先進艦載戰(zhàn)斗機腐蝕防護控制與日歷壽命設(shè)計

陳躍良，陳亮，卞貴學，楊翔寧，管宇，張勇，何剛

1. 海軍航空大學青島校區(qū)，青島 266041

2. 大連理工大學，大連 116024

3. 航空工業(yè)沈陽飛機設(shè)計研究所，沈陽 110035

艦載機是航母戰(zhàn)斗群的核心作戰(zhàn)力量，艦載機的戰(zhàn)備完好性影響到航母編隊作戰(zhàn)效能的發(fā)揮。但艦載機需要在高溫、高濕、高鹽霧等復(fù)雜苛刻的環(huán)境中長期服役，環(huán)境導致艦載機結(jié)構(gòu)和機載產(chǎn)品暴露出嚴重的腐蝕問題，影響到飛機的正常使用和飛行安全[1]。因此發(fā)展先進艦載戰(zhàn)斗機腐蝕防護控制技術(shù)及日歷壽命設(shè)計方法具有重大的實際意義。

表征飛機壽命的指標有飛行小時、起降次數(shù)和日歷壽命，其中任何一項指標達到設(shè)計時限即為飛機到壽[2-3]。前2項指標己有較完善的設(shè)計和評估規(guī)范，但日歷壽命一直是依據(jù)領(lǐng)先飛行給出或憑經(jīng)驗估計，尚未建立可靠的、具有普適性的設(shè)計方法。長期沒有解決的主要原因是：影響飛機日歷壽命的因素眾多，腐蝕是首要因素，同時與材料自身性能、制造工藝、服役環(huán)境、飛機載荷與時間、起降頻率、腐蝕防護與修理措施等密切相關(guān)，解決難度大。隨著對裝備可靠性要求的提高，先進艦載機對日歷壽命指標要求進一步延長，須滿足海洋性氣候和海戰(zhàn)平臺的服役要求，但面臨著新金屬材料、復(fù)合材料、新涂層在惡劣海洋環(huán)境下腐蝕/力學交替作用機理不清楚的重大基礎(chǔ)科學難題。飛機的日歷壽命問題已成為嚴重影響和制約新一代戰(zhàn)機設(shè)計和安全使用的關(guān)鍵技術(shù)瓶頸。因此，一方面急需有針對性地發(fā)展艦載機抗腐蝕設(shè)計和先進防護技術(shù)，另一方面急需解決先進艦載機日歷壽命設(shè)計的難題。

本文的主體思路是將腐蝕控制與防護工作貫穿艦載機全壽命周期。首先從防腐蝕綜合設(shè)計、耐腐蝕材料及表面防護涂層的選擇、制造及使用等方面系統(tǒng)梳理了腐蝕控制防護的諸多要點與細節(jié)。在此基礎(chǔ)上從環(huán)境譜、加速譜的編制著手解決艦載機日歷壽命設(shè)計問題，詳述了環(huán)境譜(飛機總體停放環(huán)境譜、關(guān)鍵部位局部環(huán)境譜)、加速譜(疲勞關(guān)鍵部位加速譜、腐蝕失效關(guān)鍵部位加速譜)的編制原則、編制方法和基本構(gòu)成；通過2個案例闡明腐蝕仿真技術(shù)可以準確、高效地預(yù)測腐蝕部位及腐蝕速率，是艦載機日歷壽命設(shè)計的創(chuàng)新方法。最后對艦載機腐蝕防護與控制發(fā)展方向進行了展望。

1 艦載機腐蝕防護與控制技術(shù)

1.1 總體思路

艦載機腐蝕問題已成為決定艦載飛機壽命、保證技戰(zhàn)術(shù)水平的關(guān)鍵因素。英、美等國空軍、海軍將飛機腐蝕防護與控制研究發(fā)展為防護系統(tǒng)工程學，貫穿設(shè)計、制造、使用全過程[4]。因此艦載機機體結(jié)構(gòu)腐蝕防護與控制是一項系統(tǒng)工程，必須貫穿于設(shè)計、生產(chǎn)制造和使用維修等各階段，實施機體結(jié)構(gòu)全壽命期內(nèi)腐蝕防護與控制。

1.2 防腐蝕綜合設(shè)計

艦載機機體結(jié)構(gòu)腐蝕防護與控制的源頭在于飛機結(jié)構(gòu)的原始設(shè)計，結(jié)合艦載飛機的任務(wù)功能和可預(yù)期的使用環(huán)境等因素，針對性地確定機體結(jié)構(gòu)腐蝕防護與控制的設(shè)計的總體技術(shù)策略，主要包括結(jié)構(gòu)防腐蝕密封、通風、防/排水設(shè)計要求、表面防護體系設(shè)計要求、典型零/組件腐蝕防護與控制設(shè)計要求等，在飛機設(shè)計階段保證結(jié)構(gòu)具有“先天”的抗腐蝕能力。

1) 機體結(jié)構(gòu)應(yīng)采取全機密封設(shè)計，維護口蓋應(yīng)安裝有橡膠密封墊，工藝性口蓋應(yīng)涂密封膠密封。機體結(jié)構(gòu)裝配縫隙應(yīng)采取包括縫內(nèi)密封、縫外密封、緊固件濕裝配等方式，避免雨水或清洗水從縫隙、溝槽、搭接部位流入或滲入機內(nèi)。

