飞机典型结构腐蚀损伤容限评定方法研究

'哈尔滨丁程大学硕士学位论文摘要本文结合典型飞机平尾大轴发生的一系列腐蚀问题，着重围绕典型飞机内腔结构的腐蚀原因和机理、加速腐蚀试验方法、腐蚀损伤的概率分布特性及其发展规律、腐蚀对疲劳寿命的影响以及腐蚀损伤容限的评定方法等一系列关键技术问题开展了较为系统的研究，取得了较重要进展和技术突破，主要创新点如下：1)首次发现内腔结构涂层下金属母材存在丝状腐蚀现象，在焊接缝周围金属母材同时存在应力腐蚀和丝状腐蚀损伤特征，在腐蚀环境下表面防腐涂层破坏后，随着腐蚀时间的增加应力腐蚀损伤会不断发展，在疲劳载荷作用下在应力腐蚀损伤严重的局部位置就会萌生疲劳裂纹，最后导致断裂，从而进一步揭示了现役飞机典型内腔腐蚀的机理。2)针对典型飞机内腔结构的局部环境和腐蚀特点，提出了对应的加速腐蚀试验方法，建立了加速腐蚀环境谱。试验结果表明，该环境谱及加速腐蚀试验方法能够在适当的试验周期内较好地再现了内腔结构失效的特征与过程，为研究内腔结构的腐蚀过程以及评定涂层体系的抗腐蚀品质和使用寿命提供了试验方法。3)采用周期浸润腐蚀试验的方法对30CrMnSiNi2A低合金高强钢进行加速腐蚀试验研究，测得两组不同时间腐蚀后试件的腐蚀深度，并分别按照Gumbel、正态、对数正态和威布尔分布四种分布类型对30CrMnSiNi2A钢的最大腐蚀深度概率分布进行了假设检验。结果表明，最大腐蚀深度更接近正态分布，从而为确定30CrMnSiNi2A钢的腐蚀损伤的规律分布提供了依据。4)在对不同时间预腐蚀后典型结构疲劳试验数据分析的基础上，得出了腐蚀损伤影响修正系数。首次提出了通过对未腐蚀状态的常规疲劳S～N曲线进行修正来获得不同腐蚀状态下的疲劳S"--"N曲线簇的方法。采用一组模拟件预腐蚀后的疲劳试验进行验证的结果表明，根据腐蚀状态下疲劳S～N 哈尔滨工程大学硕十学位论文曲线簇得到的计算寿命与平均试验寿命基本吻合。5)给出了腐蚀损伤容限的定义和表征方法，提出了通过对腐蚀损伤的内窥镜图像对比近似确定腐蚀损伤程度的工程方法，建立了腐蚀损伤图像和疲劳寿命之间的对应关系，为确定典型飞机内腔结构的腐蚀损伤容限、修理判据及修理方法提供了重要依据。关键词：飞机内腔结构，30CrMnSiNi2A，腐蚀损伤容限，疲劳寿命，概率分布 哈尔滨工程大学硕士学位论文AbstractAseriesofseriouscorrosionquestionswereresearchedcombinescorrosionprobleminthemajoraxlesofthetailhorizontalwingontypicalplaneinthispapersystematically,whichincludethemainreasonandmechanismforthecorrosionoccurrenceinthetubeinnerstructureontypicalplane，acceleratedcorrosiontestmethods，probabilisticdistributionanddevelopmentofcorrosion，corrosioninfluenceonfatiguelifeandtheevaluationmethodofcorrosiondamagetolerance，etc．Andseveralinnovationweremadeasfollowing．1)Forthefirsttimediscoverthereexistencesilkformcorrosionphenomenoninsidemetalstructureundercoat．Thecharacteristicofstresscorrosiondamageandsilkformcorrosioninmetalbaseneartheweldingseamwasfound．Inthecorrosionsurroundingsprotectivecoatingsisharm，stresscorrosiondamageisincrementalongwithincrementofcorrosiontime．stresscorrosiondamagewillgenerateanddevelopconstantlyaroundtheweldingseam，fatiguecrackwill．generatebytheinfluenceofcyclicloadonthelocationwherethestresscorrosiondamageisserious，evenresultinrupturing．Therebymoreravelthecorrosionmechanismoftypicaltubeinnerstructureonserviceaircraft．2)Theacceleratedcorrosiveenvironmentalspectrumandtheacceleratedcorrosiontestmethodswereputforwardforthelocalenvironmentandcharacteristicofcorrodingoftubeinnerstructureontypicalplane．Theresultindicatedthatthecorrosionfeaturesthetypicalaircraftstructuresappearedduringtheactiveservicewerereappearedwellundertheconditionofthelaboratory,andhaveofferedtestmethodsforthestudyingofcorrosionprocessoftubeinnerstructureandevaluatinganticorrosivequalityandservicelifeofthecoatingsystem． 哈尔滨工程大学硕士学位论文3)Thedistributionanddevelopmentofcorrosiondamageofthe30CrMnSiNi2Asteelwerestudiedbytheacceleratedcorrosionexperimentusingthecyclingsoakingacceleratedcorrosiontesting，measuretwosetsmeantimecorrosiondepth，theprobabilitydensityfunctionofmaximumcorrosiondepthofthe30CrMnSiNi2AsteelaccordwithaccordingtoGumbeldistribution，Normaldistribution，WeibulldistributionandLog-Normaldistribution．TheresultsindicatedthatthemaxcorrosiondepthmorecloseNormaldistribution，thereforeprovideevidenceforthecorrosiondamageofthe30CrMnSiNi2Asteelstatisticanalysis．4)Establishcorrosiondamageinfluencecorrectioncoefficient，andputforwardforthefirsttimeacquiredissimilaritycorrosionS～NcurvebythenormalS～Ncurvewiththecoefficient．