CN106442286A

CN106442286A - 一种飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法

Info

Publication number: CN106442286A
Application number: CN201610805884.7A
Authority: CN
Inventors: 景禄路; 陈亚争; 贺小帆; 董春蕾; 许广兴
Original assignee: Beihang University; Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Current assignee: Beihang University; Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority date: 2016-09-07
Filing date: 2016-09-07
Publication date: 2017-02-22

Abstract

本发明公开了一种飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法。所述飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法包括如下步骤：步骤1：为飞机内部半封闭结构表面进行湿热暴露试验；步骤2：为飞机内部半封闭结构表面进行溶液浸泡试验；步骤3：为飞机内部半封闭结构表面进行常温疲劳试验；步骤4：重复所述步骤1至步骤3。本申请的飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法将多种腐蚀环境因素集成到试验方法之中，通过采用此试验方法进行加速试验，能够在短时间内更真实的验证出飞机内部半封闭结构表面的腐蚀防护体系抗腐蚀防护能力，避免腐蚀事故的发生。从而达到缩短对比验证所需时间，提高对比验证效率，保证飞机使用安全的目的。

Description

一种飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法

技术领域

本发明涉及航空制造技术领域，特别是涉及一种飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法，用于试验飞机内部半封闭结构表面防护体系抗腐蚀防护能力。

背景技术

飞机结构腐蚀防护体系抗腐蚀效果验证一般可采用自然腐蚀试验和加速腐蚀试验。自然腐蚀试验接近实际服役环境，其验证结果具有真实、可靠等优点，但是自然腐蚀试验所需周期较长，根据所验证内容的不同，一般需8～10年。

而加速腐蚀试验，目前主要参考GJB 150进行单一环境模块作用下的加速腐蚀试验，做出的试验结果仅能反映该结构腐蚀防护体系在单一的环境加速作用下的抗腐蚀性能，而针对多个环境共同影响的如盐雾、湿热、紫外照射等共同作用后的抗腐蚀情况难以验证。

有些飞机服役环境恶劣，是受多种不同环境因素共同作用的，采用单一的加速腐蚀试验方法无法实际反映飞机的额腐蚀情况，使数据失真。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法来克服或至少减轻现有技术的中的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法，用于试验飞机内部半封闭结构表面防护体系抗腐蚀防护能力，所述飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法包括如下步骤：步骤1：为飞机内部半封闭结构表面进行湿热暴露试验；步骤2：为飞机内部半封闭结构表面进行溶液浸泡试验；步骤3：为飞机内部半封闭结构表面进行常温疲劳试验；步骤4：重复所述步骤1至步骤3。

优选地，所述湿热暴露试验的条件为：相对湿度RH≥95％，温度T＝43℃，暴露时间12天。

优选地，所述溶液浸泡试验的条件为：温度T＝43℃,将溶液为234g/l的NaCl和50g/l的KNO₃溶液的混合液，采用浓度为68％的H₂SO₄调节pH值至2.0，暴露时间1天。

优选地，所述常温疲劳试验的条件为：在室温以及大气条件下，对飞机内部封闭结构轴向加载正弦波，加载频率f＝5Hz，施加500次等幅载荷，疲劳应力：σmax＝110MPa，σmin＝20MPa。

优选地，所述步骤4的重复周期为8至12个循环周期。

优选地，所述飞机内部半封闭结构包括后设备舱、下设备舱、中央翼前舱、成型架、减速板、外翼大梁。

优选地，所述湿热暴露试验的条件为：相对湿度RH≥95％，温度T＝43℃，暴露时间12天；所述溶液浸泡试验的条件为：温度T＝43℃,将溶液为234g/l的NaCl和50g/l的KNO₃溶液的混合液，采用浓度为68％的H₂SO₄调节pH值至2.0，暴露时间1天；所述常温疲劳试验的条件为：在室温以及大气条件下，对飞机内部封闭结构轴向加载正弦波，加载频率f＝5Hz，施加500次等幅载荷，疲劳应力：σmax＝110MPa，σmin＝20MPa。

本申请的飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法将多种腐蚀环境因素集成到试验方法之中，通过采用此试验方法进行加速试验，能够在短时间内更真实的验证出飞机内部半封闭结构表面的腐蚀防护体系抗腐蚀防护能力，避免腐蚀事故的发生。从而达到缩短对比验证所需时间，提高对比验证效率，保证飞机使用安全的目的。

附图说明

图1是根据本发明第一实施例的腐蚀试验方法的流程示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

图1是根据本发明第一实施例的腐蚀试验方法的流程示意图。

如图1所示的飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法，用于试验飞机内部半封闭结构表面防护体系抗腐蚀防护能力，该飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法包括如下步骤：步骤1：为飞机内部半封闭结构表面进行湿热暴露试验；步骤2：为飞机内部半封闭结构表面进行溶液浸泡试验；步骤3：为飞机内部半封闭结构表面进行常温疲劳试验；步骤4：重复步骤1至步骤3。

在本实施例中，湿热暴露试验的条件为：相对湿度RH≥95％，温度T＝43℃，暴露时间12天；溶液浸泡试验的条件为：温度T＝43℃,将溶液为234g/l的NaCl和50g/l的KNO₃溶液的混合液，采用浓度为68％的H₂SO₄调节pH值至2.0，暴露时间1天；常温疲劳试验的条件为：在室温以及大气条件下，对飞机内部封闭结构轴向加载正弦波，加载频率f＝5Hz，施加500次等幅载荷，疲劳应力：σmax＝110MPa，σmin＝20MPa。