2) 結(jié)構(gòu)設(shè)計注重通風，合理布置通風口蓋、通氣孔，通風結(jié)構(gòu)形式設(shè)計應(yīng)適用性強、易于操作，便于外場定期維護。

3) 機體內(nèi)部積水的來源主要包括：飛機表面上的大氣降水、沖洗飛機用的清洗液、飛機結(jié)構(gòu)內(nèi)部聚積的冷凝水、通入的冷卻氣所夾帶的水汽等。主要積水部位有：結(jié)構(gòu)低洼處、緊固件及緊固孔周圍、結(jié)構(gòu)縫隙內(nèi)等。艦載機機體結(jié)構(gòu)應(yīng)綜合設(shè)計排水通路、排水裝置和排水孔/間隙，不留死角，保證排水通暢，使積水盡快排除，防止潮氣滯留機內(nèi)，侵蝕結(jié)構(gòu)和設(shè)備[5]，如圖1所示。

4) 選擇適當?shù)谋砻娣雷o措施，包括金屬鍍覆層、化學覆蓋層。鋁合金表面防護的主要方式是硫酸陽極化+底漆/面漆。一般鋼制零件采用鍍鉻或鉻酸鈍化或磷酸鹽氧化/涂漆方式?？估瓘姸却笥? 240 MPa的鋼制零件應(yīng)采用低氫脆工藝進行防護。

5) 在結(jié)構(gòu)中不允許有電偶腐蝕傾向的金屬或鍍層或復(fù)合材料之間相互接觸。鍍鎘緊固件不允許與鈦合金/碳纖維復(fù)合材料連接。與碳纖維復(fù)合材料相配合的金屬材料，應(yīng)優(yōu)先選用鈦合金、耐蝕鋼等。選用非相容金屬材料與碳纖維復(fù)合材料匹配時，應(yīng)在接合界面設(shè)置不吸濕、不含有腐蝕性成分和不導電的隔離層。

6) 限制結(jié)構(gòu)工作應(yīng)力，結(jié)構(gòu)設(shè)計應(yīng)盡量避免應(yīng)力集中和殘余應(yīng)力，嚴禁工作應(yīng)力、裝配應(yīng)力和殘余應(yīng)力同向疊加，要保證金屬晶粒的流向和主應(yīng)力方向相同。

1.3 優(yōu)選耐腐蝕材料

根據(jù)結(jié)構(gòu)的使用功能、使用部位、使用條件、使用環(huán)境及結(jié)構(gòu)類型，全面綜合考慮靜強度、斷裂韌性、耐久性、耐腐蝕性等選材原則，盡可能選用耐腐蝕材料，尤其在易產(chǎn)生腐蝕和不容易維護的部位應(yīng)盡量選擇耐腐蝕性能好的材料，所選用的材料應(yīng)具有相容性。選用新材料時，應(yīng)有可靠的腐蝕特性數(shù)據(jù)；從材料選用開始就把腐蝕防護與控制設(shè)計與結(jié)構(gòu)耐久性和損傷容限設(shè)計技術(shù)要求相匹配。

從高強度鋁合金的發(fā)展歷程上得到體現(xiàn)。在航空工業(yè)的早期，結(jié)構(gòu)選材盲目追求靜強度指標，大量應(yīng)用抗應(yīng)力腐蝕能力差的7×××系T6狀態(tài)鋁合金，造成結(jié)構(gòu)出現(xiàn)大量應(yīng)力腐蝕開裂。繼而發(fā)展到材料除滿足靜強度外，還需具有足夠的抗腐蝕性能，于是研制了7×××系T73/T74狀態(tài)鋁合金。雖然犧牲約15%的靜強度，換來了抗腐蝕性能大幅提升[6]。

美國在F-35設(shè)計中更是大量采用了新型鋁合金7085-T7452。7085較之前的鋁合金大幅度提高了Zn的含量，降低了Mg的含量，并對Fe、Si等雜質(zhì)元素含量進行了嚴格的控制，從最初的0.5%降至0.05%左右，使得7085合金在保持較高強度水平下，還具有韌性好、疲勞強度高和抗應(yīng)力腐蝕性能好等優(yōu)良綜合性能[7]，7050合金與7085合金性能對比如表1所示。

表1 7050 T7452與7085 T7452狀態(tài)鍛件性能對比

1.4 高性能表面防護涂層

有機防護涂層是飛機腐蝕防護的重要材料之一[8-9]。設(shè)計時應(yīng)根據(jù)飛機結(jié)構(gòu)材料、使用部位、環(huán)境條件等要求選擇有機涂層系統(tǒng)。除應(yīng)考慮其防護性能、耐濕熱、鹽霧、霉菌性能和耐大氣老化性能外，還應(yīng)考慮其與基體的附著力、涂層之間配套相容性和施工工藝性能等。

