直升机连接结构腐蚀试验与仿真（中国人民解放军66037部队）
2026-02-12 17:26:36
作者：装备融合平台 来源：装备融合平台
分享至：
李健1，吴云章1，王乾旭1*，沈军1，王延兵2
（1.中国人民解放军66037部队，北京 101121；2.中国人民解放军77120部队，四川 泸州 646300）
摘要：目的 通过腐蚀仿真试验，开展机体结构关键件腐蚀损伤发展预测和日历寿命评估。方法 针对某型直升机结构关键件，按照结构形式、材料、尺寸等条件建立三维物理模型，选取典型环境条件，进行仿真计算，并以直升机实际腐蚀损伤数据、自然暴露试件腐蚀损伤数据、实验室环境加速试验数据对仿真模型进行验证。结果 对比分析2A12表面经阳极化处理和40CrNiMoA镀镉处理后的腐蚀速率，前者的腐蚀速率为裸材腐蚀速率的1/32，而后者的腐蚀速率变为裸材腐蚀速率的1/10，金属表面处理工艺不同程度起到了对裸材的保护作用。在螺栓孔和螺栓损伤容限为0.15、0.2 mm时，螺栓孔可以支撑1.39 a，螺栓能够支撑1.23 a。腐蚀仿真结果与腐蚀加速试验结果基本一致，验证了腐蚀仿真模型的有效性，为直升机结构关键件日历寿命预测奠定了仿真手段。结论 以结构大修腐蚀损伤容限为标准，以无腐蚀和有限腐蚀损伤（基于实际损伤）为初始条件，进行仿真计算，分析腐蚀速率，可以预测腐蚀发展趋势，评估日历寿命延寿潜力。
关键词：直升机；结构关键件；腐蚀仿真；腐蚀损伤容限；腐蚀速率；日历寿命航空装备的日历寿命与腐蚀密切相连，腐蚀是影响航空装备结构完整性的重要因素之一[1-5]。从目前波音公司采集的数据来看，世界航空公司机队发生在飞机结构上的中度腐蚀的报告率，从1998年以后呈上升趋势[6-8]。如日本一架波音747客机、英国彗星式客机和美国FIII战斗机等因应力腐蚀断裂而坠机[9-10]。在航空装备使用过程中，恶劣的飞行环境会导致航空装备表面涂层损坏，进而产生飞机结构腐蚀问题。腐蚀评估和修理是直升机设计、外场维护和大修的重要组成部分，不当的腐蚀防护设计和维修，会进一步导致腐蚀的蔓延，影响直升机装备完好率和飞行安全。腐蚀损伤容限是直升机关键结构腐蚀损伤的控制标准，是确定直升机日历寿命和使用的检查标准[1-3,11]，用于确定直升机关键结构金属和防护涂层的总日历寿命和翻修期。唐肇蔚[11]采用腐蚀介质浸泡试验，观测了AZ80和AS2镁合金的腐蚀形貌，测定了腐蚀质量损失曲线，探讨了2种合金的腐蚀机理。陈亚丰[12]采用实验与边界元仿真对比的研究方法研究了结构设计对镁合金零部件腐蚀性能的影响，研究表明，边界元仿真能够有效仿真金属部件在盐雾腐蚀环境下的电偶腐蚀。焦一帆等[13]针对AP2铝硅合金中相组织结构种类较为丰富的特点，通过化学刻蚀的方法，构建出了层次丰富、耐腐蚀性强的超疏水表面结构，得到AP2铝硅合金超疏水表面腐蚀速率为7.44×10–5 cm2/a。直升机关键结构腐蚀损伤分析和防护效果通常采用传统环境试验、外场监测评估等方法[14-18]，其时效性和经济性难以满足需求。随着数值仿真技术的发展，腐蚀仿真方法能在较短的时间内诊断复杂结构易发生腐蚀的部位、有效预测、直观揭示局部腐蚀机理，从而更好地预测直升机结构腐蚀损伤的初始化和生长行为，对直升机结构安全评价、寿命评估及腐蚀防护设计都有重要的意义[19-27]。本文通过对LD5、30CrMnSiA、2A12、40MnNiMoA等腐蚀加速试验样片的腐蚀速率进行测试，以铝合金阳极化+涂层腐蚀仿真模型，开展螺栓与框体的腐蚀仿真试验，分析腐蚀速率，预测腐蚀发展趋势，评估日历寿命延寿潜力。某直升机机体典型连接结构件如图1所示。根据典型结构、中机身与尾梁连接处典型结构建立的腐蚀仿真模型如图2所示，该模型为金属板与螺栓连接。典型结构腐蚀仿真模型为LD5（含涂层）金属板与30CrMnSiA镀镉螺栓连接，中机身与尾梁连接处典型结构腐蚀仿真模型为2A12金属板（阳极化）与40CrNiMoA镀镉螺栓连接。
