張幸，何衛(wèi)平，張登（中國(guó)特種飛行器研究所 結(jié)構(gòu)腐蝕防護(hù)與控制航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，湖北 荊門 448035）

某型飛機(jī)典型連接結(jié)構(gòu)防腐蝕密封改進(jìn)及驗(yàn)證

張幸，何衛(wèi)平，張登
（中國(guó)特種飛行器研究所 結(jié)構(gòu)腐蝕防護(hù)與控制航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，湖北 荊門 448035）

目的 研究某型飛機(jī)典型連接結(jié)構(gòu)防腐蝕密封改進(jìn)方法。方法 針對(duì)飛機(jī)典型連接結(jié)構(gòu)的密封劑失效問題提出改進(jìn)密封工藝和密封結(jié)構(gòu)形式兩種方案，并采用實(shí)驗(yàn)室加速環(huán)境譜進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證研究，以獲得解決密封劑失效問題的途徑。結(jié)果 密封劑固化時(shí)間由48 h延長(zhǎng)至168 h后，典型連接試驗(yàn)件的初始開裂時(shí)間由試驗(yàn)1循環(huán)延遲至5循環(huán)，降低了涂層開裂程度。采用局部密封設(shè)計(jì)后，試驗(yàn)件的初始腐蝕時(shí)間從試驗(yàn)1循環(huán)延遲至10循環(huán)，試驗(yàn)件外表面螺釘均產(chǎn)生紅棕色銹蝕。結(jié)論 采用局部密封設(shè)計(jì)形式和將密封劑固化時(shí)間由48 h延長(zhǎng)至168 h可以有效解決某型飛機(jī)典型連接結(jié)構(gòu)現(xiàn)有設(shè)計(jì)中的密封劑失效問題。

連接結(jié)構(gòu)；防腐蝕；密封

海軍飛機(jī)結(jié)構(gòu)的腐蝕/損傷涉及多種類型、多種結(jié)構(gòu)/部位，其中緊固件連接部位接觸腐蝕和縫隙腐蝕、防護(hù)層局部失效就是典型腐蝕失效形式之一。機(jī)械緊固連接件是飛機(jī)結(jié)構(gòu)中典型的關(guān)鍵性部件之一，其使用壽命直接影響結(jié)構(gòu)的安全性和可靠性。特別是對(duì)于在海洋環(huán)境下服役的飛機(jī)，長(zhǎng)期遭受潮濕空氣、海水和鹽霧等惡劣環(huán)境的影響，在使用環(huán)境與載荷環(huán)境的交互或協(xié)同作用下，疲勞裂紋往往從應(yīng)力集中處萌生和擴(kuò)展，從而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的疲勞破壞。飛機(jī)連接結(jié)構(gòu)件的緊固件區(qū)域是易腐蝕部位，高空低溫飛行時(shí)結(jié)構(gòu)承受交變載荷，緊固件區(qū)域涂層體系易出現(xiàn)開裂傾向，鹽霧等腐蝕性氣體或介質(zhì)易侵入緊固件區(qū)域的縫隙導(dǎo)致腐蝕產(chǎn)生[1—5]。嚴(yán)重的腐蝕會(huì)大幅增加飛機(jī)的腐蝕維護(hù)費(fèi)用[6—7]。

文中主要針對(duì)飛機(jī)典型連接結(jié)構(gòu)的密封劑失效問題提出了改進(jìn)密封工藝和密封結(jié)構(gòu)形式兩種方案，并采用實(shí)驗(yàn)室加速環(huán)境譜進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證研究，以獲得解決密封劑失效問題的途徑，提高飛機(jī)的使用安全性，降低飛機(jī)的使用維護(hù)費(fèi)用。

1　試驗(yàn)材料及試驗(yàn)方法

1.1試驗(yàn)材料

按某型飛機(jī)典型結(jié)構(gòu)及表面防護(hù)體系設(shè)計(jì)和制備典型連接試驗(yàn)件，如圖1所示。試驗(yàn)件材料為7B04鋁合金，尺寸為380 mm×180 mm×3 mm，表面處理為硫酸陽(yáng)極化和重鉻酸鹽填充，表面防護(hù)體系為2層TB06-9底漆+1層TS70-60灰色磁漆。緊固件連接部位的防腐蝕密封設(shè)計(jì)方法為：緊固件涂底漆濕裝配，中間搭接板上進(jìn)行表面處理+底漆+密封劑+面漆。