現(xiàn)代海軍飛機涂層體系多數(shù)為雙層防護體系，即底漆采用結(jié)合力和耐蝕性能良好的環(huán)氧聚酰胺涂層，面漆使用耐候性、耐化學介質(zhì)及耐久性較好的脂肪族聚氨酯涂層。兼具有防潮拒水、高柔韌性、“三防”涂層是最佳解決方案。全機外表面采用耐濕熱抗鹽霧表面涂料，如目前最新研制了鋁合金用QH-15環(huán)氧防腐底漆、結(jié)構(gòu)鋼用H06-1011H防腐環(huán)氧底漆、復(fù)合材料用 H06-1371防潮環(huán)氧底漆以及與QFS-15耐候聚氨酯無光磁漆新型防護涂層體系。圖2為同一結(jié)構(gòu)形式不同防護涂層體系模擬外場使用10年后涂層表面狀態(tài)。其中A涂層體系為TB06-9底漆+TS70-6淺灰色磁漆，B涂層體系為納米復(fù)合環(huán)氧底漆IMR-P11+納米復(fù)合聚氨酯面漆IMR-21，C涂層體系為環(huán)氧防腐底漆QH-15+耐候聚氨酯無光磁漆QFS-15。

圖2 不同防護涂層體系模擬外場使用10年后表面狀態(tài)

模擬外場使用10年后，涂層A、B表面出現(xiàn)明顯的起泡、開裂等失效現(xiàn)象。C涂層表面基本完好。艙內(nèi)除了進行底漆防護外，在結(jié)構(gòu)孔和縫隙、連接部位還可以噴涂緩蝕劑進行補充防護。

1.5 制造過程中的腐蝕控制

艦載機制造過程應(yīng)嚴格落實腐蝕防控措施。確保在不降低零件和結(jié)構(gòu)壽命的前提下，應(yīng)提出合理的熱處理及加工規(guī)定，保證材料在特定環(huán)境中具有最佳抗腐蝕能力。腐蝕關(guān)鍵零件表面通過加工硬化(例如在表面采用噴丸強化、擠壓強化等)提高殘余壓應(yīng)力。零件在淬火、機械加工硬化或電鍍后，應(yīng)用有機涂料涂覆其表面，改善抗應(yīng)力腐蝕性能；保證焊縫質(zhì)量完好的焊接工藝，減少焊接缺陷，提高抗腐蝕能力。

經(jīng)電鍍的零件，公差應(yīng)分配合理，避免強迫裝配，零件表面鍍(涂)層的任何損傷均應(yīng)及時進行修復(fù)。盡量避免強迫裝配，合理設(shè)計墊片，消除間隙，當結(jié)構(gòu)裝配間隙大于0.5 mm時，應(yīng)及時采用工藝墊片減少裝配應(yīng)力，以防止應(yīng)力腐蝕。裝配結(jié)束后應(yīng)檢查排水孔，防止排水孔被多余物不被堵塞。

1.6 使用維修過程中的腐蝕防護與控制

艦載機在外場使用維修過程中不可避免地會出現(xiàn)不同程度的腐蝕破壞。因此，外場使用維修過程中應(yīng)根據(jù)腐蝕損傷監(jiān)控/檢查計劃，確定腐蝕檢查要求與技術(shù)方法，進行腐蝕防護與控制相關(guān)的檢查和維修保養(yǎng)工作，主要采用清洗、緩蝕、排水通風、臨時修復(fù)和潤滑等可以有效控制腐蝕的發(fā)生和發(fā)展。

1) 飛機清洗

清洗是防止飛機腐蝕的重要環(huán)節(jié)。鹽霧、灰塵、油污和其他污染物能夠促進飛機表面腐蝕，并可能對飛機各系統(tǒng)性能產(chǎn)生不利影響[10]。美國海軍對艦載機清洗周期有嚴格要求。艦載機隨母艦出海時，至少每7天清洗一次；在岸上基地時，至少每14天清洗一次。當陸基基地距海岸線在3英里(4.8 km)以內(nèi)或有3 000英尺(900 m)以下海面飛行時，所有暴露或未涂漆表面，例如起落架支柱和作動筒活塞桿等，都需要在每天最后一次飛行后進行清洗或擦拭。對清洗用水質(zhì)也有嚴格要求：氯化物含量不大于400 mg/L、pH值6.5～8.5、硬度(CaCO3含量)75～150 mg/L。使用前還需要進行消毒，防止滋生微生物[11]。

飛機表面應(yīng)使用規(guī)定的清洗劑，并嚴格掌握使用濃度。嚴禁使用堿性清洗劑(pH>10)。高堿性清洗劑與高強度鋼、鋁接觸會導致氫脆，危害性極大。目前飛機清洗的方式主要有擦洗和沖洗等方式，如圖3所示。

圖3 飛機清洗方式

2) 使用緩蝕劑

對飛機內(nèi)部不易直接用水清洗的區(qū)域，使用緩蝕劑能夠有效提高其抗腐蝕品質(zhì)。

美軍飛機普遍使用緩蝕劑，達到了提高飛機結(jié)構(gòu)的抗腐蝕品質(zhì)的效果。其中應(yīng)用較為普遍的緩蝕劑均是水置換型，這類緩蝕劑具有良好的滲透性和水置換性，能迅速脫除金屬表面和結(jié)構(gòu)縫隙中的水分，同時沉積上一層保護膜，有效延緩金屬材料的腐蝕。美海軍針對飛機結(jié)構(gòu)連接部位在結(jié)構(gòu)設(shè)計時除充分考慮密封、排水外，在日常維護中使用水置換型緩蝕劑作為控制腐蝕的一種方法已使用多年。美軍緩蝕劑應(yīng)用表明，外場維護采用緩蝕劑，可明顯降低費用、縮短工時、減輕勞動強度。目前國內(nèi)航空領(lǐng)域常用的緩蝕劑包括：硬膜緩蝕劑和軟膜緩蝕劑[12]。

