陳躍良，陳亮，卞貴學(xué)，楊翔寧，管宇，張勇，何剛

1. 海軍航空大學(xué)青島校區(qū)，青島 266041

2. 大連理工大學(xué)，大連 116024

3. 航空工業(yè)沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng) 110035

艦載機(jī)是航母戰(zhàn)斗群的核心作戰(zhàn)力量，艦載機(jī)的戰(zhàn)備完好性影響到航母編隊(duì)作戰(zhàn)效能的發(fā)揮。但艦載機(jī)需要在高溫、高濕、高鹽霧等復(fù)雜苛刻的環(huán)境中長(zhǎng)期服役，環(huán)境導(dǎo)致艦載機(jī)結(jié)構(gòu)和機(jī)載產(chǎn)品暴露出嚴(yán)重的腐蝕問(wèn)題，影響到飛機(jī)的正常使用和飛行安全[1]。因此發(fā)展先進(jìn)艦載戰(zhàn)斗機(jī)腐蝕防護(hù)控制技術(shù)及日歷壽命設(shè)計(jì)方法具有重大的實(shí)際意義。

表征飛機(jī)壽命的指標(biāo)有飛行小時(shí)、起降次數(shù)和日歷壽命，其中任何一項(xiàng)指標(biāo)達(dá)到設(shè)計(jì)時(shí)限即為飛機(jī)到壽[2-3]。前2項(xiàng)指標(biāo)己有較完善的設(shè)計(jì)和評(píng)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(yàn)估計(jì)，尚未建立可靠的、具有普適性的設(shè)計(jì)方法。長(zhǎng)期沒(méi)有解決的主要原因是：影響飛機(jī)日歷壽命的因素眾多，腐蝕是首要因素，同時(shí)與材料自身性能、制造工藝、服役環(huán)境、飛機(jī)載荷與時(shí)間、起降頻率、腐蝕防護(hù)與修理措施等密切相關(guān)，解決難度大。隨著對(duì)裝備可靠性要求的提高，先進(jìn)艦載機(jī)對(duì)日歷壽命指標(biāo)要求進(jìn)一步延長(zhǎng)，須滿足海洋性氣候和海戰(zhàn)平臺(tái)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(xué)交替作用機(jī)理不清楚的重大基礎(chǔ)科學(xué)難題。飛機(jī)的日歷壽命問(wèn)題已成為嚴(yán)重影響和制約新一代戰(zhàn)機(jī)設(shè)計(jì)和安全使用的關(guān)鍵技術(shù)瓶頸。因此，一方面急需有針對(duì)性地發(fā)展艦載機(jī)抗腐蝕設(shè)計(jì)和先進(jìn)防護(hù)技術(shù)，另一方面急需解決先進(jìn)艦載機(jī)日歷壽命設(shè)計(jì)的難題。

本文的主體思路是將腐蝕控制與防護(hù)工作貫穿艦載機(jī)全壽命周期。首先從防腐蝕綜合設(shè)計(jì)、耐腐蝕材料及表面防護(hù)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(hù)的諸多要點(diǎn)與細(xì)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(jī)日歷壽命設(shè)計(jì)問(wèn)題，詳述了環(huán)境譜(飛機(jī)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(guò)2個(gè)案例闡明腐蝕仿真技術(shù)可以準(zhǔn)確、高效地預(yù)測(cè)腐蝕部位及腐蝕速率，是艦載機(jī)日歷壽命設(shè)計(jì)的創(chuàng)新方法。最后對(duì)艦載機(jī)腐蝕防護(hù)與控制發(fā)展方向進(jìn)行了展望。

1 艦載機(jī)腐蝕防護(hù)與控制技術(shù)

1.1 總體思路

艦載機(jī)腐蝕問(wèn)題已成為決定艦載飛機(jī)壽命、保證技戰(zhàn)術(shù)水平的關(guān)鍵因素。英、美等國(guó)空軍、海軍將飛機(jī)腐蝕防護(hù)與控制研究發(fā)展為防護(hù)系統(tǒng)工程學(xué)，貫穿設(shè)計(jì)、制造、使用全過(guò)程[4]。因此艦載機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)腐蝕防護(hù)與控制是一項(xiàng)系統(tǒng)工程，必須貫穿于設(shè)計(jì)、生產(chǎn)制造和使用維修等各階段，實(shí)施機(jī)體結(jié)構(gòu)全壽命期內(nèi)腐蝕防護(hù)與控制。

