劉成臣，魯國(guó)富，張金奎，王浩偉

（中國(guó)特種飛行器研究所，荊門448035）

艦載直升機(jī)在任務(wù)期間長(zhǎng)期處于高溫、高濕、高鹽霧的海洋環(huán)境中，部分結(jié)構(gòu)易遭受鹽霧、海水以及干／濕交替循環(huán)侵蝕，腐蝕危害嚴(yán)重，嚴(yán)重影響了直升機(jī)的飛行安全及出勤率［1-3］。30CrMnSiA作為我國(guó)艦載直升機(jī)的典型材料，相比鋁合金及其復(fù)合材料更易發(fā)生腐蝕［4］。為方便實(shí)驗(yàn)室條件下考察護(hù)航環(huán)境對(duì)30CrMnSiA合金鋼的影響，必須建立合理的加速試驗(yàn)環(huán)境譜，并對(duì)加速模擬環(huán)境與實(shí)際服役環(huán)境之間的當(dāng)量關(guān)系進(jìn)行驗(yàn)證。國(guó)內(nèi)目前針對(duì)飛機(jī)材料的加速環(huán)境譜方面開(kāi)展了一些研究，但仍缺少30CrMnSiA在護(hù)航環(huán)境中的環(huán)境譜及當(dāng)量關(guān)系，且目前當(dāng)量關(guān)系的確定很多仍采取簡(jiǎn)單的腐蝕形貌對(duì)比法，當(dāng)量關(guān)系不夠嚴(yán)謹(jǐn)和準(zhǔn)確。

本工作以課題組采集的某艦載直升機(jī)護(hù)航海域環(huán)境數(shù)據(jù)編制了合金鋼裸材環(huán)境譜［5］，在該海域附近開(kāi)展了自然暴露試驗(yàn)的同時(shí)在試驗(yàn)室條件下開(kāi)展了加速腐蝕試驗(yàn)，自然暴露試驗(yàn)采用艦上掛片試驗(yàn)，試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)依據(jù)GB／T 9276-1996《涂層自然氣候曝露試驗(yàn)方法》，用腐蝕程度對(duì)比法和疲勞壽命對(duì)比法兩種方法并通過(guò)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分析將艦面自然暴露試驗(yàn)結(jié)果與試驗(yàn)室加速腐蝕試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比驗(yàn)證了腐蝕當(dāng)量關(guān)系，最后為艦載直升機(jī)的腐蝕損傷評(píng)估及艦上維護(hù)提供支持。

1 某海域環(huán)境譜

圖1為本課題組利用根據(jù)某海域環(huán)境數(shù)據(jù)編制的合金鋼裸材的加速環(huán)境譜，該環(huán)境譜各模塊的加速時(shí)間是通過(guò)當(dāng)量折算法［6］將基本環(huán)境數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化得到，其中合金鋼一個(gè)循環(huán)時(shí)間為27min，162次循環(huán)對(duì)應(yīng)一個(gè)護(hù)航周期，約為6個(gè)月。

2 加速腐蝕試驗(yàn)

2.1 試驗(yàn)件及檢測(cè)設(shè)備

試驗(yàn)件為平板螺接連接式，尺寸如圖2所示，厚度為3.5mm，材料為30CrMnSiA。失重檢測(cè)設(shè)備為GH-202電子天平，精度為0.1mg。

2.2 試驗(yàn)結(jié)果

護(hù)航一個(gè)周期的自然環(huán)境暴露試驗(yàn)后，發(fā)現(xiàn)合金鋼對(duì)腐蝕環(huán)境敏感性很高，腐蝕速度快，在很短時(shí)間內(nèi)便發(fā)生剝蝕現(xiàn)象，結(jié)果如圖3所示。與自然環(huán)境暴露腐蝕程度相比，實(shí)驗(yàn)室加速腐蝕后試樣的宏觀腐蝕形貌與失重量基本一致，選取失重量作為合金鋼螺接件腐蝕程度的依據(jù)。自然環(huán)境暴露一個(gè)護(hù)航周期的合金鋼失重?cái)?shù)據(jù)見(jiàn)表1，試驗(yàn)室加速腐蝕試驗(yàn)162周期的失重?cái)?shù)據(jù)見(jiàn)表2。

圖1 合金鋼裸材加速環(huán)境譜Fig.1 Accelerated environment spectrum of alloy steel

圖2 試驗(yàn)件尺寸Fig.2 Dimensions of test piece

圖3 合金鋼試驗(yàn)件自然暴露腐蝕后形貌Fig.3 The morphology of alloy after corrosion for a convoy cycle