3) 排水和通風

在飛機外場腐蝕防護中要特別注意排水、防潮和通風工作。定期疏通結(jié)構(gòu)排水孔、排水管，檢查機內(nèi)積水情況。對易積水結(jié)構(gòu)，可應(yīng)視情增加排水通路。

在雨后或海霧后，應(yīng)及時打開艙門、口蓋進行通風，并排除積液。通風可以驅(qū)散飛機內(nèi)部的潮濕空氣，促進結(jié)構(gòu)上沾附水分的蒸發(fā)。

4) 涂層體系和密封結(jié)構(gòu)臨時修復(fù)

飛機表面的防護涂層比較薄且硬度較小，受到碰撞、摩擦時極易損壞。因此，外場維護中應(yīng)盡量避免堅硬物體與飛機表面涂層直接碰撞、摩擦，以防止涂層受到機械損傷。若涂層遭到破壞，應(yīng)及時使用快速修補套裝進行修補。

結(jié)構(gòu)中的密封材料若因自然老化、高壓沖洗等原因遭到破壞，要及時進行更換和填充。

5) 加強潤滑

潤滑油脂能有效地防止或減緩功能接頭和摩擦表面等活動部位的腐蝕。在外場腐蝕防護中，要定期檢查活動部位的潤滑油脂是否充分。特別是飛機沖洗后，應(yīng)及時補充潤滑油、潤滑脂等。

2 艦載機日歷壽命設(shè)計實踐

2.1 技術(shù)途徑

殲-×飛機是中國最早進行日歷壽命評定的機型。在2000年前后，在外場服役中殲-×飛機出現(xiàn)了中機身第42框下半框腹板腐蝕開裂問題，才引起對日歷壽命工作的重視，并以此為導火索開展了殲-×飛機日歷壽命評定工作。通過遍歷日歷壽命評定歷程，從而掌握了日歷壽命評定的關(guān)鍵技術(shù)，為后續(xù)機型研發(fā)中日歷壽命評定奠定了扎實基礎(chǔ)。

日歷壽命設(shè)計技術(shù)是在設(shè)計階段對日歷壽命關(guān)鍵件/關(guān)鍵部位進行日歷壽命分析(包括防護體系的耐久性分析以及腐蝕條件下的壽命分析)，形成完整的日歷壽命設(shè)計流程，在設(shè)計階段發(fā)現(xiàn)和解決問題，降低設(shè)計風險。日歷壽命設(shè)計的技術(shù)途徑見圖4。

圖4 日歷壽命設(shè)計的技術(shù)途徑

2.2 環(huán)境譜及加速譜的編制

2.2.1 環(huán)境譜編制

對關(guān)鍵部位進行日歷壽命分析時的第1步就是針對飛機的預(yù)期使用環(huán)境數(shù)據(jù)，獲得環(huán)境譜，其中環(huán)境譜包括飛機總體停放環(huán)境譜和關(guān)鍵部位局部環(huán)境譜，并依此來考慮腐蝕環(huán)境對日歷壽命的影響[1]。

1) 總體停放環(huán)境譜

編制飛機總體停放環(huán)境譜，考慮的環(huán)境要素應(yīng)涵蓋地面環(huán)境、艦載環(huán)境、空中環(huán)境及使用和維護引起的環(huán)境等，主要分為環(huán)境要素和化學環(huán)境要素2類。

① 氣候環(huán)境要素主要有：氣溫、濕度、降水、固體沉降物、風、霧、鹽霧等。

② 化學環(huán)境要素主要有：SO2、氮氧化物NOX、酸雨、鹽水、鹽霧及Cl-等。

編制總體停放環(huán)境譜，原則上應(yīng)充分借鑒已掌握艦載飛機服役環(huán)境數(shù)據(jù)及日歷壽命評定取得成果，并結(jié)合實際作戰(zhàn)區(qū)域及服役環(huán)境開展停放環(huán)境譜編制工作。同時，隨后續(xù)工作進一步開展，不斷補充不同遠海海域環(huán)境數(shù)據(jù)，并開展不同遠海海域間的腐蝕環(huán)境對比，從而完善艦載機總體停放環(huán)境譜。