Asetoffatiguetestwascarriedontheresultenunciationofverification，calculationlifespanaccordingtotheS～Ncurveisassameastheaverageexperimentlifespan．5)Thecorrosiondamagetoleranceandtokenmethodwasdefine，endoscopicpicturewasputforwardtocontrasttomakesurecorrosiondamagedegree，andbuiltupconnectionbetweencorrosiondamagepicturewithfatiguelife，itprovideimportanceproofformakesurethecorrosiondamagetolerance，thecriterionofrepairandthemethodofrepairintubeinnerstructureonaircraft．Keyword：tubeinnerstructureonaircraft，30CrMnSiNi2A,corrosiondamagetolerance，fatiguelife，theprobabilitydistribution 晗尔浜工程大学坝士掌ti7=论又哈尔滨工程大学学位论文原创性声明本人郑重声明：本论文的所有工作，是在导师的指导下，由作者本人独立完成的。有关观点、方法、数据和文献的引用已在文中指出，并与参考文献相对应。除文中已注明引用的内容外，本论文不包含任何其他个人或集体己经公开发表的作品成果。对本文的研究做出重要贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式标明。本人完全意识到本声明的法律结果由本人承担k。作者(签字)：删日期：，尹晰朋∥日‘|哈尔滨工程大学学位论文授权使用声明本人完全了解学校保护知识产权的有关规定，即研究生在校攻读学位期间论文工作的知识产权属于哈尔滨工程大学。哈尔滨工程大学有权保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件。本人允许哈尔滨工程大学将论文的部分或全部内容编入有关数据库进行检索，可采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文，可以公布论文的全部内容。同时本人保证毕业后结合学位论文研究课题再撰写的论文一律注明作者第一署名单位为哈尔滨工程大学。涉密学位论文待解密后适用本声明。本论文(囱在授予学位后即可口在授予学位12个月后口解密后)由哈尔滨工程大学送交有关部门进行保存、汇编等。詹I"Fe(签字)：磁参纠’导师(签字)砖良彳日期：护子年砂月／尸日3矿参年f桐Iq白}v＼ 哈尔滨工程大学硕士学位论文1．1研究背景及意义1．1．1引言第1章绪论为了确保飞机的使用性能和飞行安全，必须确定该型飞机机体结构的能力、状态及其使用限制，应在飞机使用寿命期内及早发现机体结构或材料中潜在的问题，使之对飞机使用的影响减至最小。然而，由于服役环境(特别是沿海、内陆湿热地区)是一种热、气候和化学的腐蚀环境，限于飞机制造水平的制约，飞机外部结构的密封性不好，造成许多内部结构在飞机停放时，受环境的影响造成大量积水，这些积水若得不到及时的清理和排出，就会使内腔结构出现严重的腐蚀；随着服役日历时间增加，这些结构的腐蚀发展速度呈现出明显加快的趋势，有些飞机内腔结构已出现大面积腐蚀。腐蚀对飞机结构的危害极大，主要表现在以下几个方面。第一，腐蚀使结构承力截面减小、使结构细节部位从非临界状态转变为临界状态，从而改变了应力应变的分布情况，引起应力集中，增加飞机飞行安全隐患，甚至导致飞机出现重大事故，例如，2002年美国一架F15战斗机由于尾翼结构腐蚀断裂在空中解体。在民航方面，1981年8月台湾一架波音747客机因机身下部结构腐蚀、蒙皮变薄，产生孔洞和裂纹导致空中解体，造成150多人遇难。2002年台湾又一架波音747客机因机体结构腐蚀在福建海域坠毁，造成250多人遇难：第二，导致结构修理工作难度大大增加，其修理费用将大幅度增加；第三，腐蚀导致主要承力构件提前生成裂纹，显著减少了裂纹形成寿命；第四，腐蚀加速裂纹扩展，降低了材料的断裂韧性，减小了裂纹断裂的临界尺寸，使裂纹扩展寿命大大减小，严重影响飞机的正常使用、维护。近期我国飞机出现的～系列严重腐蚀故障表明，．腐蚀是目前飞机最普遍和最严重的损伤形式，腐蚀问题已经成为严重影响和制约飞机安全使用、正 哈尔滨工程大学硕士学位论文U常维护与修理的最重要因素。以往对此种结构内部腐蚀的重视和研究不够，防腐措施不合理，防腐效果差，检查发现很多内腔结构件均存在不同程度的腐蚀【¨。有些内腔结构件是飞机的关键承力结构，一旦出现腐蚀失效将会严重威胁飞行安全。1．1．2飞机内腔结构的腐蚀现状与面临的问题飞机上的内腔结构件通常都是关键的承力结构，如起落架支柱、平尾大轴等，一旦出现腐蚀失效，将会产生十分严重的后果。而由于结构的特殊性，内腔结构的腐蚀在日常的检修过程中难以检查到，只有在特检或大修时才会对内腔结构的内部进行检查，这样就使得内腔结构腐蚀的危害性更加严重，腐蚀失效可能在毫无征兆的情况下发生。以往对飞机内腔结构的腐蚀问题及其危害性认识不足，对其防腐技术方面缺少研究，内腔结构腐蚀防护是飞机制造和修理中的薄弱环节。过去对内腔结构采用传统的浸涂方法进行防腐处理，具体方法是：将涂料罐入内腔，通过慢慢转动和晃动在表面形成涂层后，然后倒出多余涂料。这种涂装方法不能满足对涂层的厚度、均匀性和附着力等方面的技术要求，无法保证涂层质量。正因如此，一旦腐蚀介质渗入内腔后会长期滞留，造成恶劣的局部环境，必然导致服役期间出现严重的腐蚀问题。下面列举2个典型飞机内腔结构出现的腐蚀案例。案例1：xl型飞机平尾大轴内腔腐蚀导致疲劳试验中的断裂2006年一架×1型飞机左平尾大轴在疲劳试验中发生断裂。目视检查发现，平尾大轴内腔表面防腐处理存在严重缺陷，腐蚀十分严重，如图1。1所示。 哈尔滨工程大学硕士学位论文图1．1xl型飞机平尾大轴在疲劳试验中的断裂情况应力分析表明，断裂部位应力水平远低于材料的疲劳强度，正常情况下不可能发生疲劳破坏。仔细观察发现，疲劳裂纹起始于定位焊点处的腐蚀坑，疲劳裂纹扩展区有大量的腐蚀产物，而断裂部位又没有发现材料和机械加工缺陷。断口分析表明，腐蚀是导致其断裂的主要原因之一。x1型飞机平尾大轴在疲劳试验中发生断裂后，对50多架该型飞机进行普查发现，其中2l架飞机平尾大轴存在较严重的腐蚀，多架飞机平尾大轴中有大量的水。因而这批飞机不得不停飞更换平尾大轴，严重影响了飞机的飞行安全。案例2x2和x3型飞机平尾大轴在大修或特检延寿中检查发现腐蚀的故障自2005年在x2型飞机延长首翻期特检中先后发现30多架飞机平尾大轴内腔均存在不同程度的腐蚀，尤其在销轴和焊缝周围腐蚀更为严重，如图1．2所示。该腐蚀故障曾一度成为制约×2型飞机延长首翻期能否按期交付部队的“瓶颈”问题。 哈尔滨工程大学硕士学位论文图1．3x3型飞机平尾大轴内腔焊缝周围存在较严重腐蚀×1，×2和×3型飞机平尾大轴是关键承力结构，所用材料为30CrMnSiNi2A。近年来所发生的一系列故障对飞机的安全飞行构成很大的危险，严重地影响了飞机的正常使用、大修和延寿，危害大，涉及面广。平尾大轴的腐蚀故障或问题具有典型性和代表性。