3 加速腐蝕當(dāng)量關(guān)系驗(yàn)證

3.1 腐蝕失重統(tǒng)計(jì)分析

根據(jù)國(guó)內(nèi)外文獻(xiàn)報(bào)道［7-8］，金屬腐蝕后的數(shù)據(jù)一般符合正態(tài)分布，故可假設(shè)合金鋼失重符合正態(tài)分布，對(duì)自然暴露數(shù)據(jù)進(jìn)行正態(tài)測(cè)試，測(cè)試方法為Shapiro-Wilk法，計(jì)算P＝0.064 41＞0.05，方差σA為0.526 47，故顯著度水平0.05情況下自然暴露后合金鋼裸材螺接結(jié)構(gòu)的失重量符合正態(tài)分布，如圖4所示。

對(duì)加速腐蝕162周期后的合金鋼數(shù)據(jù)進(jìn)行正態(tài)分布測(cè)試，測(cè)試方法為Shapiro-Wilk法，計(jì)算的P＝0.128 91＞0.05，方差σB為0.635 11，故顯著度水平0.05情況下加速腐蝕后合金鋼裸材螺接結(jié)構(gòu)的失重量符合正態(tài)分布，如圖5所示。

表1 自然環(huán)境暴露一個(gè)護(hù)航周期合金鋼裸材連接件質(zhì)量變化Tab.1 The weight loss of alloy after a convoy cycle

表2 試驗(yàn)室加速腐蝕162周期失重?cái)?shù)據(jù)Tab.2 The weight loss of alloy after 162cycles of accelerated corrosion

圖4 自然暴露后失重值頻數(shù)直方圖Fig.4 The logarithm frequency histogram of weight loss after a convoy cycle

對(duì)自然環(huán)境中一個(gè)護(hù)航周期的試驗(yàn)件數(shù)據(jù)和加速腐蝕環(huán)境下試驗(yàn)件當(dāng)量一個(gè)周期的數(shù)據(jù)進(jìn)行一致性驗(yàn)證，先用F分布驗(yàn)證兩組數(shù)據(jù)的子樣方差一致性，再采用t檢驗(yàn)檢驗(yàn)兩組數(shù)據(jù)的子樣平均值，相關(guān)參數(shù)可直接查看HB／Z 112-1986標(biāo)準(zhǔn)。

圖5 加速腐蝕后失重值頻數(shù)直方圖Fig.5 The logarithm frequency histogram of weight loss after 162cycles of accelerated corrosion

（a）F檢驗(yàn)

故通過(guò)F檢驗(yàn)，兩組合金鋼腐蝕失重在顯著度為0.05情況下方差相同。

（b）t檢驗(yàn)

由t檢驗(yàn)知兩組合金鋼腐蝕失重在顯著度為0.05情況下均值相同。可得出兩組數(shù)據(jù)的方差和均值在95%置信度下一致。故合金鋼裸材加速腐蝕162周期對(duì)于腐蝕失重的影響相當(dāng)于自然環(huán)境暴露一個(gè)護(hù)航周期。

3.2 腐蝕后疲勞壽命統(tǒng)計(jì)分析

腐蝕損傷最終影響結(jié)構(gòu)的力學(xué)特性，從而降低結(jié)構(gòu)的使用壽命，甚至破壞飛機(jī)結(jié)構(gòu)的完整性，造成嚴(yán)重事故的發(fā)生。為了進(jìn)一步驗(yàn)證加速當(dāng)量關(guān)系，開(kāi)展腐蝕后試件的疲勞試驗(yàn)，利用疲勞壽命對(duì)比補(bǔ)充驗(yàn)證加速當(dāng)量關(guān)系。

細(xì)節(jié)疲勞額定強(qiáng)度（DFR）用于表征結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的疲勞品質(zhì)，常被用于工程疲勞壽命估算中。由于合金鋼裸材螺接的幾何尺寸和連接形式一定，可用工程方法確定螺接結(jié)構(gòu)的DFR值。合金鋼裸材螺接結(jié)構(gòu)的DFR計(jì)算如下：

式中：RC為疲勞額定系數(shù)，A為孔充填系數(shù)，B為合金和表面處理系數(shù)，C為填頭深度系數(shù)，D為材料疊層系數(shù)，E為螺栓夾緊系數(shù)，U為凸臺(tái)有效系數(shù)，M為材料系數(shù)。

由《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》第9冊(cè)查知A＝1.0，B＝0.95，C＝1，D＝1，E＝0.87，η＝1.76，U＝1，M＝2.2，載荷傳遞系數(shù)φ＝0.767，DFRbaseL＝121×φ×M＝204.175，RC＝1.76。計(jì) 算 得DFRL＝297.002MPa，參考DFR值計(jì)算疲勞試驗(yàn)載荷的最大值 為PL＝297.002×（50-10）×1.5＝17 820.102N。疲勞載荷的加載頻率f＝10Hz，循環(huán)應(yīng)力比R＝0.06。