通過自然環(huán)境分析以及海軍以往機型腐蝕分析等，綜合考慮影響飛機腐蝕的各種因素，確定對結(jié)構(gòu)腐蝕影響較大的主要因素為溫度、相對濕度、霧(鹽霧)、凝露、雨、工業(yè)廢氣污染物等。因此通過統(tǒng)計飛機在不同訓練基地訓練及空中飛行情況和時間，大致給出1年內(nèi)各地域執(zhí)行任務(wù)時間、海域及飛行停放情況及對應(yīng)比例關(guān)系，按時間比例對應(yīng)環(huán)境譜加權(quán)處理，轉(zhuǎn)化為每一種參數(shù)的強度、持續(xù)時間、發(fā)生頻率及組合作用進行飛機總體停放環(huán)境譜編制。參照已往艦載飛機已獲取的外場飛行數(shù)據(jù)，其年平均飛行強度僅占日歷時間年的1%～3%，飛機地面停放時間占到服役時間的95%以上?？紤]空中飛行環(huán)境影響較小，因此在編制環(huán)境總譜編制中可以不考慮空中環(huán)境譜的時間比例。

理論上，環(huán)境總譜可通過進行作用時間加權(quán)值分析得到，全壽命期環(huán)境剖面比例分析需按以下不同階段進行劃分：① 未交付部隊的科研試飛階段，陸基機場停放時間、飛行時間；② 交付部隊后的科研試飛階段，艦面停放時間、航母機庫停放時間、飛行時間；③ 交付部隊后的正常裝備階段，艦面停放時間、航母機庫停放時間、飛行時間；④ 服 役成熟期全面統(tǒng)計獲取陸基機場停放時間、艦面停放時間、航母機庫停放、飛行時間。

通過上述統(tǒng)計分析，獲得不同階段，陸基機場停放時間、艦面停放時間、航母機庫停放時間、飛行時間之間的絕對值，并計算獲得各項目的時間百分比。將該百分比作為權(quán)值，用于完善艦載飛機全壽命周期的使用環(huán)境譜。

2) 關(guān)鍵部位局部環(huán)境譜

依據(jù)機體結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位在飛機中所處的具體位置，將各關(guān)鍵部位分為開敞型和半開敞型2類。其局部環(huán)境特征主要體現(xiàn)為：

① 對于開敞形式的疲勞關(guān)鍵部位，因在地面停放時，結(jié)構(gòu)暴露在機體表面，潮濕空氣、霧露、雨水均能直接作用在結(jié)構(gòu)上，故這些部位的局部環(huán)境與飛機的總體停放環(huán)境一致。

② 對于半開敞形式的疲勞關(guān)鍵部位，不直接暴露在機體表面，但與外界環(huán)境是相通的。按照腐蝕設(shè)計要求，結(jié)構(gòu)應(yīng)進行防止腐蝕介質(zhì)進入和防止液體積留設(shè)計，使用過程中即使有外部雨水、凝露進入結(jié)構(gòu)內(nèi)部，也會很快排除。因此，可以認為這些半開敞部位的局部環(huán)境與飛機的總體停放環(huán)境是一致的[13]。

為了簡化設(shè)計并保守地考慮問題，將開敞形式的疲勞關(guān)鍵部位和半開敞形式的疲勞關(guān)鍵部位統(tǒng)一考慮。環(huán)境對疲勞壽命的影響主要體現(xiàn)在溫度和相對濕度，對于不同情況有：

① 對于降雨，由于每次雨后形成的潮濕空氣作用時間不會馬上結(jié)束，還會延遲一段時間，基于工程保守估計，每次雨后潮濕空氣的作用時間按平均每次降雨均延遲1 h計算，將此時間按雨譜中各種溫度下降雨時間的比例分配到各溫度下的降雨時間上，則得局部環(huán)境雨譜下潮濕空氣的總作用時間。

② 對于霧露，基于工程保守估計，將每次霧露后潮濕空氣的作用時間按平均每次霧露均延遲1.5 h計算。將此時間按霧露譜中各種溫度下霧露時間的比例分配到各溫度下的霧露時間上，則得局部環(huán)境霧露譜下潮濕空氣的總作用時間。

2.2.2 加速試驗環(huán)境譜編制

以較短時間模擬飛機關(guān)鍵部位在地面停放期間達到腐蝕效果，需要編制加速試驗環(huán)境譜。根據(jù)關(guān)鍵部位不同類型，又可分為疲勞關(guān)鍵部位加速試驗環(huán)境譜和腐蝕失效關(guān)鍵部位加速試驗環(huán)境譜[14]。

1) 疲勞關(guān)鍵部位加速試驗環(huán)境譜

疲勞關(guān)鍵部位加速試驗環(huán)境譜主要針對飛機結(jié)構(gòu)的疲勞關(guān)鍵部位，在編制疲勞關(guān)鍵部位加速試驗環(huán)境譜時，需遵循下述原則：

① 針對艦載機具體結(jié)構(gòu)形式，包含地面停放時實際環(huán)境產(chǎn)生腐蝕的主要因素及作用情況，再現(xiàn)未來服役過程中出現(xiàn)的腐蝕損傷形式、特征和腐蝕產(chǎn)物的組成成分。

② 縮短實際環(huán)境下腐蝕歷程的時間，使加速腐蝕試驗周期滿足型號進度要求。

③ 通過合理的準則和方法，初步建立腐蝕加速譜與地面停放環(huán)境之間的當量加速關(guān)系。

針對疲勞關(guān)鍵部位，采用周期浸潤的方法進行試驗室腐蝕加速。疲勞關(guān)鍵部位的加速試驗環(huán)境譜應(yīng)充分考慮關(guān)鍵件在機體中所處的位置及周圍結(jié)構(gòu)形式，按當量折算法計算建立當量加速關(guān)系。在后續(xù)工作中，通過腐蝕程度對比法或疲勞壽命對比法修正建立的當量加速關(guān)系。疲勞關(guān)鍵部位加速試驗環(huán)境譜的基本構(gòu)成如下：