为此，北京航空工程技术研究中心的陈群志博士在国内首次提出了飞机内腔结构腐蚀防腐研究是当前我国飞机结构腐蚀防护研究领域的一个重要研究方向的观点，并阐述了其相关的 哈尔滨．T程大学硕士学位论文研究内容、总体方案和技术途径，经过充分论证提出了开展“飞机内腔结构腐蚀修理及防腐技术改进研究”的立项申请。有关机关组织专家进行了立项评审，专家们对开展该项研究给予了充分肯定，因而该课题的立项论证得到了有关机关批准。鉴于目前的现状，急需解决如下3方面的关键技术问题：11确定典型飞机内腔结构腐蚀原因和机理。2)确定内腔结构腐蚀深度分布及随时间的变化规律。3)确定腐蚀损伤对内腔结构疲劳寿命的影响，建立腐蚀损伤容限评定方法。为了解决上述3方面的关键技术问题，本文主要结合上述典型飞机平尾大轴发生的一系列严重的腐蚀问题，着重围绕内腔结构腐蚀深度分布、腐蚀损伤对疲劳寿命的影响和腐蚀损伤容限开展深入研究。1．1．3研究的目的和意义本论文的主要研究目的是：确定飞机内腔腐蚀损伤分布特性及随时间的变化规律，通过分析以往的相关试验研究所获得的30CrMnSiNi2A结构在不同腐蚀时间的疲劳试验数据，分析腐蚀损伤对疲劳寿命的影响，在此基础上，提出并建立典型内腔结构的腐蚀损伤容限评定方法。目前已有多架xl，×2和×3型飞机平尾大轴出现了比较严重的腐蚀，亟待给出这些飞机的平尾大轴是否可继续使用的明确结论和对应的处理措施。这就需要通过研究首先确定腐蚀损伤容限的D，(或称为腐蚀损伤的临界值)，为科学合理地制定腐蚀损伤修理判据提供依据。如果腐蚀损伤修理判据得不合理，将会出现两方面的问题：第一，腐蚀损伤已超过临界值D，，就会危及飞机的飞行安全，那么就应对平尾大轴进行报废处理。如果给出允许修理并继续使用的结论，会给飞机飞行带来很大的风险，甚至导致重大事故的发生。第二，腐蚀损伤低于临界值D，，那么通过腐蚀修理，清除腐蚀源，并采取合理的防腐处理措施完全可以抑制腐蚀的进一步发展，是不会影响飞机的飞行安全的。如果从为了保证飞机安全考虑，一S一 哈尔滨工程大学硕十学位论文只要平尾大轴出现腐蚀，无论腐蚀程度如何，采取“一刀切"的做法，给出报废处理的结论。这也是不可取的，特别是对于腐蚀损伤较轻的平尾大轴进行报废处理，就会造成不必要的浪费，从而导致修理费用大幅度增加。由此可见，本文研究对保证飞机安全，挖掘平尾大轴的寿命潜力都非常必要，不仅具有一定的理论意义，而且具有重要的工程实际意义。1．2国内外同类研究现状1．2．1国外研究现状飞机结构的腐蚀是世界航空界共同面临的重大问题，环境对飞机结构的影响受到发达国家的高度重视，从60年代开始，美国三军就率先开展了对沿海和海上军用飞机的腐蚀问题的调查，联合国内几所大学和研究机构立项研究如何解决腐蚀和确定在腐蚀环境下飞机的服役期问题，建立了专用的实验室和测试方法。北大西洋组织、瑞典宇航院(FFA)等国家和机构都投入了大量资金和人力进行腐蚀防护及腐蚀疲劳机理研究，取得了大量的研究成果，并成功地应用于军用飞机的腐蚀控制。20世纪70年代后，·北大西洋公约组织对飞机的腐蚀及腐蚀疲劳问题开展了较大规模的CFCrP和FACT的试验研究。20世纪八十年代后期，服役条件下的腐蚀环境对飞机结构寿命的影响受到西方发达国家的高度重视。美国军标中明确要求：设计制造商在飞机的设计制造过程中要考虑湿热、化学和气候对飞机结构的耐久性、损伤容限与试验验证的影响。先后制定了与腐蚀相关的一系列标准和规范，如：MIL-A-008866B，MIL—A一87221，MIL-A-8860B(AS)，MIL—F-7179，MIL—STD一1568，MIL-HDBK．5，MIL-IIDBK-729，MII厂STD．810E等。由于美军飞机从设计开始就考虑了服役环境的影响，因此其防腐设计及腐蚀控制技术较高。几乎与此同时，澳大利亚的海军部门，也开展了类似的调查和研究工作。为了控制飞机的腐蚀，降低飞机维修费用，提高安全可靠性，延长使用周期，许多国家投入了大量的人力物力对腐蚀防护技术进行研究，并且发展 哈尔滨工程大学硕士学位论文了非常有效的防腐系统的评定方法。美国洛克希德公司用于腐蚀与防护方面的研究费用每年大约为数百万美元，二十世纪八十年代该公司佐治亚分公司对F．18飞机结构涂层防护体系的使用年限问题进行了大量试验研究，在研究中针对美国亚热带沿海区域环境对涂层的作用，提出了用温湿、紫外照射、热冲击、低温疲劳和盐雾五个环境块顺序施加的加速试验方澍引。美国空军也十分重视腐蚀在飞机上的应用研究，每年投入防腐研究的经费高达30亿美元。美英等国在八十年代末针对老龄飞机的延寿，开展了大量的加速模拟腐蚀试验研究，并均取得了有益的成果。1．212国内研究现状国内在70年代中期就开展了有关材料损伤容限分析及一些与环境相关的腐蚀与防护研究工作，但这些研究工作无论从研究的深度还是实际应用的可能性都有一定的差距。真正系统的研究是进入80年代以来，在我国海军飞机发现大量的腐蚀问题以后才开展起来的，多数集中在对海军飞机海洋大气环境下材料的失效或腐蚀因素的分析，腐蚀疲劳及应力腐蚀开裂，常规涂层的防护等方面。原航空工业总公司专门设立《舯》系统工程，从1988年起开展了飞机结构抗腐蚀疲劳损伤设计技术研究，并组织出版了有关飞机结构腐蚀疲劳方面的专著。这些研究工作虽起步晚，但也取得了明显的进展。然而就目前的研究工作而言，仍存在着不少亟待解决的问题。环境腐蚀已经对飞机安全使用及军机的战斗力发挥构成了严重的威胁。腐蚀损伤会引起机体结构材料的断裂韧性降低，加快裂纹的形成与扩展，从而严重降低飞机结构的剩余强度和寿命，甚至产生无预兆的突然断裂，严重威胁着飞机及机组人员的安全。从×1型飞机疲劳试验过程中平尾大轴断裂事件和对飞机内腔结构腐蚀情况的调查结果来看，对飞机内腔结构腐蚀和防护的研究已经刻不容缓。如何来评测飞机内腔结构的腐蚀损伤，如何评价腐蚀损伤对飞机结构剩余强度及寿命的影响，腐蚀深度分布特征及其随时间的变化规律、腐蚀损伤容限评定以及如何对飞机内腔结构的腐蚀损伤及遭受腐蚀一1二一 哈尔滨工程大学硕十学位论文损伤后的寿命修理是摆在飞机结构工程师们面前函待解决的一系列关键技术问题，这正是本论文选题的目的和重要工程应用背景之所在。1．3论文的总体思路及技术途径开展飞机结构腐蚀损伤容限研究，离不开试验。为此，本文在查阅国内相关研究文献的基础上，进行试验方案设计，主要考虑试件选材、设计加工和表面防腐处理、试验方法和试验数据分析等因素。30CrMnSiNi2A是现役飞机的骨干结构材料，平尾大轴等关键结构就是由该材料制造。因此，本文选取该材料为研究对象，设计加工相关的试件。试件力n-r-_工艺和表面防腐处理与典型飞机内腔结构一致，以便试验件能够反映实际结构的特点。参照国内外同类试验方法，并结合典型飞机内腔结构腐蚀环境和腐蚀特点，制定加速腐蚀试验方法。对试件在腐蚀试验过程中从涂层失效到基体腐蚀各阶段的仔细观测，试图揭示含防护涂层状态下内腔结构的腐蚀行为。在飞机修理中往往通过腐蚀坑深度判定结构的腐蚀损伤程度，并进而制定修理措施。当腐蚀深度超过修理标准时则需要根据结构的重要性和修理的经济性给出报废处理的结论或补强修理的方案。影响飞机结构腐蚀的因素很多，其分散性也很大。因此，对飞机结构腐蚀坑深度的分布及其随时间的变化进行研究具有重要的工程意义。为此，首先采用周期浸润腐蚀试验方法来模拟其腐蚀过程，然后对腐蚀后试件进行解剖制成金相试样，并利用SZXl2显微镜及MCS．7200图像分析系统测量腐蚀深度，对测得的腐蚀深度数据分别按照Gumbel、正态、对数正态和威布尔分布四种分布类型对其最大腐蚀深度概率分布进行假设检验，以确定腐蚀深度的最佳概率分布。