周?chē)牧细菀赘g破壞[11]。

試驗(yàn)件從螺栓孔邊斷裂，如圖7所示。50倍顯微鏡下室溫疲勞試驗(yàn)斷口和預(yù)腐蝕-腐蝕疲勞試驗(yàn)斷口照片如圖8所示。可以從斷口上清晰地看出，在腐蝕環(huán)境下，疲勞裂紋處有明顯的腐蝕痕跡，從而導(dǎo)致裂紋更早萌生和更快擴(kuò)展。

圖7 試驗(yàn)件斷裂位置 Fig.7 The fracture position of test pieces

圖8 50倍光學(xué)顯微鏡下疲勞試驗(yàn)件斷口 Fig.8 The fracture of test piece under 50× light microscope

腐蝕對(duì)飛機(jī)疲勞壽命的影響，從結(jié)果上看，是腐蝕環(huán)境加速了飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命的消耗。文獻(xiàn)[12]引入腐蝕影響系數(shù)對(duì)腐蝕環(huán)境下的疲勞壽命進(jìn)行監(jiān)控，文獻(xiàn)[13]介紹了包括“影響系數(shù)法”在內(nèi)的4種腐蝕條件下的疲勞壽命評(píng)估方法。文中采用“腐蝕影響系數(shù)法”，對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析處理。

文獻(xiàn)[14]更詳細(xì)地介紹了“腐蝕影響系數(shù)法”的應(yīng)用。通過(guò)引入“腐蝕影響系數(shù)”，將腐蝕條件下飛行小時(shí)數(shù)當(dāng)量折算為常溫疲勞下的飛行小時(shí)數(shù)，具體折算過(guò)程如下。

以N表示飛行小時(shí)數(shù)，若飛機(jī)在給定時(shí)間間隔ΔTj=Tj-Tj-1中的飛行小時(shí)數(shù)為ΔNj，等損傷折算到一般環(huán)境下的飛行小時(shí)數(shù)為：

1 a內(nèi)，k(T)變化不大，從偏安全的角度考慮，用歷年的最終值取代，式（6）簡(jiǎn)化為：

根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果，令腐蝕-腐蝕疲勞交替試驗(yàn)和室溫大氣環(huán)境下的壽命比值為k，則：

式中：50,CFt為腐蝕-腐蝕疲勞交替試驗(yàn)中值壽命；50,Rt為室溫大氣環(huán)境下疲勞試驗(yàn)中值壽命。

則k值的單側(cè)置信下限kγ滿足：

取置信度 1γα=- 為50%、90%、95%，查表得到t分布單側(cè)置信下限，由此計(jì)算總壽命k值的單側(cè)置信下限 ,totalkγ及萌生壽命的單側(cè)置信下限 ,inikγ，見(jiàn)表4。

表4 腐蝕影響系數(shù)估計(jì)結(jié)果 Tab.4 Results of corrosion-influence-factors

4 綜合結(jié)構(gòu)和載荷分散的安全壽命

文獻(xiàn)[15]給出了疲勞試驗(yàn)用的分散系數(shù)和理論分散系數(shù)的計(jì)算方法。由壽命服從對(duì)數(shù)正態(tài)分布，推導(dǎo)出中值壽命對(duì)應(yīng)99.87%可靠度的安全壽命為：

分散系數(shù)rSF為：

文獻(xiàn)[8]給出了某型飛機(jī)實(shí)測(cè)嚴(yán)重重心過(guò)載譜的標(biāo)準(zhǔn)差為0.084，且根據(jù)實(shí)際統(tǒng)計(jì)的情況來(lái)看，機(jī)翼載荷譜跟重心過(guò)載譜分散性一致，故機(jī)翼載荷譜對(duì)數(shù)標(biāo)準(zhǔn)差取σL=0.084。

根據(jù)文獻(xiàn)[16-17]，現(xiàn)役飛機(jī)的定壽中，通常認(rèn)為綜合考慮結(jié)構(gòu)和載荷譜分散性的疲勞壽命，也用對(duì)數(shù)正態(tài)分布描述壽命標(biāo)準(zhǔn)差：

則根據(jù)式（13），用Sw,ini和Sw,total分別替代萌生壽命和總壽命的結(jié)構(gòu)分散標(biāo)準(zhǔn)差，計(jì)算得到綜合考慮結(jié)構(gòu)分散和載荷分散的萌生壽命標(biāo)準(zhǔn)差和總壽命標(biāo)準(zhǔn)差分別為：σ0,ini=0.101，σ0,total=0.106。根據(jù)疲勞分散系數(shù)的定義，由壽命服從對(duì)數(shù)正態(tài)分布，推導(dǎo)中值壽命對(duì)應(yīng)可靠度P、置信度γ的安全壽命，可靠度系數(shù)和置信系數(shù)為：

99.87%可靠度，90%[18-19]置信度對(duì)應(yīng)的疲勞分散系數(shù)和置信系數(shù)計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表5。對(duì)應(yīng)的安全壽命為：

表5 分散系數(shù)和置信系數(shù) Tab.5 Reliability coefficients and confidence coefficients

根據(jù)表5中給出的試驗(yàn)結(jié)果及式（14）和（15），計(jì)算出的腐蝕-腐蝕疲勞的安全壽命為：N0,ini,C=5550飛行小時(shí)，N0,total,C=6816飛行小時(shí)。通常嚴(yán)重譜下的疲勞壽命分散系數(shù)取值為2.67[20]，則不考慮腐蝕的條件下，結(jié)構(gòu)的萌生安全壽命為：N0,ini=5210飛行小時(shí)，安全總壽命為N0,total=6180飛行小時(shí)。Nini＞Nini,C，Ntotal＞Ntotal,C，表明軍機(jī)油箱結(jié)構(gòu)在設(shè)計(jì)階段不考慮油箱積水環(huán)境腐蝕作用下，確定的安全壽命可以保證油箱結(jié)構(gòu)在服役期內(nèi)的安全。

5 結(jié)論

1）腐蝕環(huán)境對(duì)油箱結(jié)構(gòu)模擬試件裂紋萌生過(guò)程和裂紋擴(kuò)展過(guò)程均有不利影響，導(dǎo)致腐蝕環(huán)境下油箱結(jié)構(gòu)模擬試件的疲勞壽命會(huì)低于常溫環(huán)境，表現(xiàn)為在腐蝕和腐蝕疲勞交替下油箱結(jié)構(gòu)模擬試件裂紋萌生壽命和總壽命均有所降低，總壽命降低10.3%，萌生中值壽命降低9.7%。

2）載荷分散跟腐蝕環(huán)境無(wú)關(guān)，而腐蝕環(huán)境對(duì)油箱結(jié)構(gòu)模擬試件的結(jié)構(gòu)分散性亦不具有顯著性影響。油箱積水環(huán)境對(duì)油箱結(jié)構(gòu)模擬試件的疲勞安全壽命無(wú)顯著影響。

3）基于機(jī)翼梁結(jié)構(gòu)模擬件預(yù)腐蝕-腐蝕疲勞試驗(yàn)與常規(guī)疲勞試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比，目前使用分散系數(shù)2.67得到的安全壽命，可以覆蓋腐蝕環(huán)境的作用，可保證油箱積水結(jié)構(gòu)服役期內(nèi)的安全。