圖1　典型連接件結(jié)構(gòu)Fig.1 Typical assembly structure

1.2試驗(yàn)環(huán)境譜

以美國(guó)海軍驗(yàn)證、評(píng)估飛機(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)體系性能的加速試驗(yàn)環(huán)境譜為基礎(chǔ)，參考國(guó)內(nèi)飛機(jī)典型模擬件加速試驗(yàn)環(huán)境譜編制方法[8—10]，針對(duì)飛機(jī)的服役環(huán)境及使用模式特點(diǎn)，對(duì)基本試驗(yàn)環(huán)境譜進(jìn)行適當(dāng)?shù)募舨?，編制了加速試?yàn)環(huán)境譜，如圖2所示。加速試驗(yàn)環(huán)境譜含濕熱、紫外、低氣壓、熱沖擊、低溫疲勞和鹽霧試驗(yàn)6個(gè)模塊。不同典型模擬件的低溫疲勞試驗(yàn)橫幅載荷見表1。

圖2　加速試驗(yàn)環(huán)境譜Fig.2 Accelerated corrosion environment spectrum

表1　低溫疲勞試驗(yàn)恒幅載荷Table 1 The load of low-temperature fatigue test

2　失效狀況及原因分析

典型連接試驗(yàn)件的密封設(shè)計(jì)形式為全局密封，密封劑固化時(shí)間為48 h。典型連接件在實(shí)驗(yàn)室加速環(huán)境下完成第1個(gè)循環(huán)試驗(yàn)后，試驗(yàn)件的防護(hù)體系發(fā)生了開裂現(xiàn)象，如圖3所示?？梢钥吹?，試驗(yàn)件的中間搭接板的緊固件周圍產(chǎn)生多處裂紋，裂紋長(zhǎng)度超過10 mm，所有裂紋都起源于緊固件周圍，而非連接部位的涂層則無(wú)裂紋產(chǎn)生。

鑒于典型連接結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件的防護(hù)體系發(fā)生開裂現(xiàn)象，前期項(xiàng)目組對(duì)失效原因進(jìn)行了分析，并開展了防護(hù)體系中面漆的驗(yàn)證和結(jié)構(gòu)形式及密封劑的驗(yàn)證，根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果初步斷定防護(hù)體系的開裂受試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)形式、防護(hù)體系的類型和密封劑種類等因素的影響。剝開試驗(yàn)件表面局部開裂涂層，采用三維體視顯微鏡對(duì)涂層體系下面的密封劑層進(jìn)行微觀檢測(cè)，密封劑層的微觀形貌如圖4所示。由圖4可知，防護(hù)體系下的密封劑層開裂，因此可以初步斷定試驗(yàn)件表面防護(hù)體系的開裂是由于密封劑層的開裂引起。

圖3　典型連接件實(shí)驗(yàn)前和試驗(yàn)1循環(huán)后的外觀形貌Fig.3 The appearance of typical assembly structure before and after 1 cycle of test

圖4　密封劑開裂形貌Fig.4 The cracking morphology of sealant

為了進(jìn)一步確定防護(hù)體系失效的原因，提出了更改密封劑種類和結(jié)構(gòu)密封設(shè)計(jì)形式等改進(jìn)方案[1]。文中主要針對(duì)典型連接件密封劑失效的改進(jìn)方案，采用能模擬飛機(jī)實(shí)際服役環(huán)境的實(shí)驗(yàn)室加速環(huán)境譜進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證研究，以獲得解決密封劑失效問題的途徑，提高飛機(jī)的使用安全性。

3　改進(jìn)措施及試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果

3.1密封工藝驗(yàn)證結(jié)果

密封工藝對(duì)密封質(zhì)量起著非常重要的作用，密封時(shí)的溫度、濕度、涂密封劑前的準(zhǔn)備工作、清潔工作和密封劑固化時(shí)間都會(huì)影響密封質(zhì)量的好壞。針對(duì)連接結(jié)構(gòu)涂層開裂現(xiàn)象，重新設(shè)計(jì)制備試驗(yàn)件，將密封劑固化時(shí)間由48 h調(diào)整為168 h，并在實(shí)驗(yàn)室加速試驗(yàn)環(huán)境譜下開展試驗(yàn)。新加工試驗(yàn)件在試驗(yàn)5循環(huán)后緊固件周圍涂層出現(xiàn)開裂現(xiàn)象，開裂程度較為輕微，試驗(yàn)結(jié)果如圖5所示。密封劑工藝驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果表明，延長(zhǎng)密封劑固化時(shí)間能一定程度改善涂層的抗開裂性能，典型連接試驗(yàn)件的初始開裂時(shí)間由試驗(yàn)1循環(huán)延遲至5循環(huán)，減小了涂層開裂程度。

圖5　典型連接件實(shí)驗(yàn)前和試驗(yàn)5循環(huán)后的外觀形貌Fig.5 The appearance of typical assembly structure before and after 5 cycles of test