要获得不同腐蚀状态下飞机结构的疲劳寿命，需要做大量的试验，而在目前条件难以实现。因此，作者通过分析以往的相关试验研究所获得的30CrMnSiNi2A结构在不同腐蚀时间的疲劳试验数据，寻找其疲劳寿命随腐蚀时间变化规律，并进而得到腐蚀损伤影响修正系数。在此基础上，提出通过对未腐蚀状态的常规S"-"-"N曲线进行修正来获得不同腐蚀状态下的S"---"N一8一 哈尔滨工程大学硕士学位论文曲线簇的方法。为了验证该方法的工程适用性，拟安排一组模拟件预腐蚀后进行疲劳试验，然后将疲劳试验寿命与计算寿命进行对比。根据腐蚀损伤影响修正系数，当平尾大轴达到腐蚀损伤容限时，腐蚀损伤容限对应的疲劳寿命，可以推断出腐蚀损伤容限所对应的加速腐蚀时间和腐蚀图像，如何将试件加速试验的腐蚀损伤与实际结构的腐蚀情况建立对应的关系，是确定内腔结构腐蚀损伤容限必须解决的一个关键技术难点。由于内腔结构的限制，目前只能通过内窥镜检查的方法对平尾大轴的腐蚀损伤进行定性检测，难以获得定量的测试结果。为此，本文给出的腐蚀图像对比法确定内腔结构当量腐蚀损伤的方法基本思路如下：1)采用内窥镜对真实的平尾大轴进行腐蚀损伤检查，并拍摄出对应的腐蚀图像PT；2)将平尾大轴模拟件进行不同时间的加速腐蚀试验后，同样采用内窥镜在模拟内腔的环境中拍摄腐蚀图像Pt。这样可以获得两组拍摄效果相近的腐蚀图像PT和P。；3)将实际结构的腐蚀损伤图像PT与不同时间的加速腐蚀试验后平尾大轴模拟件的腐蚀损伤P。进行比较，从而近似确定达到实际结构腐蚀损伤程度所对应的加速腐蚀时间t：钔将加速腐蚀不同时间t的模拟件进行疲劳试验，可获得疲劳寿命N随腐蚀时间t的变化关系；通过腐蚀损伤影响修正系数C(t)做出一系列S～N曲线，再根据腐蚀损伤容限D。确定带腐蚀损伤试件的疲劳寿命N。，并由此推断出腐蚀损伤容限D，所对应的加速腐蚀时间ten腐蚀图像Pr；5)将实际结构内窥镜检查得到的腐蚀图像PT与D，所对应的腐蚀图像P，进行比较，若PT不比P，严重，则表明实际结构的腐蚀损伤小于D。，那么，这种情况下内腔结构可进行修理，只需要去除腐蚀产物，并进行防腐处理后可以继续使用。若PT比P，严重，则表明实际结构的腐蚀损伤大于D，，这时就应对该内腔结构进行报废处理。 哈尔滨工程大学硕士学位论文1．4章节安排及主要内容第1章绪论主要阐述论文的研究背景及意义、国内外同类研究现状，以及论文的总体思路和主要技术途径。第2章内腔结构试验方法研究对飞机典型内腔结构腐蚀原因作以简要分析，然后得出典型内腔结构的腐蚀失效特征，在此基础上，得出内腔结构加速腐蚀试验和疲劳试验的方法。第3章典型内腔结构腐蚀损伤的概率分布特性采用周期浸润腐蚀试验的方法对30CrMnSiNi2A低合金高强钢进行加速腐蚀试验研究，并分别按照Gumbel、正态、对数正态和威布尔分布四种分布类型对30CrMnSiNi2A钢的最大腐蚀深度概率分布进行了假设检验。第4章腐蚀对疲劳寿命的影响对腐蚀试验结果进行分析，提出确定内腔结构当量腐蚀损伤的方法，建立腐蚀随时间变化的腐蚀损伤影响修正系数，首次提出通过对未腐蚀状态的常规S一-．N曲线进行修正来获得不同腐蚀状态下的S"--N曲线簇的方法。并通过一组模拟件预腐蚀后的疲劳试验进行验证。第5章内腔结构腐蚀损伤容限评定方法给出了腐蚀损伤容限的定义和表征方法，提出了通过对腐蚀损伤的内窥镜图像对比确定腐蚀损伤程度的工程方法，建立了腐蚀损伤图像和疲劳寿命之间的对应关系，为确定典型飞机内腔结构的腐蚀损伤容限、修理判据及修理方法提供了重要依据。 哈尔滨工程大学硕士学何论文2．1引言第2章内腔结构试验方法研究飞机的服役日历年限相对较长，一般在20年以上，大修周期也大多在10年以上。由此可见，飞机结构的实际服役是长期、缓慢和十分复杂的过程，若对服役飞机结构腐蚀损伤及疲劳性能进行实时跟踪测量，所需时间和经费都难以实现。因此，开展试验室条件下飞机结构加速环境谱和加速环境试验技术研究及对应的理论分析方法十分必要。同时加速模拟环境试验应能够再现飞机在服役过程中出现的损伤形式及特征。本文采用30Cr】ⅥnSiNi2A高强低合金钢为材料按照与真实结构相同的加工工艺与防腐工艺制作平尾大轴内腔结构模拟件，采用试验室加速腐蚀和疲劳试验来模拟实际飞机内腔结构的腐蚀损伤。2．2飞机典型内腔结构腐蚀原因分析下面以平尾大轴为例，从如下3方面对其腐蚀原因进行分析：1)结构和材料方面的原因平尾大轴属于一种细长内腔结构，由3部分组成。两端为锥形段，中间段为外径约①128mm、内径约①106mm圆柱。这3部分在机械加工后，采用焊接工艺形成一个整体。在焊接主焊缝前先焊接一个定位工艺环，定位环与母材之间依靠3个或4个定位焊点连接。30CrMnSiNi2A对环境腐蚀比较敏感，焊接工艺的引入不仅会使焊接部位材料处于高能态，对环境腐蚀更加敏感，而且还会由于焊点处引入了与母材不同的材料，两种材料之间存在电位差，形成了腐蚀电偶，导致焊接部位对环境腐蚀的敏感性进一步增加。2)内腔表面防腐涂层“先天不足"平尾大轴两个锥形段入口处中心孔的孔径只有①lOmm，常规的涂装设备 哈尔滨工程大学硕士学位论文及工具不能对内腔表面进行防腐涂装。在制造和修理中是按照设计方给出的技术要求，对内腔表面采用浸涂的方法进行涂装，具体方法是：将大约(2～3)虹TB06．9底漆罐入内腔，通过慢慢转动和晃动在表面形成防腐涂层，然后倒出多余的涂料。这种涂装方法根本不能满足对涂层的厚度、均匀性和附着力等方面的技术要求。内窥镜检查和解剖后发现，平尾大轴内腔表面涂层存在严重缺陷，如图2．1所示。显然，现有的内腔涂装技术很不合理，根本无法保证涂层质量。图2．1解剖后发现有些飞机平尾大轴内腔60％以上的面积没有防护涂层3)平尾大轴内部的腐蚀环境装机前平尾大轴锥形端的孔采用堵塞进行密封。与机身连接处靠一个定位销轴进行定位，该销轴直径为*16min，穿过平尾大轴。定位销轴与平尾大轴之间为过盈配合。为查找腐蚀原因，对平尾大轴进行了气密性试验。结果表明“，平尾大轴与定位销轴之间有一定问隙，腐蚀介质可以通过该间隙渗入到平尾大轴内腔(如图2．2所示)。采用线切割的方法对平尾大轴进行解剖发现，内腔中确实存在大量的腐蚀介质。后来在×1型飞机平尾大轴普查过程中发现，在打开两端堵塞时，能够从有些平尾大轴两端倒出大量的“水”。 哈尔滨工程大学硕士学位论文图2．2腐蚀介质从定位销轴处间隙渗入平尾大轴内腔由此可见，在飞机服役期腐蚀介质通过缝隙渗入内腔后难以排出，使得内腔表面长期处于一种干湿交替的腐蚀环境。而内腔表面采用的防腐技术落后，防护涂层存在明显的缺陷，而所选材料又对环境腐蚀比较敏感，尤其是内腔焊接部位具有高度的腐蚀敏感性，会进一步加快腐蚀的萌生，从而加剧腐蚀损伤的进一步发展。2．3内腔结构的腐蚀失效特征平尾大轴所用的材料为30CrMnSiNi2A钢，其化学成分如表2．1所示。30CrMnSiNi2A钢是在30CrMnSiA钢的基础上加入1．4％～1．8％的Ni而得到的，是目前我国航空工业中使用最为广泛的一种低台金高强度钢。由于镍的加入，提高了钢的强度、韧性和塑性，也提高了钢的淬透性【4J。当钢的碳含量偏于中下限时，经淬火或等温淬火和回火后，30CrMnSiNi2A的纤维组织主要是板条马氏体，不仅具有高的强度，而且具有良好的塑性、冲击韧性和断裂韧性，而且该钢种具有良好的抗疲劳性能和低的疲劳裂纹扩展速率。但是对应力腐蚀和氢脆(包括环境氢脆)比较敏感。由于碳当量较高，淬硬倾向较大，易形成脆硬的马氏体组织，焊接时易产生冷裂纹15J。 哈尔滨工程大学硕士学位论文表2．