① 溫濕條件：參考飛機結(jié)構(gòu)日歷壽命體系評定技術(shù)的做法，取為溫度T=(40±2)℃，相對濕度RH=95%～100%。

② 浸泡環(huán)境條件：酸性NaCl溶液浸泡。采用5%NaCl溶液，模擬艦載飛機服役時受到的高鹽環(huán)境的作用。同時考慮以SO2為主的酸性氣體的作用，在溶液中添加一定量的稀H2SO4，使得溶液pH值達到4.0～4.5。

③ 干燥-浸泡時間：參考飛機結(jié)構(gòu)日歷壽命體系評定技術(shù)提出一個加速周期由30～60 min，浸泡時間約1/4～1/3。干燥時間控制在試件表面水膜恰好被烘干，通過在試驗室周期浸潤試驗箱反復(fù)試驗烘烤20～30 min時試件表面水膜基本被烘干。

結(jié)合中國艦載機服役的濕熱海洋性環(huán)境地域，周期浸潤形式的加速環(huán)境譜構(gòu)成如下：

① 酸性NaCl溶液浸泡：采用5%NaCl溶液中加入少量稀H2SO4，使pH值達到4.0，以模擬鹽霧和酸性氣體的作用。

② 溫濕環(huán)境下表面溶液的烘干過程：在T=(40 ±2) ℃及RH=95%～100%濕度下用遠紅外燈照射烘干試件，以模擬潮濕空氣及凝露的作用過程。一個加速周期為30 min，其中浸泡7.5 min， 烘干22.5 min。

2) 腐蝕失效關(guān)鍵部位加速試驗環(huán)境譜

腐蝕失效關(guān)鍵部位主要包括以下2類：

① 外露腐蝕失效關(guān)鍵部位。主要受外界自然環(huán)境作用的易腐蝕關(guān)鍵部位，承受的應(yīng)力水平不高，基體材料多為鋁合金，連接形式主要為鉚接和螺接。

② 內(nèi)部腐蝕失效關(guān)鍵部位。位于飛機結(jié)構(gòu)內(nèi)部，包括鋁合金梁、框腹板等，通常承受的應(yīng)力水平不高，不直接受外界自然環(huán)境作用，但容易積存腐蝕介質(zhì)，對腐蝕環(huán)境比較敏感。

對于外露腐蝕關(guān)鍵部位，采用國際上常用的涂層加速試驗環(huán)境譜及試驗程序(CASS譜)作為試驗室加速譜[15]，該譜主要針對飛機結(jié)構(gòu)在亞熱帶沿海地區(qū)服役的環(huán)境條件，一個周期包含5個環(huán)境塊，當量外場使用1年，根據(jù)環(huán)境適應(yīng)性要求，綜合考慮腐蝕環(huán)境中主要要素如濕熱、光照、鹽霧、熱沖擊及低溫疲勞開裂等的影響，加速試驗譜基本構(gòu)成如圖5所示。

圖5 CASS譜基本構(gòu)成

各環(huán)境塊試驗條件確定方法如下：

① 濕熱暴露試驗。可采用40～50 ℃水浸泡或在40～50 ℃,相對濕度95%～100%環(huán)境下試驗,試驗時間參考預(yù)估外露部位的年平均環(huán)境強度給出。考慮中國艦載機實際服役環(huán)境及使用情況，濕熱暴露試驗條件取為：試驗溫度取為(43±2) ℃，相對濕度95%～100%，暴露時間12天。

② 紫外照射試驗：紫外輻射強度隨緯度、地區(qū)和季節(jié)而異，關(guān)鍵部位涂層接受到的輻射強度與該部位的位置有關(guān)。通?？梢詫χ袊湫偷貐^(qū)的紫外輻射量進行測量統(tǒng)計得到年總輻射量，再根據(jù)結(jié)構(gòu)部位特點進行換算得到具體部位接受到的紫外輻射量。典型外露腐蝕失效關(guān)鍵部位紫外照射保守地取輻射強度K=(60±10) W/m2，溫度55 ℃，照射時間1天。

③ 熱沖擊試驗：溫度取決于飛機最大馬赫數(shù)對應(yīng)的關(guān)鍵部位最高溫度。中國的艦載機在飛行中的最高溫度為機翼前緣最高溫度，Tmax=155 ℃。參考美軍標準，取熱沖擊試驗溫度：T=151 ℃；暴露時間：升溫(10～15) ℃/min，保溫1 h。

④ 低溫疲勞試驗：溫度取結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位承受的最低溫度，8 km以上飛行高度可取為-50 ℃以下。疲勞載荷一般取為恒幅，以反映對涂層產(chǎn)生微裂紋的作用,應(yīng)力水平由具體部位應(yīng)力譜決定，循環(huán)次數(shù)由年應(yīng)力譜各級應(yīng)力當量折算到試驗應(yīng)力水平而得到，疲勞應(yīng)力應(yīng)由具體結(jié)構(gòu)對應(yīng)的疲勞載荷譜，以等損傷的形式折算為等幅應(yīng)力。