同时采用上述条件，是以飞机一年内主要经受的环境要素包括温度、湿度、降水量、固体沉降物、风、雾、盐雾、海水、空气中氯离子浓度、硫离子浓度及大气污染物和工业废气等进行统计分析，将这些环境要素的主要作用时间、频次等进行当量折算所得到的，一个周期的加速腐蚀试验作用效果，相当于该部位在外场服役一年所遭受到的腐蚀环境作用效果，突出体现了外部结构外露部位且经常受紫外线照射区域紫外线、湿热、盐雾、热冲击和低温疲劳等的综合作用，具有针对性和加速性特点。

在一个实施例中，湿热暴露试验的条件为：相对湿度RH≥95％，温度T＝43℃，暴露时间12天。

在一个实施例中，溶液浸泡试验的条件为：温度T＝43℃,将溶液为234g/l的NaCl和50g/l的KNO₃溶液的混合液，采用浓度为68％的H₂SO₄调节pH值至2.0，暴露时间1天。

在一个实施例中，在室温以及大气条件下，对飞机内部封闭结构轴向加载正弦波，加载频率f＝5Hz，施加500次等幅载荷，疲劳应力：σmax＝110MPa，σmin＝20MPa。

在一个实施例中，步骤3的重复周期为8至12个循环周期。

可以理解的是，本申请的飞机内部半封闭结构包括后设备舱、下设备舱、中央翼前舱、成型架、减速板、外翼大梁。

下面以举例的方式对本申请的用于试验飞机内部封闭结构表面防护体系抗腐蚀防护能力的腐蚀试验方法进行详细阐述。可以理解的，该举例并不构成对本申请的任何限制。

以飞机某一封闭结构为例。制作第一仿真试验件以及第二仿真试验件，第一仿真试验件以及第二仿真试验件的主要结构的用材和主要连接形式均为：第一仿真试验件以及第二仿真试验件采用7B04铝合金以及TA15钛合金制作，紧固件采用30CrMnSiA螺栓，第一仿真试验件以及第二仿真试验件分别采用待不同的腐蚀防护体系进行防护。

具体地，第一仿真试验件的防护涂层体系为：对铝合金表面硫酸阳极化，重铬酸盐填充处理；

对铝合金零件表面处理后喷涂航空底漆底漆，涂层厚度控制在25μm～35μm；

装配后外表面喷涂磁漆，涂层厚度控制在40μm～60μm。

第二仿真试验件的防护涂层体系：

对铝合金表面硫酸阳极化，重铬酸盐填充处理；

对铝合金零件表面处理后喷涂底漆，涂层厚度控制在25μm～35μm；

对紧固件粘绝缘涂料进行湿态装配；

装配后外表面喷涂磁漆，涂层厚度控制在40μm～60μm；

装配后内表面喷涂磁漆，涂层厚度控制在40μm～60μm。

对采用不同的防护涂层体系的第一仿真试验件以及第二仿真试验件采用本申请的腐蚀试验方法进行试验。

验证效果：

加速腐蚀对比试验共进行6个循环，约6个月。第一试验件和第二试验件分别在第2周期(约2月)、第4周期(约4月)出现腐蚀。试验进行至第6个周期(6)时第一试验件已经出现严重的腐蚀，而第二试验件腐蚀程度较低。至此对比试验结束，经过约10个月的加速试验，可以验证出第二试验件的腐蚀防护体系抗腐蚀效果要明显优于第一试验件，达到了缩短试验周期同时完成对比验证的目的。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims

1.一种飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法，用于试验飞机内部半封闭结构表面防护体系抗腐蚀防护能力，其特征在于，所述飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法包括如下步骤：

步骤1：为飞机内部半封闭结构表面进行湿热暴露试验；

步骤2：为飞机内部半封闭结构表面进行溶液浸泡试验；

步骤3：为飞机内部半封闭结构表面进行常温疲劳试验；

步骤4：重复所述步骤1至步骤3。

2.如权利要求1所述的飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法，其特征在于，所述湿热暴露试验的条件为：相对湿度RH≥95％，温度T＝43℃，暴露时间12天。

3.如权利要求1所述的飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法，其特征在于，所述溶液浸泡试验的条件为：温度T＝43℃,将溶液为234g/l的NaCl和50g/l的KNO₃溶液的混合液，采用浓度为68％的H₂SO₄调节pH值至2.0，暴露时间1天。

4.如权利要求1所述的飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法，其特征在于，所述常温疲劳试验的条件为：在室温以及大气条件下，对飞机内部封闭结构轴向加载正弦波，加载频率f＝5Hz，施加500次等幅载荷，疲劳应力：σmax＝110MPa，σmin＝20MPa。

5.如权利要求1所述的飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法，其特征在于，所述步骤4的重复周期为8至12个循环周期。

6.如权利要求1所述的飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法，其特征在于，所述飞机内部半封闭结构包括后设备舱、下设备舱、中央翼前舱、成型架、减速板、外翼大梁。

7.如权利要求1所述的飞机内部半封闭结构的腐蚀试验方法，其特征在于，所述湿热暴露试验的条件为：相对湿度RH≥95％，温度T＝43℃，暴露时间12天；

所述溶液浸泡试验的条件为：温度T＝43℃,将溶液为234g/l的NaCl和50g/l的KNO₃溶液的混合液，采用浓度为68％的H₂SO₄调节pH值至2.0，暴露时间1天；

所述常温疲劳试验的条件为：在室温以及大气条件下，对飞机内部封闭结构轴向加载正弦波，加载频率f＝5Hz，施加500次等幅载荷，疲劳应力：σmax＝110MPa，σmin＝20MPa。