130CrMnSiNi2A化学成分【6】(wt％)元素CCrMnSiNi含量0．311．211．6飞机机体结构在实际使用中除经受循环载荷外，还要遭受化学、热和气候环境的侵蚀。大量实践及试验研究表明，恶劣的使用环境会严重降低飞机机体材料的疲劳性能，减少飞机结构的使用寿命【7、8】。然而，以往的飞机设计往往忽视了这些重要的环境因素，导致不少飞机结构在使用中发生腐蚀相关的破坏。军用飞机地面停放时间长，空中飞行时间短，环境腐蚀效应在地面比空中严重得多，受环境条件的影响性大，随机性大，腐蚀类型广泛，且众多的影响因素相互作用。所以，在飞机上不同的部位所产生的腐蚀失效类型，主要有均匀腐蚀、缝隙腐蚀、点蚀、晶间腐蚀、应力腐蚀开裂和腐蚀疲劳等多种形式。飞机结构件发生腐蚀的形式取决于材料的成分和组织、构件的构造形式以及所处的环境条件和受力状态等。上述几种腐蚀形式交互作用，一般性的腐蚀会增加应力腐蚀的敏感性，并导致飞机结构耐腐蚀疲劳性能降低。防护涂层对飞机结构抵抗环境腐蚀有着举足轻重的作用。统计分析表明，飞机结构因腐蚀损伤所造成的失效或事故，主要是由涂层防腐失效引起的。在沿海和内陆湿热地区服役的主要机种都存在着不同程度的涂层老化失效，以及由此引起的机体结构腐蚀问题，严重影响飞机的正常使用与合理维修。目前对内腔结构使用的TY6．10．755．84或TB06．9底漆耐腐蚀性能的较差，在干湿交替的腐蚀环境作用下涂层会提前失效。内窥镜观察和解割发现在内腔结构表面有涂层覆盖的部位存在鼓包、剥落等失效现象，失效后的涂层无法起到阻隔腐蚀介质的作用。所以这种涂料不能满足涂装的要求，而使用中科院金属研究所研制的SLF．2重防腐涂料进行喷涂以后，经试验，效果有极大地改善。 哈尔滨工程大学硕士学位论文2．4试验设计2．4．1试验件模拟件如图2．3，模拟件的材料状态、防腐措施均与实际结构件相同。涂装前试件进行吹砂处理，涂装完待漆层全干后对试件进行编号，涂装TY6．10．755-84漆，编号为BlaB9，涂装SLF-2E重防腐涂料底漆和1MR21纳米复合涂料面漆，编号为C1～C8，试验件尺寸为80×80ram2，考察部分面积约70×70mm2。(b)涂装TY6．10-755-84漆(c)涂装纳米复合涂料漆图2．3大轴内腔关键部位模拟件平尾大轴由3部分组成，两端为锥形段，中间段为圆柱。这3部分在机械加工后，采用焊接工艺形成一个整体。在焊接主焊缝前先焊接一个定位工艺环，定位环与母材之间依靠3个或4个定位焊点连接。定位焊接处为平尾大轴的疲劳危险部位，同时也是腐蚀敏感部位，因此，本文针对该部位设计加工了模拟件，如图2．4的焊接件。由于需要知道平尾大轴的焊接部位的疲劳性能相对于基体母材的变化如何，所以进行试验对比，设计加工光滑件如图2．5。 哈尔滨工程大学硕士学位论文图2．4焊接件示意图2．4．2试验设备图2．5光滑试件示意图(1)美国Everest公司生产的EverestvIT内窥镜。(2)SZXl2显微镜及MCS．7200图像分析系统，可用于腐蚀损伤测量和图像分析处理。(3)50吨MTS810液压伺服疲劳试验机(美国MTS公司生产)，载荷精度为：动载最大相对误差范围：±1％；静载最大相对误差范围：±O．5％。‘(4)ZJF．75周期浸润腐蚀试验箱(以下简称周浸箱，空一所与哈尔滨理化仪器厂研制生产)。‘温度最大误差范围：±2℃；相对湿度最大误差范围：±5％。 哈尔滨工程大学硕士学能论文(5)BYK6850色差仪(德国BYK公司生产)。光谱范围：(400～700)hill，光谱间隔：20hm：具有5000个标准颜色，可储存100个试件颜色数据。(6)1551—CHA扫描电子显微镜。2．4．3试验内容按照制定的加速腐蚀试验谱对内腔结构模拟件进行实验室加速腐蚀试验。在试验过程中选取一系列时间点进行取样，并对取样的模拟件表面进行腐蚀观察，取加速腐蚀时间为150和250小时的试件进行腐蚀深度测量，用于评定腐蚀损伤深度的分布特性；通过分析以往的相关试验数据所获得的30CrMnSiNi2A结构在不同腐蚀时间的疲劳试验数据，确定不同腐蚀程度对内腔结构件的疲劳寿命的影响，可以得到不同腐蚀状态下的S"-N曲线，根据腐蚀损伤容限对应的疲劳寿命，推断出腐蚀损伤容限所对应的加速腐蚀时间和腐蚀图像。该腐蚀图像在内窥镜中与实际服役的平尾大轴内窥镜图像对比，可确定平尾大轴是否达到腐蚀损伤容限，做出报废处理。为实际内腔结构件的腐蚀损伤程度的评定提供依据。1)加速腐蚀试验方法的确定通过对实际服役条件下的内腔结构件的腐蚀产物、腐蚀形式的分析，结合结构件的服役环境，参照国内外同类研究的加速腐蚀试验方法，制定一个初步的加速腐蚀试验谱，并采用该试验谱对模拟件进行加速腐蚀试验。将试验后模拟件的腐蚀产物、腐蚀形式、损伤特征与实际内腔结构件进行对比，加速腐蚀试验谱进行修正，确定内腔结构件的加速腐蚀环境谱及试验方法。2)加速腐蚀试验方法飞机实际服役年限很长，通常要达到30年左右，在外场跟踪实测涂层的腐蚀失效过程在工程上难以实现，因此必须采用试验室加速腐蚀方法，在较短的加速试验周期内达到与飞机服役若干年相同的腐蚀效果。飞机使用环境谱的编制，首先分析飞机的使用状况，选取有代表性特点的若干个机场，取近 哈尔滨工程大学硕士学何论文十年左右的气象资料和大气成分，经数据筛选，将环境因素中对结构腐蚀、老化影响少的参数与作用时间删除，保留影响大的部分。重点选取的参数是温度、相对湿度、盐雾、凝露、雨、pH值及工业废气等。要遵循以下三点原则：(a)必须能再现实际结构关键部位在地面停放环境下产生的腐蚀损伤形式；对疲劳关键危险部位加速试验环境谱而言，要强调关键危险部位局部腐蚀损伤的一致性，以实现疲劳强度(寿命)相当的准则。(b)必须能实现适当的当量加速关系。(C)当量加速谱应尽量简化，以保证试验环境在实验室内易于实现。大量的试验证吲9~191，周期浸润试验可以很好的模拟干湿交替的腐蚀环境，因此采用腐蚀溶液周期浸润的方法加速再现飞机内腔结构在服役过程中的腐蚀过程。平尾大轴内腔的腐蚀环境与某型飞机机翼主梁、机翼4梁和42框横梁等内部结构的局部腐蚀环境类似，因此采用的周期浸润环境谱参照某型飞机42框横梁的加速腐蚀试验给出。用酸性NaCI溶液浸泡加速模拟盐雾与酸性气体的作用，用40℃温度下RH=90％的温湿环境下的烘干过程，加速模拟潮湿空气及凝露的作用，由两个过程交替施加作为一个周期，每个周期定为30分钟。具体试验参数如下：①温度T=(40±2)℃；②相对湿度RH=90％；③腐蚀溶液为5％NaCl溶液，用H2S04调节pH值至4～4．5；④浸润周期为30分钟，每个浸润周期中，8分钟试件浸入腐蚀溶液，22分钟在溶液外被远红外烘烤灯照射。试验前首先应对试件进行编号，然后对试件进行如下处理：用金属去污剂或肥皂水擦洗模拟件表面油污一用自来水冲洗后用蒸馏水擦洗一将试件吹干一对试件进行外观检测，采用903航空防水密封胶将试件的沿厚度方向四周及一个表面密封，另一个表面作为试验面进行腐蚀。按照制定好的周期浸润谱对模拟件进行周期浸润试验，试验过程按照GB／T19746．2005(金属和合 哈尔滨工程大学硕士学位论文金的腐蚀盐溶液周浸试验)之要求进行：(a)先用蒸馏水配制质量百分比浓度5％的NaCl溶液，然后加入稀H2S04，使其pH值为甜．5。(b)按照周期浸润谱的技术条件，将周期浸润箱的控制参数设定在给定范围内；并将配制好的腐蚀溶液加入到腐蚀槽内到规定高度，将试件用绝缘线固定在周期浸润箱的试件挂架上(固定高度应保证在浸入溶液时试件被溶液完全覆盖且在溶液面下至少10ram)，然后开机，温湿指标达到设定值时即为试验开始。