3.2密封劑類型和密封結(jié)構(gòu)形式驗(yàn)證結(jié)果

為了考察密封劑性能及密封形式，采取相同的試驗(yàn)件及密封工藝，將HM-109密封劑更改為國(guó)外相同功能的密封劑。同時(shí)參考國(guó)外F18飛機(jī)的密封設(shè)計(jì)形式，更改結(jié)構(gòu)密封設(shè)計(jì)，將原設(shè)計(jì)的搭接板貼合面全部刷涂一層密封劑，更改為僅在緊固件頭部刷涂密封劑（如圖6所示），考察密封設(shè)計(jì)的合理性。

密封劑和密封結(jié)構(gòu)形式驗(yàn)證結(jié)果如圖7—10所示。試驗(yàn)前形貌如圖7所示，開展5個(gè)循環(huán)試驗(yàn)后，刷涂國(guó)內(nèi)、國(guó)外密封劑的試件都沒有開裂（如圖8所示）。試驗(yàn)10循環(huán)后，刷涂國(guó)內(nèi)密封劑的試驗(yàn)件內(nèi)表面螺釘開始出現(xiàn)銹蝕，刷涂國(guó)外密封劑的試驗(yàn)件未發(fā)生腐蝕/失效現(xiàn)象（如圖9所示）。試驗(yàn)20循環(huán)后，刷涂國(guó)內(nèi)和國(guó)外密封劑的試驗(yàn)件外表面螺釘均產(chǎn)生銹蝕，刷涂國(guó)內(nèi)密封劑的試件內(nèi)表面緊固件產(chǎn)生銹蝕，緊固件區(qū)域局部涂層脫落（如圖10所示）。試驗(yàn)26循環(huán)后，刷涂國(guó)外密封劑的試件外表面涂層有少量鼓泡、內(nèi)表面緊固件只產(chǎn)生很輕微的銹蝕；刷涂國(guó)內(nèi)密封劑的試件外表面涂層有少量鼓泡、銹蝕，內(nèi)表面緊固件區(qū)域涂層開裂、剝落，緊固件產(chǎn)生銹蝕；未刷涂面漆的試驗(yàn)件外表面鼓泡嚴(yán)重（如圖11所示）。試驗(yàn)結(jié)果表明，與原設(shè)計(jì)的全局密封形式比較，采用局部密封設(shè)計(jì)的試驗(yàn)件涂層未開裂，局部密封設(shè)計(jì)可以有效解決現(xiàn)有設(shè)計(jì)中密封劑的失效問題。搭接板貼合面噴涂底漆后，先刷涂密封劑，再噴涂面漆，會(huì)影響底漆與面漆之間的結(jié)合力，密封膠的開裂導(dǎo)致表面漆層的開裂，因此通過更改密封設(shè)計(jì)方案（只在緊固件頭部刷涂密封劑）后，搭接板貼合面的底漆和面漆之間的結(jié)合力更佳，有效解決了涂層開裂問題。

圖6　全密封和局部密封形式Fig.6 The forms of local and entire sealing design

圖7　密封劑和密封結(jié)構(gòu)形式驗(yàn)證試件試驗(yàn)前形貌Fig.7 Morphologies of sealant and sealing structure form validating specimens before accelerated test

圖8　密封劑和密封結(jié)構(gòu)形式驗(yàn)證件試驗(yàn)5個(gè)循環(huán)后形貌Fig.8 Morphologies of sealant and sealing structure form validating specimens after 5 cycles of test

圖9　密封劑和密封結(jié)構(gòu)形式驗(yàn)證件試驗(yàn)10個(gè)循環(huán)后形貌Fig.9 Morphologies of sealant and sealing structure form validating specimens after 10 cycles of test

圖10　密封劑和密封結(jié)構(gòu)形式驗(yàn)證件試驗(yàn)20個(gè)循環(huán)后形貌Fig.10 Morphologies of sealant and sealing structure form validating specimens after 20 cycles of test

圖11　密封劑和密封結(jié)構(gòu)形式驗(yàn)證件試驗(yàn)26個(gè)循環(huán)后形貌Fig.11 Morphologies of sealant and sealing structure form validating specimens after 26 cycles of test

4　結(jié)論

1）密封劑固化時(shí)間由48 h延長(zhǎng)至168 h可以一定程度上改善緊固件連接結(jié)構(gòu)涂層的密封開裂問題。

2）針對(duì)某型飛機(jī)現(xiàn)有設(shè)計(jì)中密封劑的失效問題，可以采用局部密封設(shè)計(jì)形式、更換密封劑種類和將固化劑固化時(shí)間延長(zhǎng)至168 h的方法解決。

[1]王春暉，藍(lán)啟城，何衛(wèi)平，等.典型連接件防腐密封劑在加速環(huán)境下的失效分析[J].裝備環(huán)境工程，2013，10（3）：47—50.

WANG Chun-hui，LAN Qi-cheng，HE Wei-ping，et al.Failure Analysis of Typical Adapting Piece Anticorrosion Sealant in Accelerated Environment[J].Equipment Environmental Engineering，2013，10（3）：47—50.