1.2 防腐蝕綜合設(shè)計(jì)

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

1) 機(jī)體結(jié)構(gòu)應(yīng)采取全機(jī)密封設(shè)計(jì)，維護(hù)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(jī)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(jī)內(nèi)。

2) 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)注重通風(fēng)，合理布置通風(fēng)口蓋、通氣孔，通風(fēng)結(jié)構(gòu)形式設(shè)計(jì)應(yīng)適用性強(qiáng)、易于操作，便于外場(chǎng)定期維護(hù)。

3) 機(jī)體內(nèi)部積水的來(lái)源主要包括：飛機(jī)表面上的大氣降水、沖洗飛機(jī)用的清洗液、飛機(jī)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(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)應(yīng)綜合設(shè)計(jì)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(jī)內(nèi)，侵蝕結(jié)構(gòu)和設(shè)備[5]，如圖1所示。

4) 選擇適當(dāng)?shù)谋砻娣雷o(hù)措施，包括金屬鍍覆層、化學(xué)覆蓋層。鋁合金表面防護(hù)的主要方式是硫酸陽(yáng)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?qiáng)度大于1 240 MPa的鋼制零件應(yīng)采用低氫脆工藝進(jìn)行防護(hù)。

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(shí)，應(yīng)在接合界面設(shè)置不吸濕、不含有腐蝕性成分和不導(dǎo)電的隔離層。

6) 限制結(jié)構(gòu)工作應(yīng)力，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)應(yīng)盡量避免應(yīng)力集中和殘余應(yīng)力，嚴(yán)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(qiáng)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(hù)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(shí)，應(yīng)有可靠的腐蝕特性數(shù)據(jù)；從材料選用開(kāi)始就把腐蝕防護(hù)與控制設(shè)計(jì)與結(jié)構(gòu)耐久性和損傷容限設(shè)計(jì)技術(shù)要求相匹配。

從高強(qiáng)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(qiáng)度指標(biāo)，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(kāi)裂。繼而發(fā)展到材料除滿足靜強(qiáng)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(qiáng)度，換來(lái)了抗腐蝕性能大幅提升[6]。

美國(guó)在F-35設(shè)計(jì)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(duì)Fe、Si等雜質(zhì)元素含量進(jìn)行了嚴(yán)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(qiáng)度水平下，還具有韌性好、疲勞強(qiáng)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(duì)比如表1所示。

表1 7050 T7452與7085 T7452狀態(tài)鍛件性能對(duì)比

1.4 高性能表面防護(hù)涂層

有機(jī)防護(hù)涂層是飛機(jī)腐蝕防護(hù)的重要材料之一[8-9]。設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)根據(jù)飛機(jī)結(jié)構(gòu)材料、使用部位、環(huán)境條件等要求選擇有機(jī)涂層系統(tǒng)。除應(yīng)考慮其防護(hù)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(jī)涂層體系多數(shù)為雙層防護(hù)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(xué)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(jī)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(wú)光磁漆新型防護(hù)涂層體系。圖2為同一結(jié)構(gòu)形式不同防護(hù)涂層體系模擬外場(chǎng)使用10年后涂層表面狀態(tài)。其中A涂層體系為T(mén)B06-9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(wú)光磁漆QFS-15。

圖2 不同防護(hù)涂層體系模擬外場(chǎng)使用10年后表面狀態(tài)

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

1.5 制造過(guò)程中的腐蝕控制

艦載機(jī)制造過(guò)程應(yīng)嚴(yán)格落實(shí)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(guò)加工硬化(例如在表面采用噴丸強(qiáng)化、擠壓強(qiáng)化等)提高殘余壓應(yīng)力。零件在淬火、機(jī)械加工硬化或電鍍后，應(yīng)用有機(jī)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(qiáng)迫裝配，零件表面鍍(涂)層的任何損傷均應(yīng)及時(shí)進(jìn)行修復(fù)。盡量避免強(qiáng)迫裝配，合理設(shè)計(jì)墊片，消除間隙，當(dāng)結(jié)構(gòu)裝配間隙大于0.5 mm時(shí)，應(yīng)及時(shí)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(guò)程中的腐蝕防護(hù)與控制