(c)试验过程中腐蚀溶液的pH值保持在4．O～4．5范围内，当大于pH值大于4．5或试验时间超过168h时，更换腐蚀溶液，pH值采用精密pH试纸测量。(d)按照制定的加速腐蚀环境谱对平尾大轴的模拟件进行了250h的周期浸润试验，选取50h，120h，150h，250h作为时间节点，进行试验件的观察和记录，从而获得与不同加速腐蚀时间相对应的模拟件表面腐蚀图像。3)疲劳试验方法．由于各种各样的原因，实际工程结构不可避免地存在几何不连续的地方，形成切口或缺口。即使一个十分光滑的结构，在腐蚀性环境中服役一段时间后，也会因腐蚀的作用在结构表面形成局部的腐蚀坑，使得结构的表面几何发生变化。尽管结构所受的名义应力远小于材料的屈服强度，但由于切口的存在或形成，会引起应力集中，使得切口根部材料首先屈服，发生塑性变形，所以实际结构的裂纹形成首先发生在存在缺口的地方。用Ansys软件对试件进行静力模拟受力分析，由图2．6可知应力集中在试件中心部分的两侧，所以裂纹首先在此形成并断裂，如若不然，就是断裂处有缺陷，可视为无效件。疲劳试验在810MTS液压伺服疲劳试验机上进行，加载频率为5Hz，加载波形为正弦波，应力比R=0．1。疲劳试验载荷谱的选取主要出于如下两方面的考虑：第一，本研究主要考虑的腐蚀对疲劳寿命的影响，只需在相同的载荷谱条件下，比较不同腐蚀 哈尔滨【．程大学硕士学位论文状态的疲劳寿命：第二，所研究的飞机平尾大轴的应力水平较低，由此给出的载荷谱很轻，试验寿命很长，试验时司和经费都难以承受。‘===i————]q叮—]燕／≮忑、、一w=l／⋯7Ⅱ／JⅢ^、篓：：。：j?1l位￡j⋯⋯>——，／／／厂————、～—名—■———]p‘E——-‘嘞0，舞甓烹》—焉：。贬i孑—==_焉⋯。-!：：．：．．．．．．．．．．．．，．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．，．．一，．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．_一图2．6光滑件静拉伸等效应力云图根据30CrMnSiNi2A材料的静强度口．=1707．5MPa，选择四种不同的应力水平对焊接件作疲劳拉伸试验，它们的最大应力d～分别为：853．75MPa、683MPa、512．25MPa和3415MPa．每种应力水平下取3件进行试验，做出在常规条件下的s～N曲线。同样选择三种不同的应力水平对光滑件作疲劳拉伸试验，它们的最大应力仃帆分别为：10245MPa、853．75MPa和683MPa，每种应力水平下耿3件进行试验，做出在常规条件下的s～N曲线，两种S--N曲线进行比较，得出焊接件相对于光滑件在常规条件下疲劳性能的变化。对预腐蚀件作静拉伸试验，研究光滑件在不同腐蚀状态下的静强度随时间的变化。试验的加载方式：轴向拉伸；加载速率：按照5KN／秒的速率加载，直至试件破坏。试验类型及分组情况如表2．2。 哈尔滨工程大学硕士学位论文表2．2试验类型及分组隋况试验类型试件形式试件编号试验安排加速腐蚀时间节点为50、120、B1～B7150和250小时，拍摄内窥镜腐蚀图像加速腐蚀150和250小时，对周期浸润腐蚀矩形试件B8～B9腐蚀后试件进行解剖制成金相试样，测量腐蚀深度试验试件涂装SLF．2E底漆和IMR21纳米复合面漆，在腐蚀C1～C2时间：15、50、100、200、300、400、500、600、700和800小时，取出试件进行色差测量常规疲劳S～N疲劳试验条件：R=0．1，在3级曲线测试试验光滑件应力水平下进行等幅疲劳试G1～G9验，最大循环应力％疆分别为1024．5、853．75和683MPa疲劳试验条件：R=0．1，在4级焊接件应力水平下进行等幅疲劳试HJl～HJl2验，最大循环应力om缸分别为853．75、683、512．25和341．5MPa周期浸润腐蚀预腐蚀15天后进行等幅疲劳试+疲劳试验焊接件Ⅲ13～验，试验条件：R=0．1，0m瓠=(验证带腐蚀砌15512．25MPa损伤的S"-"N曲线)2．5本章小结1)本章主要以平尾大轴为例，从三个方面分析典型飞机内腔结构的腐蚀 哈尔滨工程大学硕士学位论文原因，然后给出内腔结构的主要腐蚀失效特征。2)根据实验需要，设计安排试验件、试验设备和试验内容，然后分别对加速腐蚀试验和疲劳试验的方法作以分析。3)按照与真实结构相同的加工工艺与防腐工艺制作平尾大轴内腔结构模拟件，确定采用周期浸润的加速腐蚀试验方法对模拟件进行试验室加速腐蚀试验。 哈尔滨T程大学硕十学位论文第3章典型内腔结构腐蚀损伤机理及概率分布特性3．1引言30CrMnSiNi2A低合金高强钢是现役飞机的一种主要承力结构材料，随着飞机使用年限的增加，该结构发生腐蚀的现象极为普遍，因为平尾大轴内部的涂层随着腐蚀时间的进行，在涂层不均匀的部位容易失效，发生点蚀，然后迅速在涂层膜下金属表面形成密集的网状花纹分布，即丝状腐蚀。而腐蚀深度对飞机典型结构寿命的影响很大。然而，飞机典型内腔结构的腐蚀情况又存在很大的随机性和偶然性。本章采用统计的方法对腐蚀深度测试数据进行分析，对飞机典型内腔结构腐蚀损伤发展过程的分布特性进行研究。30CrMnSiNi2A的最大腐蚀深度服从哪种分布呢?当前，大量腐蚀损伤数据是由外场维修人员提供的非第一手资料，腐蚀发展阶段并不明确，这些都为腐蚀关键件最大腐蚀深度的估算和飞机日历寿命的评估带来了困难。为此，本文采用周期浸润加速腐蚀试验的方法进行实验室加速腐蚀试验，模拟平尾大轴干湿交替的腐蚀环境，对不同腐蚀时间的最大腐蚀深度分布规律进行研究。3．2腐蚀失效模型研究飞机典型内腔结构件的腐蚀损伤历经点蚀，到丝状腐蚀，它的最大腐蚀深度服从何种分布?因此，现以Gumbel、正态、对数正态和双参数威布尔等分布模型进行检验，将分布函数进行线性变换后，通过比较线性相关系数“r”，即可知最佳分和模型。(1)Gumbel(I型极大值)分布：概率密度函数为： 加，=纠一等H—p(_等)]p1，仃～仃，I∥『f分布函数为：删小。矽一p卜唧(一半)]p2，由式(3·2)可得：即蛾，=f胭胁唧[．exp(_竽)]∞，式中：D为最大腐蚀深度的随机变量；哦为最大腐蚀孔深度测量值；p(Ds见)为最大腐蚀深度不超过数值D。的概率；∥和∥分别是位置和尺度参数。对(3-3)式进行线性变换，得到：十(矗南)]I-争+詈㈣，令：z=L，z[L，z(；i五b)]，伊一孑1，彳=等N(3-4)式变为：z=B。D。+彳(3-5)式中．．月、易为常数。(2)正态分布：概率密度函数为：1一哑厂(D)2焉三一。e2”2(3-6)分布函数为：1(旦二兰)2即)-f：cD矽2饿t2口2们(3-7)由(3—7)式可得到：p(。圳=r志i警·锄(3-8)若在正态概率纸上描点P与巩应具有线性关系。式(3—8)中，D为最大腐蚀深度的随机变量；p(D≤见)为最大腐蚀深度不 哈尔滨-下程大学硕士学位论文超过数值见的概率；∥为所有腐蚀区域上的最大腐蚀深度的平均值；or2为方差。由于最大腐蚀深度取负值或取+∞都没有意义，因此在积分变量的下限取0，上限取构件腐蚀坑可能的最大腐蚀深度，最大值为构件的几何厚度。口和口2可以采用极大似然法进行估计：炉专p．(3-9)t^21N(Df_6)2㈣1U‘∥：一Ullj一}(3)对数正态分布．概率密度函数为：，(D)2雨志啬而‘g可(3．11)分布函数：1(LgD一肛)2F(D)2fr(D)扣I．吻i赢而万吧2口2∞(3-12)由(3．12)式可得到：。p(脚小r丽靠i譬·扣(3-13)在正态概率纸上描点P与Lg(D。)