疲勞試驗(yàn)在MTS LandMark疲勞試驗(yàn)機(jī)上實(shí)施，載荷誤差小于1%。斷裂后試驗(yàn)件見(jiàn)圖6。

圖6 合金鋼螺接試驗(yàn)件斷裂Fig.6 The fracture of alloy bolted joints

由疲勞試驗(yàn)獲得的合金鋼裸材螺接結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件的疲勞壽命見(jiàn)表3～表4。

表3 自然環(huán)境暴露一個(gè)護(hù)航周期合金鋼裸材疲勞壽命Tab.3 The fatigue life of bolted alloy joints after a convoy cycle

經(jīng)正態(tài)測(cè)試，表3和表4中的數(shù)據(jù)在顯著度水平0.05情況下符合正態(tài)分布。對(duì)表3和表4利用F分布和t分布檢驗(yàn)均值和方差是否具有一致性。自然環(huán)境暴露下合金鋼螺接件對(duì)數(shù)壽命的均值為4.529 35，方差為0.071 29。實(shí)驗(yàn)室加速腐蝕環(huán)境下腐蝕162周期合金鋼螺接件對(duì)數(shù)壽命的均值為4.557 6，方差為0.074 06。

表4 試驗(yàn)室加速腐蝕162周期疲勞壽命Tab.4 The fatigue life of bolted alloy joints after 162 cycles of accelerated corrosion

（a）F檢驗(yàn)

故通過(guò)F檢驗(yàn)，兩組合金鋼裸材螺接試驗(yàn)件疲勞壽命（實(shí)驗(yàn)室加速試驗(yàn)與亞丁灣自然環(huán)境暴露試驗(yàn)）在顯著度為0.05情況下方差相同。

（b）t檢驗(yàn)

通過(guò)t檢驗(yàn)，兩組合金鋼裸材螺接試驗(yàn)件疲勞壽命在顯著度為0.05情況下均值相同。

結(jié)果通過(guò)F分布和t分布檢驗(yàn)，可得出兩組數(shù)據(jù)的均值和方差在95%置信度下一致，故在兩種腐蝕環(huán)境-時(shí)間歷程條件下，疲勞壽命再次驗(yàn)證了合金鋼裸材結(jié)構(gòu)的腐蝕當(dāng)量關(guān)系，即合金鋼裸材結(jié)構(gòu)加速腐蝕162周期對(duì)其疲勞性能的影響相當(dāng)于某海域自然環(huán)境暴露6個(gè)月。

4 結(jié)論

周期浸潤(rùn)加速腐蝕試驗(yàn)與某海域自然環(huán)境暴露試驗(yàn)具有較好的相關(guān)性和重現(xiàn)性，試驗(yàn)件在當(dāng)量加速腐蝕試驗(yàn)時(shí)間和自然老化時(shí)間匹配時(shí)，腐蝕失重和預(yù)腐蝕后疲勞壽命在95%置信度下一致。

［1］余建航，郝文堯，房琳.腐蝕環(huán)境對(duì)直升機(jī)材料的力學(xué)性能影響分析［J］.科技信息，2012，15：10-12.

［2］柳文林，穆志韜，段成美.現(xiàn)役直升機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕原因及控制［J］.腐蝕科學(xué)與防護(hù)技術(shù)，2005，17（5）：55-56.

［3］唐義號(hào)，陳群志，韓振忠.直升機(jī)典型結(jié)構(gòu)加速腐蝕試驗(yàn)方法［J］.直升機(jī)技術(shù)，2008（2）：55-57.

［4］劉明，湯智慧，蔡健平，等.30CrMnSiA高強(qiáng)鋼在北京地區(qū)的大氣腐蝕研究［J］.裝備環(huán)境工程，2010，7（4）：17-21.

［5］劉成臣，王浩偉，楊曉華.不同材料在海洋大氣環(huán)境下的加速環(huán)境譜研究［J］.裝備環(huán)境工程，2013（2）：18-25.

［6］劉文珽，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：航空科學(xué)出版社，2004.

［7］張有宏，呂國(guó)志，任克亮，等.不同環(huán)境下LY12-CZ鋁合金表面腐蝕損傷演化規(guī)律研究［J］.航空學(xué)報(bào)，2007，28（1）：142-145.

［8］HARLOW D J，WEI R P.Aprobability model for the growth of corrosion pits in aluminum alloys induced by constituent particles［J］.Engineering Fracture Me-chanics，1998，59（3）：305-325.