⑤ 鹽霧試驗：在5%NaCl溶液中添加H2SO4以再現(xiàn)化學因素的作用。3.5%NaCl溶液加適量稀硫酸使pH=5.3～6.5，35 ℃霧化，試驗時間、中性與酸性鹽霧的比例參考預(yù)估的使用環(huán)境給出。

對于內(nèi)部腐蝕失效關(guān)鍵部位加速試驗環(huán)境譜，可采用與外露腐蝕失效關(guān)鍵部位涂層加速試驗環(huán)境譜相似的方式，根據(jù)結(jié)構(gòu)腐蝕因素和腐蝕損傷形式，在現(xiàn)有環(huán)境譜基礎(chǔ)上進行適當改進得到，包括環(huán)境塊的作用順序和環(huán)境條件。

① 濕熱環(huán)境：取與涂層加速試驗環(huán)境譜相同的環(huán)境條件，作用時間根據(jù)具體部位確定。

② 紫外照射：內(nèi)部腐蝕失效關(guān)鍵部位沒有紫外照射作用，刪去紫外環(huán)境塊。

③ 熱沖擊：根據(jù)內(nèi)部結(jié)構(gòu)所處部位不同，結(jié)構(gòu)環(huán)境溫度和作用時間不一樣，通常的處理方法是取該部位結(jié)構(gòu)最高溫度和每年的平均作用時間以突出對涂層的影響，如果所處部位無高溫作用，則可刪去熱沖擊環(huán)境塊。

④ 低溫疲勞：恒幅疲勞應(yīng)力水平和作用次數(shù)同樣采用等損傷折算的方法將具體部位1年的疲勞載荷折算為若干次譜中最大應(yīng)力對應(yīng)的恒幅作用，試驗溫度取決于飛機結(jié)構(gòu)飛行時該部位的溫度，8 000 m以上飛行高度可取為-50 ℃以下。

⑤ 鹽霧試驗：采用與涂層加速試驗環(huán)境譜相同的環(huán)境條件，但作用時間和中性、酸性鹽霧作用的比例要根據(jù)具體部位腐蝕因素進行適當?shù)恼{(diào)整。

根據(jù)結(jié)構(gòu)所處部位的不同，環(huán)境條件為：濕熱+低溫疲勞+鹽霧。內(nèi)部腐蝕失效關(guān)鍵部位涂層加速試驗環(huán)境譜流程圖如圖6所示。

圖6 內(nèi)部腐蝕失效關(guān)鍵部位涂層加速試驗環(huán)境譜流程

對于環(huán)境比較惡劣的內(nèi)部腐蝕失效關(guān)鍵部位，如處于腐蝕介質(zhì)浸泡中的結(jié)構(gòu)，按圖6中提供的環(huán)境譜很難在合理的時間或周期內(nèi)再現(xiàn)外場腐蝕損傷，因此必須加強譜的腐蝕性，通?？刹捎酶g溶液浸泡的方式，若結(jié)構(gòu)還承受一定的重復(fù)載荷作用，可采用腐蝕溶液浸泡+疲勞的加速試驗環(huán)境譜。

2.3 腐蝕仿真分析

2.3.1 仿真分析概述

已往日歷壽命設(shè)計主要是通過試驗來驗證其有效性，評估效率低且費用高昂。隨著計算機技術(shù)的不斷發(fā)展和腐蝕電化學理論的不斷完善，腐蝕仿真技術(shù)應(yīng)運而生。該技術(shù)以電化學原理為依據(jù)，通過測試材料在不同服役環(huán)境下的極化性能，運用有限元或邊界元手段在較短的時間內(nèi)預(yù)測飛機結(jié)構(gòu)腐蝕位置和腐蝕程度，可以極大地提升飛機防腐蝕設(shè)計能力，豐富耐蝕性考核方法，同時結(jié)合適當?shù)脑囼烌炞C對模型進行校正，還可以直接應(yīng)用于整機的腐蝕預(yù)測中，從而消除局部關(guān)鍵件考核的局限性，達到飛機腐蝕可預(yù)測的目的。國內(nèi)外腐蝕研究學者基于電化學原理的有限元或邊界元仿真方法應(yīng)用建立了電偶腐蝕、縫隙腐蝕、點蝕等飛機常見腐蝕形式的仿真模型[16-18]。

在飛機設(shè)計過程中為了滿足輕量化或結(jié)構(gòu)強度要求，設(shè)計人員常常不得不將不同材料進行偶接，例如，鋼-鋁和鋁-復(fù)合材料的偶接。這種偶接形式雖然可以使飛機滿足強度設(shè)計要求，但由于不同材料具有不同的電化學性能，將其進行偶接極易引發(fā)電偶腐蝕，導致結(jié)構(gòu)性能的加速退化。因此，從金屬結(jié)構(gòu)的可靠性設(shè)計和維護角度來說，準確地預(yù)測電偶腐蝕發(fā)生區(qū)域以及腐蝕反應(yīng)速率是至關(guān)重要的。