艦載機(jī)在外場(chǎng)使用維修過(guò)程中不可避免地會(huì)出現(xiàn)不同程度的腐蝕破壞。因此，外場(chǎng)使用維修過(guò)程中應(yīng)根據(jù)腐蝕損傷監(jiān)控/檢查計(jì)劃，確定腐蝕檢查要求與技術(shù)方法，進(jìn)行腐蝕防護(hù)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(fēng)、臨時(shí)修復(fù)和潤(rùn)滑等可以有效控制腐蝕的發(fā)生和發(fā)展。

1) 飛機(jī)清洗

清洗是防止飛機(jī)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(jìn)飛機(jī)表面腐蝕，并可能對(duì)飛機(jī)各系統(tǒng)性能產(chǎn)生不利影響[10]。美國(guó)海軍對(duì)艦載機(jī)清洗周期有嚴(yán)格要求。艦載機(jī)隨母艦出海時(shí)，至少每7天清洗一次；在岸上基地時(shí)，至少每14天清洗一次。當(dāng)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(shí)，所有暴露或未涂漆表面，例如起落架支柱和作動(dòng)筒活塞桿等，都需要在每天最后一次飛行后進(jìn)行清洗或擦拭。對(duì)清洗用水質(zhì)也有嚴(yán)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(jìn)行消毒，防止滋生微生物[11]。

飛機(jī)表面應(yīng)使用規(guī)定的清洗劑，并嚴(yán)格掌握使用濃度。嚴(yán)禁使用堿性清洗劑(pH>10)。高堿性清洗劑與高強(qiáng)度鋼、鋁接觸會(huì)導(dǎo)致氫脆，危害性極大。目前飛機(jī)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(jī)清洗方式

2) 使用緩蝕劑

對(duì)飛機(jī)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(jī)普遍使用緩蝕劑，達(dá)到了提高飛機(jī)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(shí)沉積上一層保護(hù)膜，有效延緩金屬材料的腐蝕。美海軍針對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)連接部位在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)除充分考慮密封、排水外，在日常維護(hù)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(chǎng)維護(hù)采用緩蝕劑，可明顯降低費(fèi)用、縮短工時(shí)、減輕勞動(dòng)強(qiáng)度。目前國(guó)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(fēng)

在飛機(jī)外場(chǎng)腐蝕防護(hù)中要特別注意排水、防潮和通風(fēng)工作。定期疏通結(jié)構(gòu)排水孔、排水管，檢查機(jī)內(nèi)積水情況。對(duì)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(shí)打開(kāi)艙門(mén)、口蓋進(jìn)行通風(fēng)，并排除積液。通風(fēng)可以驅(qū)散飛機(jī)內(nèi)部的潮濕空氣，促進(jìn)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(shí)修復(fù)

飛機(jī)表面的防護(hù)涂層比較薄且硬度較小，受到碰撞、摩擦?xí)r極易損壞。因此，外場(chǎng)維護(hù)中應(yīng)盡量避免堅(jiān)硬物體與飛機(jī)表面涂層直接碰撞、摩擦，以防止涂層受到機(jī)械損傷。若涂層遭到破壞，應(yīng)及時(shí)使用快速修補(bǔ)套裝進(jìn)行修補(bǔ)。

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(shí)進(jìn)行更換和填充。

5) 加強(qiáng)潤(rùn)滑

潤(rùn)滑油脂能有效地防止或減緩功能接頭和摩擦表面等活動(dòng)部位的腐蝕。在外場(chǎng)腐蝕防護(hù)中，要定期檢查活動(dòng)部位的潤(rùn)滑油脂是否充分。特別是飛機(jī)沖洗后，應(yīng)及時(shí)補(bǔ)充潤(rùn)滑油、潤(rùn)滑脂等。