1.2 仿真试验环境参数
根据实际环境因素和连接结构实际腐蚀破坏类型，设计计算机模拟腐蚀试验方案的参数。本文腐蚀仿真环境包括内陆温和环境和内陆湿热环境，2种环境谱的试验参数分别如3和图4所示。
2 结果及分析
2.1 加速试验结果
试样试验前、后的形貌分别如图5和图6所示。可以看出，铝合金裸材材质明亮有光泽，钢材质偏暗，通过宏观照片可以看出，LD5裸材和30CrMnSiA裸材的金属纹络。在腐蚀加速试验之后，铝合金裸材以点蚀为主，钢材裸材腐蚀现象明显，以均匀腐蚀为主。铝合金与钢材搭接后，生成大面积黑色腐蚀产物，对照铝合金单独腐蚀，与钢材搭接后，腐蚀加速较为明显
2.3 典型结构腐蚀仿真
螺栓与框体装配，不考虑螺栓与框体的电偶腐蚀，只考虑框体的腐蚀情况，模型简化为铝合金阳极化+涂层样板，涂层失效后模型不变，如图8所示。1）LD5阳极化+涂层仿真及验证。在腐蚀仿真软件Corrosion Master中，使用典型结构简化模型，输入极化曲线以及涂层交流阻抗实测数据。在大修检查过程中，该2架直升机框上侧面均未出现腐蚀痕迹，对比得到的仿真数据，在北京地区的直升机第4次翻修（老漆）框上侧面阻抗值为3.44×107 Ω·cm2，在南京地区的直升机第2次翻修（老漆）框上侧面阻抗值为6.62×108 Ω·cm2，仿真得到腐蚀速率均为0 μm/a，如图9所示。据此可得，腐蚀仿真软件给出的数据有效。中机身与尾梁连接处为中机身框与尾梁框对接，2种框体金属材质均为铝合金2A12+阳极化处理，连接螺栓为40CrNiMoA+镀镉处理。此处典型结构的腐蚀行为主要由连接处蒙皮破损密封胶失效后，雨水等溶液透过蒙皮及失效密封圈后进入连接部位，2A12铝合金首先进行腐蚀。随着腐蚀进行，溶液继续渗透到达2A12与40CrNiMoA螺栓连接处，继而进行电偶腐蚀。此处螺栓需完成导电功能，未进行湿装配，其腐蚀行为主要考虑2A12腐蚀以及2A12和40CrNiMoA的电偶腐蚀。中机身与尾梁连接处典型结构模型简化为2块2A12板用螺栓连接的形式，如图15所示。在腐蚀仿真软件Corrosion Master中，使用中机身与尾梁连接处典型结构简化模型，输入极化曲线和内陆温和加速环境谱等初始参数，测得2A12裸材、2A12裸材与40CrNiMoA搭接时腐蚀速率，如图16、17所示。可以得到2A12裸材腐蚀速率为50 μm/a，搭接时2A12裸材与40CrNiMoA的腐蚀速率分别为1 120、2 800 μm/a。对比腐蚀加速试验中2A12裸材的腐蚀速率和搭接时2A12裸材与40CrNiMoA的腐蚀速率，试验结果和仿真结果对比见表3。对比2A12裸材加速试验数据与仿真数据，可以得到误差为16.5%，同理求得2A12裸材（合）、40CrNiMoA（合）的误差分别为15.0%、15.3%，验证得腐蚀仿真结果与腐蚀加速试验结果基本一致。3.3 中机身与尾梁典型结构腐蚀行为分析1）典型结构易腐蚀部位分析。通过腐蚀仿真得
到搭接时2A12裸材与40CrNiMoA裸材的腐蚀电流分布，如图18所示。可以看出，螺栓与铝合金板接触部位的电流密度明显大于其余部位，此处更容易发生腐蚀。
2）金属表面工艺处理腐蚀性能分析。通过仿真可以得到2A12裸材、2A12阳极化腐蚀速率分别为31.5439、0.9790 μm/a。通过计算可以求得，2A12表面经过阳极化处理后，腐蚀速率仅为2A12裸材腐蚀速率的1/32，腐蚀速率大大降低，保护作用较好。通过仿真可以得到40CrNiMoA裸材、40CrNiMoA镉腐蚀速率分别为1 894.63、177.919 2 μm/a（镉层），如图19、20所示。通过计算可以求得，40CrNiMoA镀镉处理后，腐蚀速率仅为40CrNiMoA裸材腐蚀速率的1/10，腐蚀速率明显降低。由此可以说明，金属表面处理对材料起到了很好的保护作用。