应具有线性关系。式(3—13)中，D为最大腐蚀深度的随机变量；p(Ds玻)为最大腐蚀深度不超过数值Dm的概率：J￡l为所有腐蚀区域上的最大腐蚀深度对数的平均值；仃2为方差。由于最大腐蚀深度取负值或取+∞都没有意义，因此在积分变量的下限取0，上限取构件腐蚀坑可能的最大腐蚀深度，最大值为构件的几何厚度。∥和∥2可以采用极大似然法进行估计。(4)双参数威布尔分布：概率密度函数为：，(D)：竺．D"q"expf一竺1(3．14)口＼口／分布函数为： 哈尔滨工程大学硕士学位论文一芝一f玎，(D)=ff(D)dD=l—P4；1-e11J(3—15)由式(3．15)得到：．f生1“pps见)；1-ek耳7(3—16)式中：历为形状参数，a为尺度参数，rl；am为真尺度参数。对(3．16)式进行线形变换得到：L以[L，z(i高)]2，行‘三，zc。，一m。￡，zc叩，令：z=￡以[￡甩(i高)]，B=所，爿=一，以+￡n幻，，N(3—16)式变为：Z=B·Ln(D。)+么式中：A、B为常数；及P(Ds见)意义同(3—8)式。3．3腐蚀损伤测量及腐蚀损伤深度统计规律研究3．3．1腐蚀损伤测量(3—17)(3一18)观察试件表面腐蚀形貌，取加速腐蚀时间为150和250小时的试件进行腐蚀深度测量(测量数据见附录)。编号分别为A、B，加速腐蚀250小时后的显微镜图像如图3．1，可以看出有明显的丝状腐蚀特征。1．制备金相试片腐蚀损伤测量前按如下步骤制作金相试片：将腐蚀后的模拟件用除漆剂除去表面的涂层，将每个试件的腐蚀测量区平行截成10块(每块的宽度基本相同)一用150#、360#、600#水砂纸和800#金相砂纸依次对截面进行打磨_抛光制成金相试片。2．腐蚀损伤测量(1)测量设备采用SZXl2研究级显微镜与MCS．7200腐蚀损伤图像分析系统。工作过 哈尔溪工程大学硕士学位论文程为：通过显微镜将金相试片腐蚀断ra信息转化为光学信号：再通过摄像机和图像采集装置进行光电转换；最后将电信号传入计算机，并在计算机屏幕上显示断ra形貌，通过图像分析系统即可进行腐蚀损伤测量和尺寸标定。该系统精确度为0．Ol微米。(2)腐蚀深度测量方法利用显微镜在试片截面上每隔约5mm拍摄一张照片。测量时通过调节显微镜和金相试片位置，以保证图像清晰度和位置最佳。对于每一金相断面在显微镜下可找到一个腐蚀深度di，通过测量腐蚀坑部位的最小厚度L。和没有腐蚀处试件的厚度k，则di=k．Li。腐蚀深度测量如图3．2所示，测量精度为1／1000,um。图3,1加速腐蚀25嘶放大7倍显徽镜图像图3．2利用图像分析系统进行腐蚀深度测量 哈尔滨工程大学硕士学何论文3．3．2腐蚀损伤深度统计规律研究将测得的A组试件腐蚀损伤数据按从小到大的次序排列，若第i号的腐蚀深度测量值为D；，按式(3—19)计算腐蚀点的统计概率￡。￡=志1(3．19)lN+、。式中：i--1，2，3，⋯．．，N；N为腐蚀部位即测量值的总个数，同理可计算出锄[三以(毒)]、如cB，的数值。＼‘卜＼I．Y弋J＼(a)Gumbel分布检验图l夕l旷X、4’妒／-1．84．6．1．4·’2-1．0．0田lg日(c)对数正态分布检验图、之／yI．y10I。／∥／Q瞳∞Q04嘶O．080．07"嘲aInm(b)正态分布检验图／_／／‘／／。柏瑚-0．4-0．2-3．0皂8-26“．旧(d)威布尔分布检验图图3．3腐蚀150的腐蚀深度分布检验图根据计算结果，利用Origin7．0图形工具软件，采用Gumbel、正态、对舶锄铊私拍拈∞耻I(fd-1)兰邑工 哈尔滨工程大学硕士学位论文数正态分布和双参数威布尔分布拟合检验的关系，腐蚀深度测量结果见附表1，分布检验结果如图3．3所示，数据拟合结果见表3．1。由检验结果可知，正态分布和威布尔分布线性相关性比较好。威布尔分布检验图的线性相关系数最大，对数正态分布检验图的线性相关系数稍低；同样将测得的腐蚀250小时后B组试件腐蚀损伤数据按从小到大的次序排列，按式(3-19)计算腐蚀点的统计概率只。利用Origin7．0图形工具软件，采用GumbeI、正态、对数正态和威布尔分布拟合检验的关系。腐蚀深度测量结果见附表2，分布检验结果如图3．4所示，数据拟合结果见表3．2。弋，＼—"■l、嗵心，吨k肇入"＼(a)Gumbel分布检验图Q6迁矗Q4Q2Qo妙，‘彳／l／二，≥／．≯。I∥’彳／／Jly．谷0／蚴004Q∞(108007O∞n∞口rnm(b)正态分布检验图■l●一／，∥f夕雀一5‘1．4’13．^112。1．1‘1口h日呐一(C)对数正态分布检验图(d)威布尔分布检验图图3．4腐蚀150的腐蚀深度分布检验图由检验结果可知，正态分布和对数正态分布线性相关性较好。正态分布 哈尔滨工程大学硕士学位论文检验幽的线性相关系数最大。表3．1A组数据分布参数拟合检验结果拟合类型拟合的线性方程线性相关系数回GumbelZ=O．04884·0．01128Dm0．89573正态Z=-0．49392+18．03032Dm0．95115对数正态Z=3．06786+2．0104119(Dm)0．93241威布尔Z_一4．40551+1．00031n(Dm)1．00000表3．2B组数据分布参数拟合检验结果拟合类型拟合的线性方程线性相关系数(r)GumbelZ=3．5011-65．86621Dm0．93657正态Z=一0．52505+16．63704Dm0．99111对数正态Z=3．16043+2．165641酞Dm)0．97743威布尔Z=10．28744+3．83371n(Dm)0．95099根据以上两种腐蚀时间的分布检验综合考虑，可判断最大腐蚀深度分布特性更接近于正态分布，对数正态分布和威布尔分布次之。所以，在考虑30CrMnSiNi2A钢的最大腐蚀深度分布时，可用正态分布进行分析。随着腐蚀时间的增长，最大腐蚀深度的分布的正态分布的效果更加明显。3．4彳2法检验采用图检法可初步判断，30CrMnSiNi2A钢的最大腐蚀深度服从或近似服从正态分布规律，但是还不够精确，因此采用z2法进一步检验。 哈尔滨工程大学硕士学位论文3．4．1检验方法(I)假设最大腐蚀深度服从正态分布规律，首先用极大似然法求最大腐蚀深度对数值的数学期望和方差的估计值【201：吾：三专互；S；，z角’其中E为最大腐蚀深度的对数值，n为所测腐蚀点个数。(2)把数据E：从小到大排列，并把数轴分成8个不相交的区间，它们是：c一∞，百一吾s，，[百一罢5，豆一5)，[g-s,云一j1s)，[云一詈，后)，[巨，豆+吾)，[豆+詈，云+s)，[j手+s，豆+昙s)，[百+罢s，+∞)计算出各个区间的统计频数正。(3)计算出各个区间的理论频数，记【2l’22】对于区间【口“，口；)，叫字M学)(3-20)(4)计算统计量Z2小砉警p21，(5)若取显著性水平口--5％，自由度)，=，．一，一1。其中，．：区间数，本文，．=8，l：未知参量数z=2。查z2分布表，得到临界限农。本文y----5，龙=11．071(6)比较z2和‰2，若彳2≤之，则可认为最大腐蚀深度服从正态分布。3．4．2检验结果经计算，腐蚀150小时后，吾=．2．95，S=O．304，z2=6．81，腐蚀250小时后，E一=．2．83，S---0．299，Z2--8．21，由于‰2=11．07即z2=z：，证明，在显著性水平a--0．05的情况下，30CrMnSiNi2A钢的一31— 哈尔滨工程大学硕士学位论文最大腐蚀深度服从正态分布规律。3．5最大腐蚀深度估计的概率方法3．5．