2 艦載機(jī)日歷壽命設(shè)計(jì)實(shí)踐

2.1 技術(shù)途徑

殲-×飛機(jī)是中國(guó)最早進(jìn)行日歷壽命評(píng)定的機(jī)型。在2000年前后，在外場(chǎng)服役中殲-×飛機(jī)出現(xiàn)了中機(jī)身第42框下半框腹板腐蝕開(kāi)裂問(wèn)題，才引起對(duì)日歷壽命工作的重視，并以此為導(dǎo)火索開(kāi)展了殲-×飛機(jī)日歷壽命評(píng)定工作。通過(guò)遍歷日歷壽命評(píng)定歷程，從而掌握了日歷壽命評(píng)定的關(guān)鍵技術(shù)，為后續(xù)機(jī)型研發(fā)中日歷壽命評(píng)定奠定了扎實(shí)基礎(chǔ)。

日歷壽命設(shè)計(jì)技術(shù)是在設(shè)計(jì)階段對(duì)日歷壽命關(guān)鍵件/關(guān)鍵部位進(jìn)行日歷壽命分析(包括防護(hù)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(jì)流程，在設(shè)計(jì)階段發(fā)現(xiàn)和解決問(wèn)題，降低設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)。日歷壽命設(shè)計(jì)的技術(shù)途徑見(jiàn)圖4。

圖4 日歷壽命設(shè)計(jì)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(duì)關(guān)鍵部位進(jìn)行日歷壽命分析時(shí)的第1步就是針對(duì)飛機(jī)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(jī)總體停放環(huán)境譜和關(guān)鍵部位局部環(huán)境譜，并依此來(lái)考慮腐蝕環(huán)境對(duì)日歷壽命的影響[1]。

1) 總體停放環(huán)境譜

編制飛機(jī)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(hù)引起的環(huán)境等，主要分為環(huán)境要素和化學(xué)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(fēng)、霧、鹽霧等。

② 化學(xué)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(jī)服役環(huán)境數(shù)據(jù)及日歷壽命評(píng)定取得成果，并結(jié)合實(shí)際作戰(zhàn)區(qū)域及服役環(huán)境開(kāi)展停放環(huán)境譜編制工作。同時(shí)，隨后續(xù)工作進(jìn)一步開(kāi)展，不斷補(bǔ)充不同遠(yuǎn)海海域環(huán)境數(shù)據(jù)，并開(kāi)展不同遠(yuǎn)海海域間的腐蝕環(huán)境對(duì)比，從而完善艦載機(jī)總體停放環(huán)境譜。

通過(guò)自然環(huán)境分析以及海軍以往機(jī)型腐蝕分析等，綜合考慮影響飛機(jī)腐蝕的各種因素，確定對(duì)結(jié)構(gòu)腐蝕影響較大的主要因素為溫度、相對(duì)濕度、霧(鹽霧)、凝露、雨、工業(yè)廢氣污染物等。因此通過(guò)統(tǒng)計(jì)飛機(jī)在不同訓(xùn)練基地訓(xùn)練及空中飛行情況和時(shí)間，大致給出1年內(nèi)各地域執(zhí)行任務(wù)時(shí)間、海域及飛行停放情況及對(duì)應(yīng)比例關(guān)系，按時(shí)間比例對(duì)應(yīng)環(huán)境譜加權(quán)處理，轉(zhuǎn)化為每一種參數(shù)的強(qiáng)度、持續(xù)時(shí)間、發(fā)生頻率及組合作用進(jìn)行飛機(jī)總體停放環(huán)境譜編制。參照已往艦載飛機(jī)已獲取的外場(chǎng)飛行數(shù)據(jù)，其年平均飛行強(qiáng)度僅占日歷時(shí)間年的1%～3%，飛機(jī)地面停放時(shí)間占到服役時(shí)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(shí)間比例。

理論上，環(huán)境總譜可通過(guò)進(jìn)行作用時(shí)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(jìn)行劃分：① 未交付部隊(duì)的科研試飛階段，陸基機(jī)場(chǎng)停放時(shí)間、飛行時(shí)間；② 交付部隊(duì)后的科研試飛階段，艦面停放時(shí)間、航母機(jī)庫(kù)停放時(shí)間、飛行時(shí)間；③ 交付部隊(duì)后的正常裝備階段，艦面停放時(shí)間、航母機(jī)庫(kù)停放時(shí)間、飛行時(shí)間；④ 服 役成熟期全面統(tǒng)計(jì)獲取陸基機(jī)場(chǎng)停放時(shí)間、艦面停放時(shí)間、航母機(jī)庫(kù)停放、飛行時(shí)間。