2.3.2 腐蝕仿真案例

本文重點開展了2種典型連接件的腐蝕仿真分析研究工作，試驗件示意圖見圖7，材料數(shù)據(jù)見表2。其分析流程主要分為3大部分：① 輸入部分，數(shù)據(jù)測定、收集和模型準備；② 仿真計算部分，設(shè)置參數(shù)進行仿真計算；③ 輸出部分，輸出仿真結(jié)果并進行可視化分析。

表2 試驗件材料

圖7 試驗件示意圖

通過數(shù)學模型構(gòu)建，并導入COMSOL Multiphysics仿真軟件后進行網(wǎng)格劃分，其中對于搭接孔等位置需要手動對網(wǎng)格進行加密處理。劃分結(jié)果如圖8所示。

圖8 模型網(wǎng)格

為開展腐蝕仿真分析，前期通過試驗測得分析所用材料的極化曲線參數(shù)擬合結(jié)果見表3。表中：βa、βc分別為陽極、陰極塔菲爾斜率；Io為自腐蝕電流密度；Eo為自腐蝕電位。

表3 不同材料極化曲線擬合結(jié)果

1) 案例1(鋁-鋁連接件)

基于上述邊界條件及模型，分析得到腐蝕電位分布預(yù)測可視化如圖9所示。

圖9 腐蝕電位預(yù)測情況(案例1)

對不同部位的電偶腐蝕電流密度進行預(yù)測，結(jié)果如圖10所示。

圖10中所示分別為數(shù)值模擬計算得到試件電流密度分布和實驗室內(nèi)加速試驗結(jié)果。圖10(a)所示對于鋁合金搭接件，由于螺栓為鈦合金，兩者電位差較大，因此易腐蝕部位主要出現(xiàn)在螺栓與鋁合金基體接觸的釘孔處。腐蝕發(fā)生的程度較大，在疲勞試驗過程中也最易成為疲勞源。

圖10 數(shù)值模擬計算結(jié)果與加速試驗結(jié)果對比(案例1)

圖11為電流密度分布結(jié)果，該結(jié)果有效顯示鋁合金板搭接面與鈦合金螺栓接觸位置電流密度較大。

圖11 腐蝕電流密度分布(案例1)

對鈦合金螺栓和鋁合金板進行二維切面后，利用變形幾何進行腐蝕變形預(yù)測，計算結(jié)果見圖12。同時對預(yù)腐蝕1年后利用變形幾何進行腐蝕變形預(yù)測，鋁合金與鈦螺栓接觸位置變形最大12.082 574 87 μm，如圖13所示。圖12和圖13均是以試件中心為原點建立坐標，沿試件長度方向為X,縱向為Y。

圖12 腐蝕變形計算

圖13 腐蝕深度預(yù)測

2) 案例2(鋁-復(fù)材連接件)

同樣基于表3中數(shù)據(jù)及圖7所示模型，分析得到腐蝕電位分布預(yù)測可視化如圖14所示。

對不同部位的電偶腐蝕電流密度進行預(yù)測，結(jié)果如圖15所示。圖15中仿真結(jié)果與試驗結(jié)果對比表明，對于搭接材料為復(fù)合材料連接件而言，“復(fù)合材料與鋁合金”的電位差雖然相較“鋁合金與鈦合金螺栓”之間的電位差較小，但該試驗件中復(fù)合材料面積相對較大，對鋁合金的電偶腐蝕加速效應(yīng)更加明顯。尤其對于有復(fù)合材料的一面，甚至表現(xiàn)出復(fù)合材料與鋁合金之間的電偶效應(yīng)更為明顯。這一現(xiàn)象可解釋圖15(a)中預(yù)測結(jié)果顯示鋁合金與復(fù)合材料交界處電流密度最大。同時，在實驗室內(nèi)加速腐蝕試驗結(jié)果在圖15(b)中得到驗證。

對鋁-復(fù)材連接件進行二維切面后，利用變形幾何進行腐蝕變形預(yù)測，計算結(jié)果見圖16。圖16中顯示，對于有復(fù)合材料的試件，其變形最大位置與電流密度最大位置保持一致，均位于復(fù)合材料與鋁合金金屬搭接處。這也再次表明數(shù)值模擬的準確性和一致性。

圖16 試件整體橫斷面腐蝕變形預(yù)測

3 結(jié) 論

艦載機服役環(huán)境中溫度、濕度、氯離子濃度等環(huán)境因素明顯高于內(nèi)陸地區(qū)飛機的服役環(huán)境，飛機結(jié)構(gòu)更易發(fā)生腐蝕問題，因此需要對服役飛機重點部位的腐蝕萌生及擴展進行監(jiān)測，以便及時發(fā)現(xiàn)、及時維修。目前國內(nèi)腐蝕監(jiān)測傳感器的成熟度較低，研究成果都是基于試驗室環(huán)境下的傳感器驗證，暫時沒有工程應(yīng)用的案例[19-20]。后續(xù)可通過在腐蝕高發(fā)區(qū)域安裝腐蝕傳感器結(jié)合地面標定試驗，實現(xiàn)結(jié)構(gòu)腐蝕發(fā)生及腐蝕損傷程度的直接監(jiān)測，監(jiān)測結(jié)果更為直觀，并逐步實現(xiàn)工程應(yīng)用。