[2]張丹峰，譚曉明，陳躍良.海洋環(huán)境下飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞研究現(xiàn)狀[J].裝備環(huán)境工程，2009，6（2）：5—8.

ZHANG Dan-feng，TAN Xiao-ming，CHEN Yue-liang.Research Progress of Corrosion Fatigue of Aircraft Structure under Marine Environment[J].Equipment Environmental Engineering，2009，6（2）：5—8.

[3]胡建軍，陳躍良，卞貴學(xué)，等.飛機(jī)結(jié)構(gòu)加速腐蝕與自然腐蝕[J].腐蝕與防護(hù)，2011，32（11）：900—904.

HU Jian-jun，CHEN Yue-liang，BIAN Gui-xue，et al.Corrosion of Aircraft Structure Material in Accelerated Simulating Environment and Service Environment[J].Corrosion and Protection，2011，32（11）：900—904.

[4]陳亞莉.艦載機(jī)材料的特殊要求與選擇特點(diǎn)[J].國(guó)際航空，2011（11）：35—38.

CHEN Ya-li.Selecting Suitable Materials for Carrier-based Aircraft[J].International Aviation，2011（11）：35—38.

[5]孫志華，湯智慧，李斌.海洋環(huán)境服役飛機(jī)的全面腐蝕控制[J].裝備環(huán)境工程，2014，11（6）：35—38.

SUN Zhi-hua，TANG Zhi-hui，LI Bin.Selecting Suitable Materials for Carrier-based Aircraft[J].Equipment Environmental Engineering，2014，11（6）：35—38.

[6]COOKE G.A Study to Determine the Annual Cost of Corrosion Maintenance for Weapons Systems in the USAF[R].NCI Information Systems，Inc，1998.

[7]AGARWALA V S.Corrosion Detection and Monitoring-a Review[C]//Proceedings of Corrosion 2000.Houston：NACE International，2000.

[8]劉文廷，李玉海.飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命體系評(píng)定技術(shù)[M].北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2004.

LIU Wen-ting，LI Yu-hai.Evaluating Technology for the Calendar Life of Aircraft Structure[M].Beijing：China Machine Press，2004.

[9]劉文珽，李玉海，陳群志，等.飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕部位涂層加速試驗(yàn)環(huán)境譜研究[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2002，28（1）：109—112. LIU Wen-ting，LI Yu-hai，CHEN Qun-zhi，et al.Accelerated corrosion environmental spectrums for testing surface coatings of critical areas of flight aircraft structures[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2002，28 （1）：109—112.

[10]李玉海，劉文廷，楊旭，等.軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命體系評(píng)定應(yīng)用范例[M].北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2005.

LI Yu-hai，LIU Wen-ting，YANG Xu，et al.Application sample of evaluating the Calendar Life of Military Aircraft Structure[M].Beijing：China Machine Press，2004.

Improvement and Validation about Anti-corrosion Sealing of Typical Assembly Structure of a Certain Aircraft

ZHANG Xing，HE Wei-ping，ZHANG Deng
（Structure Corrosion Protection and Control of Aviation Science and Technology Key Laboratory，China Special Vehicle Reach Institute，Jingmen 448035，China）

Objective To study method for improving anti-corrosion sealing of typical assembly structure of a certain aircraft.Methods Two schemes were put forward to improve the sealing process and the sealing structure form aiming at the sealant failure problem of typical assembly structure of the aircraft.The two schemes were then validated by carrying out accelerated corrosion test using the typical accelerated corrosion environment spectrum in the laboratory, in order to achieve to solution to the sealant failure problem.Results The crack initiation time of typical assembly structure was deferred from 1 cycle to 5 cycles of the accelerated test and the extent of coating cracking decreased when the curing time of sealant prolonged from 48 h to 168 h.The corrosion/failure initiation time of typical assembly structure using the local sealing design was deferred from 1 cycle to 10 cycles of the accelerated test,and red-brown rust appeared on the outer exterior of the sample.Conclusion Using the form of local sealing design and prolonging the curing time of sealant from 48 h to 168 h could effectively resolve the existing sealant failure problem of typical assembly structure of the aircraft.

assembly structure；anti-corrosion；sealing

2015-10-21；Revised：2015-12-16

10.7643/issn.1672-9242.2016.01.005

TJ07；TG174

A

1672－9242（2016）01－0024-05

2015-10-21；

2015-12-16

張幸（1984—），女，湖南瀏陽(yáng)人，碩士，工程師，主要研究方向?yàn)轱w機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕防護(hù)與控制。

Biography：ZHANG Xing（1984—），F(xiàn)emale，from Liuyang，Hubei，Master，Engineer，Research focus：corrosion protection and control of aircraft structure.