通過(guò)上述統(tǒng)計(jì)分析，獲得不同階段，陸基機(jī)場(chǎng)停放時(shí)間、艦面停放時(shí)間、航母機(jī)庫(kù)停放時(shí)間、飛行時(shí)間之間的絕對(duì)值，并計(jì)算獲得各項(xiàng)目的時(shí)間百分比。將該百分比作為權(quán)值，用于完善艦載飛機(jī)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(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位在飛機(jī)中所處的具體位置，將各關(guān)鍵部位分為開(kāi)敞型和半開(kāi)敞型2類。其局部環(huán)境特征主要體現(xiàn)為：

① 對(duì)于開(kāi)敞形式的疲勞關(guān)鍵部位，因在地面停放時(shí)，結(jié)構(gòu)暴露在機(jī)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(jī)的總體停放環(huán)境一致。

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

為了簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)并保守地考慮問(wèn)題，將開(kāi)敞形式的疲勞關(guān)鍵部位和半開(kāi)敞形式的疲勞關(guān)鍵部位統(tǒng)一考慮。環(huán)境對(duì)疲勞壽命的影響主要體現(xiàn)在溫度和相對(duì)濕度，對(duì)于不同情況有：

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

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

2.2.2 加速試驗(yàn)環(huán)境譜編制

以較短時(shí)間模擬飛機(jī)關(guān)鍵部位在地面停放期間達(dá)到腐蝕效果，需要編制加速試驗(yàn)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(yàn)環(huán)境譜和腐蝕失效關(guān)鍵部位加速試驗(yàn)環(huán)境譜[14]。

1) 疲勞關(guān)鍵部位加速試驗(yàn)環(huán)境譜

疲勞關(guān)鍵部位加速試驗(yàn)環(huán)境譜主要針對(duì)飛機(jī)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(yàn)環(huán)境譜時(shí)，需遵循下述原則：

① 針對(duì)艦載機(jī)具體結(jié)構(gòu)形式，包含地面停放時(shí)實(shí)際環(huán)境產(chǎn)生腐蝕的主要因素及作用情況，再現(xiàn)未來(lái)服役過(guò)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(shí)際環(huán)境下腐蝕歷程的時(shí)間，使加速腐蝕試驗(yàn)周期滿足型號(hào)進(jìn)度要求。

③ 通過(guò)合理的準(zhǔn)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(dāng)量加速關(guān)系。

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

① 溫濕條件：參考飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命體系評(píng)定技術(shù)的做法，取為溫度T=(40±2)℃，相對(duì)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(jī)服役時(shí)受到的高鹽環(huán)境的作用。同時(shí)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(dá)到4.0～4.5。

③ 干燥-浸泡時(shí)間：參考飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命體系評(píng)定技術(shù)提出一個(gè)加速周期由30～60 min，浸泡時(shí)間約1/4～1/3。干燥時(shí)間控制在試件表面水膜恰好被烘干，通過(guò)在試驗(yàn)室周期浸潤(rùn)試驗(yàn)箱反復(fù)試驗(yàn)烘烤20～30 min時(shí)試件表面水膜基本被烘干。

結(jié)合中國(guó)艦載機(jī)服役的濕熱海洋性環(huán)境地域，周期浸潤(rùn)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(dá)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(guò)程：在T=(40 ±2) ℃及RH=95%～100%濕度下用遠(yuǎn)紅外燈照射烘干試件，以模擬潮濕空氣及凝露的作用過(guò)程。一個(gè)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(yàn)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(jī)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(duì)腐蝕環(huán)境比較敏感。

對(duì)于外露腐蝕關(guān)鍵部位，采用國(guó)際上常用的涂層加速試驗(yàn)環(huán)境譜及試驗(yàn)程序(CASS譜)作為試驗(yàn)室加速譜[15]，該譜主要針對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)在亞熱帶沿海地區(qū)服役的環(huán)境條件，一個(gè)周期包含5個(gè)環(huán)境塊，當(dāng)量外場(chǎng)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(kāi)裂等的影響，加速試驗(yàn)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(yàn)條件確定方法如下：