3）典型结构腐蚀损伤预测。中机身与尾梁连接处蒙皮破损密封胶失效后，雨水等溶液透过蒙皮及失效密封圈进入连接部位内部，引发电偶腐蚀。一般情况下，首先表现为2A12阳极化与40CrNiMoA镀镉的电偶腐蚀，但无论室内加速试验或现场检测，都很难给出镀镉层的腐蚀速率，从而无法判定镉层对螺栓的保护时限，通过腐蚀仿真能够预测镀镉层和裸材的腐蚀速率，对于工程应用具有重要的指导意义。通过仿真可以得到2A12阳极化与40CrNiMoA镀镉的腐蚀速率分别为9.63、9.09（镉层）、1 500 μm/a（40CrNiMoA裸材），如图21、22所示。
螺栓孔腐蚀损伤容限为0.15 mm，2A12阳极化膜层和2A12裸材的腐蚀速率分别为9.63、401.68 μm/a，2A12阳极化膜厚度为10 μm，其腐蚀需1.04 a，2A12腐蚀达到损伤容限（即140 μm），可以支撑0.35 a，共计1.39 a。螺栓腐蚀损伤容限为0.2 mm，其40CrNiMoA腐蚀包括镀镉层和40CrNiMoA裸材2个腐蚀过程。根据40CrNiMoA镀镉表面处理工艺可知，镉层厚度为10 μm，镉层腐蚀速率为9.09 μm/a，其腐蚀需1.10 a，40CrNiMoA裸材腐蚀速率为1 500 μm/a，腐蚀190 μm需要0.13 a，共计1.23 a。
通过对螺栓孔与螺栓腐蚀损伤预测分析，2A12阳极化的腐蚀速率较小。由于阳极化膜厚度为10 μm，能够腐蚀1.04 a，失去阳极化保护后，2A12腐蚀速率增大，仅能够支撑4个月。在镉层保护作用下，40CrNiMoA能够有效降低环境对螺栓的腐蚀，但由于镉层厚度较小，仅能够支撑1 a，失去镉层保护后，螺栓腐蚀极大增加，仅能够支撑1个半月左右时间。
综上所述，分析中机身与尾梁连接处典型结构的腐蚀可得，机身蒙皮及密封圈对典型结构保护作用明显，在外场及大修检查中应重点进行检查维护。对于框体与螺栓链接结构，重点关注螺栓腐蚀损伤情况，在失去蒙皮及密封圈保护后，螺栓孔能够支撑1.39 a，螺栓能够支撑1.23 a。因此，在直升机日历寿命延寿后，应每年对蒙皮及密封圈进行密封性检查，对破损处进行加强处理，缝隙涂密封胶，防止腐蚀介质浸入，使之密封性有效。同时，使用X射线检查螺栓孔和螺栓腐蚀情况，如果腐蚀，及时更换。
4 结论
1）通过加速试验给出了LD5、30CrMnSiA、2A12、40MnNiMoA等腐蚀加速试验样片的腐蚀速率，LD5裸材单、LD5裸材合、30CrMnSiA裸材合、30CrMnSiA裸材单、2A12裸材单、2A12裸材合、40CrNiMoA 裸材合以及40CrNiMoA 裸材单试验样片腐蚀速率分别为298、966.5、1 224.2、1 802.8、271、472.3、1 241.1、1 673.9 μm/a。铝合金与钢材搭接后，铝合金腐蚀被加速，钢材腐蚀稍被抑制。
2）以铝合金阳极化+涂层腐蚀仿真模型，开展了螺栓与框体的腐蚀仿真试验，可以得到加速试验数据与仿真数据的误差为13.0%，验证了腐蚀仿真结果与腐蚀加速试验结果基本一致，腐蚀仿真模型有效。
3）通过铝合金2A12+阳极化处理，连接螺栓为40CrNiMoA+镀镉处理的仿真模型开展了中机身与尾梁对接框的腐蚀仿真试验，对比加速试验数据与仿真数据可以得到，2A12裸材的误差为16.5%，2A12裸材（合）、40CrNiMoA（合）的误差为15.0%、15.3%，腐蚀仿真结果与腐蚀加速试验结果基本一致。
4）结合结构关键件的腐蚀损伤容限，给出了腐蚀年限，为进行日历寿命定寿和延寿起到了支撑作用。
免责声明：本网站所转载的文字、图片与视频资料版权归原创作者所有，如果涉及侵权，请第一时间联系本网删除。