① 濕熱暴露試驗(yàn)?？刹捎?0～50 ℃水浸泡或在40～50 ℃,相對(duì)濕度95%～100%環(huán)境下試驗(yàn),試驗(yàn)時(shí)間參考預(yù)估外露部位的年平均環(huán)境強(qiáng)度給出。考慮中國(guó)艦載機(jī)實(shí)際服役環(huán)境及使用情況，濕熱暴露試驗(yàn)條件取為：試驗(yàn)溫度取為(43±2) ℃，相對(duì)濕度95%～100%，暴露時(shí)間12天。

② 紫外照射試驗(yàn)：紫外輻射強(qiáng)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(qiáng)度與該部位的位置有關(guān)。通?？梢詫?duì)中國(guó)典型地區(qū)的紫外輻射量進(jìn)行測(cè)量統(tǒng)計(jì)得到年總輻射量，再根據(jù)結(jié)構(gòu)部位特點(diǎn)進(jìn)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(qiáng)度K=(60±10) W/m2，溫度55 ℃，照射時(shí)間1天。

③ 熱沖擊試驗(yàn)：溫度取決于飛機(jī)最大馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)的關(guān)鍵部位最高溫度。中國(guó)的艦載機(jī)在飛行中的最高溫度為機(jī)翼前緣最高溫度，Tmax=155 ℃。參考美軍標(biāo)準(zhǔn)，取熱沖擊試驗(yàn)溫度：T=151 ℃；暴露時(shí)間：升溫(10～15) ℃/min，保溫1 h。

④ 低溫疲勞試驗(yàn)：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(duì)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(jí)應(yīng)力當(dāng)量折算到試驗(yàn)應(yīng)力水平而得到，疲勞應(yīng)力應(yīng)由具體結(jié)構(gòu)對(duì)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(yàn)：在5%NaCl溶液中添加H2SO4以再現(xiàn)化學(xué)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(yàn)時(shí)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(duì)于內(nèi)部腐蝕失效關(guān)鍵部位加速試驗(yàn)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(yàn)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(jìn)行適當(dāng)改進(jìn)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(yàn)環(huán)境譜相同的環(huán)境條件，作用時(shí)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(méi)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(shí)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(shí)間以突出對(duì)涂層的影響，如果所處部位無(wú)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(duì)應(yīng)的恒幅作用，試驗(yàn)溫度取決于飛機(jī)結(jié)構(gòu)飛行時(shí)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(yàn)：采用與涂層加速試驗(yàn)環(huán)境譜相同的環(huán)境條件，但作用時(shí)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(jìn)行適當(dāng)?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(yàn)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(yàn)環(huán)境譜流程

對(duì)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(shí)間或周期內(nèi)再現(xiàn)外場(chǎng)腐蝕損傷，因此必須加強(qiáng)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(yàn)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(jì)主要是通過(guò)試驗(yàn)來(lái)驗(yàn)證其有效性，評(píng)估效率低且費(fèi)用高昂。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的不斷發(fā)展和腐蝕電化學(xué)理論的不斷完善，腐蝕仿真技術(shù)應(yīng)運(yùn)而生。該技術(shù)以電化學(xué)原理為依據(jù)，通過(guò)測(cè)試材料在不同服役環(huán)境下的極化性能，運(yùn)用有限元或邊界元手段在較短的時(shí)間內(nèi)預(yù)測(cè)飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕位置和腐蝕程度，可以極大地提升飛機(jī)防腐蝕設(shè)計(jì)能力，豐富耐蝕性考核方法，同時(shí)結(jié)合適當(dāng)?shù)脑囼?yàn)驗(yàn)證對(duì)模型進(jìn)行校正，還可以直接應(yīng)用于整機(jī)的腐蝕預(yù)測(cè)中，從而消除局部關(guān)鍵件考核的局限性，達(dá)到飛機(jī)腐蝕可預(yù)測(cè)的目的。國(guó)內(nèi)外腐蝕研究學(xué)者基于電化學(xué)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(diǎn)蝕等飛機(jī)常見(jiàn)腐蝕形式的仿真模型[16-18]。

在飛機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中為了滿足輕量化或結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求，設(shè)計(jì)人員常常不得不將不同材料進(jìn)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(jī)滿足強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求，但由于不同材料具有不同的電化學(xué)性能，將其進(jìn)行偶接極易引發(fā)電偶腐蝕，導(dǎo)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(jì)和維護(hù)角度來(lái)說(shuō)，準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)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(diǎn)開(kāi)展了2種典型連接件的腐蝕仿真分析研究工作，試驗(yàn)件示意圖見(jiàn)圖7，材料數(shù)據(jù)見(jiàn)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(cè)定、收集和模型準(zhǔn)備；② 仿真計(jì)算部分，設(shè)置參數(shù)進(jìn)行仿真計(jì)算；③ 輸出部分，輸出仿真結(jié)果并進(jìn)行可視化分析。

表2 試驗(yàn)件材料

圖7 試驗(yàn)件示意圖

通過(guò)數(shù)學(xué)模型構(gòu)建，并導(dǎo)入COMSOL Multiphysics仿真軟件后進(jìn)行網(wǎng)格劃分，其中對(duì)于搭接孔等位置需要手動(dòng)對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行加密處理。劃分結(jié)果如圖8所示。

圖8 模型網(wǎng)格

為開(kāi)展腐蝕仿真分析，前期通過(guò)試驗(yàn)測(cè)得分析所用材料的極化曲線參數(shù)擬合結(jié)果見(jiàn)表3。表中：βa、βc分別為陽(yáng)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(cè)可視化如圖9所示。

圖9 腐蝕電位預(yù)測(cè)情況(案例1)

對(duì)不同部位的電偶腐蝕電流密度進(jìn)行預(yù)測(cè)，結(jié)果如圖10所示。

圖10中所示分別為數(shù)值模擬計(jì)算得到試件電流密度分布和實(shí)驗(yàn)室內(nèi)加速試驗(yàn)結(jié)果。圖10(a)所示對(duì)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(yàn)過(guò)程中也最易成為疲勞源。

圖10 數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果與加速試驗(yàn)結(jié)果對(duì)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(duì)鈦合金螺栓和鋁合金板進(jìn)行二維切面后，利用變形幾何進(jìn)行腐蝕變形預(yù)測(cè)，計(jì)算結(jié)果見(jiàn)圖12。同時(shí)對(duì)預(yù)腐蝕1年后利用變形幾何進(jìn)行腐蝕變形預(yù)測(cè)，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(diǎn)建立坐標(biāo)，沿試件長(zhǎng)度方向?yàn)閄,縱向?yàn)閅。

圖12 腐蝕變形計(jì)算

圖13 腐蝕深度預(yù)測(cè)

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(cè)可視化如圖14所示。

對(duì)不同部位的電偶腐蝕電流密度進(jìn)行預(yù)測(cè)，結(jié)果如圖15所示。圖15中仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比表明，對(duì)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(yàn)件中復(fù)合材料面積相對(duì)較大，對(duì)鋁合金的電偶腐蝕加速效應(yīng)更加明顯。尤其對(duì)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(cè)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(shí)，在實(shí)驗(yàn)室內(nèi)加速腐蝕試驗(yàn)結(jié)果在圖15(b)中得到驗(yàn)證。

對(duì)鋁-復(fù)材連接件進(jìn)行二維切面后，利用變形幾何進(jìn)行腐蝕變形預(yù)測(cè)，計(jì)算結(jié)果見(jiàn)圖16。圖16中顯示，對(duì)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(zhǔn)確性和一致性。

圖16 試件整體橫斷面腐蝕變形預(yù)測(cè)

3 結(jié) 論

艦載機(jī)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(jī)的服役環(huán)境，飛機(jī)結(jié)構(gòu)更易發(fā)生腐蝕問(wèn)題，因此需要對(duì)服役飛機(jī)重點(diǎn)部位的腐蝕萌生及擴(kuò)展進(jìn)行監(jiān)測(cè)，以便及時(shí)發(fā)現(xiàn)、及時(shí)維修。目前國(guó)內(nèi)腐蝕監(jiān)測(cè)傳感器的成熟度較低，研究成果都是基于試驗(yàn)室環(huán)境下的傳感器驗(yàn)證，暫時(shí)沒(méi)有工程應(yīng)用的案例[19-20]。后續(xù)可通過(guò)在腐蝕高發(fā)區(qū)域安裝腐蝕傳感器結(jié)合地面標(biāo)定試驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)腐蝕發(fā)生及腐蝕損傷程度的直接監(jiān)測(cè)，監(jiān)測(cè)結(jié)果更為直觀，并逐步實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用。