1估算方法根据上述分析和验让，30CrMnSiNi2A铡的最大腐蚀深度服从止忑分而规律，即D～Ⅳ(∥，or2)。由式(3．8)可知：p(Ds见)=r万击’e一一zazD-／*·扣(3-22)．{)‘取95％的置信度，令p(D5D。)：o．95，则有尸f．业≤旦趟1：o．95，查I口仃J标准正态分布∞】的分位点掰o．钙=-1．645,即：P(旦≯s1．645)=。．95，令．里竺二坐，1．645得：D。=1．645a+弘(3-23)式(3-23)为采用正态分布的统计规律估算最大腐蚀深度的数学表达式a∥和口2可以采用极大似然法进行估计：炉专酗(3-24)刍2=志静一6)2(3-25)盯=一>l∥；一UI‘j-Z3)Ⅳ一1白＼‘J、3．5．2腐蚀深度正态分布参数鉴于正态分布应用广泛，其统计分析方法为工程技术人员所熟悉，下面选用正态分布对腐蚀深度的变化规律进行分析。按照统计方法可分别求出不同情况下的分布参数，见表3．3。 哈尔滨T程大学硕士学位论文表3．330CrMnSiNi2A钢腐蚀深度的正态分布参数估计腐蚀时间／h样本大d"n腐蚀深度均标准差S变异系数值d50／ram6；s／d50150810．05240．0020．038250810．05910．0030．0513．5．3不同置信度和可靠度下的腐蚀深度表3．3中腐蚀深度均值是按照点估计得到的总体均值的估计值d=d，吣。，在分析飞机结构腐蚀损伤发展规律及其对寿命的影响时，不仅要考虑腐蚀深度的均值点估计值，而且还要考虑在一定置信度和可靠度下的腐蚀深度【241。为此，取显著性水平口=0．05，置信度和可靠度均取为95％。对于正态分布总体均值／a和均方差仃均未知的情况，则有：三丝～fm一1)s}NnIP{赫州翩_1)卜口(3．26)ICl从而，P{弘45时，t。0)一肛。，取口=O．05，贝0有：t。(，l一1)=1．645。在得出了95％置信度下腐蚀深度均值的单侧置信上限d蝤=d。后，取a=0．05，按照标准正态分布有：P．『丝>‰_}=o．05‘(3-28)【uJ查正态分布表得：Z呱=1．645，在计算时用样本标准差S近似代替总体均方差口，从而得到：d95／95—1．645s+瓦，d95／95定义为95％置信度和95％N靠度下的腐蚀深度，结果见．表3．4。 哈尔滨．丁程大学硕士学位论文表3．4不同置信度和可靠度下的腐蚀深度腐蚀时间／h样本大小rld／mn，d50，50d／ton，d95，50d／／馏,n，d95|9s1508152．452．856．12508159．164．669．53．5．4腐蚀深度随时间的变化规律由3．4可知，30CrMnSiNi2A钢的腐蚀深度随着腐蚀时间的增加而增加，近似呈现出直线关系，由于试验时间和经费的限制，试验件数量少，但不妨假设二者之间可用表达式d=a+bt来表示，其中a、b为拟合参数，采用最小二乘法拟合，结果见图3．5和表3．5。从表3．5中可发现，腐蚀深度随时间的变化规律满足线形相关性，因此用直线拟合腐蚀深度与腐蚀时间的关系是合理的。图3．530CrMnSiNi2A钢的腐蚀深度变化曲线 哈尔滨1二程大学硕士学位论文表3．5腐蚀深度变化曲线拟合结果腐蚀深度表达式相关系数Rd50，50=4．45789+0．245532t0．95387d95／50=3．69474+0．26579t0．97222d95／95=3．78947+0．28558t0．974593．6内腔结构的腐蚀机理首先对腐蚀后试件清除表面漆，打磨抛光，制成金相试片，放在显微镜下观察，发现在试片下有明显的丝状腐蚀特征：腐蚀产物呈丝状，沿迹线所发生的腐蚀在金属上挖出一条可觉察的小沟。腐蚀丝是一个蓝绿色的活性头部和一个棕红色的腐蚀产物尾巴构成，丝状为0．1～0．5mm。腐蚀只发生在头部，活性头部的蓝绿色是亚铁离子的特征颜色；非活性的棕红色尾巴是由于存在Fe203或它的水合物。它属于一种特殊的缝隙腐蚀。在丝状生长过程中，由于其头部溶解有高浓度的Fe2+，使其周围大气中的水借渗透作用而源源不断渗入。在非活性的尾巴，由于锈蚀产物的沉淀，Fe“浓度低，渗透作用使水渗出。虽然氧可从膜的各处扩散进来，但由于侧面扩散，在尾巴和头部之间“V”形界面处氧的浓度较高，头部的中央浓度较低。因而形成氧浓差电池。活性头部形成闭塞电池，金属在其心部发生阳极溶解。在活性的头部，还可能由于腐蚀产物的水解作用而产生酸性环境。其头部边缘形成的0H一对界面处的膜起侵蚀作用，使膜／金属的结合减弱。在“V”形界面后面的金属成为大阴极，而头部为小阳极，从而加速发展中头部内金属的活化，这样丝状腐蚀好像是自身延伸的缝隙。对内腔结构解剖发现，的确存在丝状腐蚀的特征。由前文可知，平尾大轴与定位销轴之间有一定间隙，腐蚀介质可以通过该间隙渗入到平尾大轴内腔，由于在大气中，存在C02、S02、N02或盐类和灰尘颗粒，水蒸气更容易在钢铁表面上凝结，例如当钢铁表面落上氨盐或钠盐时，在相对湿度70％"-80％时，水蒸汽就会凝聚形成较厚的水膜，随后表面上吸附的其它盐类和灰尘等即溶解其中，使水膜成为可以导电的电解质溶 哈尔滨丁程大学硕士学位论文液。徐乃欣等【25】人利用能直接观察和记录金属表面结露过程的装置，在实验室条件下观察了表面存在尘埃和盐玷污的碳钢表面的结露行为，结果表明盐类玷污的碳钢表面更容易结露，腐蚀速度加快。含S02的空气及含有固体杂质的空气中腐蚀随相对湿度增加，在空气非常纯时，腐蚀速度相当小，随着湿度增加仅有轻微增加；在污染的空气中，空气的相对湿度低于70％时，即使是长期暴露，腐蚀速度也是很慢的；但有S02存在的条件下，当相对湿度略高于70％时，腐蚀速度急剧增加。可见在污染的大气中，在低于临界湿度时，金属表面没有水膜，金属受到的是由于化学作用引起的腐蚀，腐蚀速度很小。当高于临界湿度时，由于水膜的形成，发生了电化学腐蚀，腐蚀速度急剧增加。多数研究认为，S02的腐蚀作用机制是硫酸盐穴自催化过程。S02促进金属大气腐蚀的机制，主要有两种方式f26’27】：其一，认为部分S02在空气中能直接氧化成S03，S03溶于水后形成H2S04；其二，认为有一部分S02吸附在金属表面上，与Fe作用生成易镕的硫酸亚铁，进一步氧化并由于强烈的水解作用生成了H2S04，H2S04再与Fe作用，按这种循环方式加速腐蚀。因此，整个过程具有自催化作用，即所谓锈层中硫酸盐穴的作用。其反应如下：Fe+S02+02一FeS04(3—29)4FeS04+02+6H20—4FeOOH+4H2S04(3—30)2H2S04+2Fe+02_2FeS04+2H20(3—31)Schwarz认为锈层内FeS04生成机构如图3．6所示的模型。锈层的保护能力受其形成时占主导地位的条件影响。如果生成的锈层被硫酸盐侵蚀，锈层几乎无保护能力。相反，如最初锈层很少受硫酸盐污染，其保护性较好。 哈尔滨工程大学硕士学位论文图3．6锈层内FeS04生成机构氯离子对钢铁大气腐蚀的影响主要体现在其对涂层和钝化膜的穿透作用上。因为活性很强，在金属的表面已经形成钝化膜情况下，C1‘也会被金属的表面原子强烈的吸附。由于钝化膜的不均匀性，在钝化膜薄弱的地方金属离子表现出更强的空余成键能力，会吸附较多量的Cl’，而后钝化膜中的02’被a’取代，铁的氧化物变成可溶性的氯化物或其他形式的复盐，使钝化膜局部溶解。通常破坏的钝化膜可以自行修复，但当供氧不足或氯离子吸附较多的情况下钝化膜很难自行修复，这时未被破坏的钝化膜作为阴极，裸露的金属作为阳极，形成了大阴极小阳极形式的腐蚀电池，阳极金属被快速溶解。在金属的表面涂层的情况类似，当涂层不均匀时，在比较薄的地方，涂层与腐蚀介质直接接触首先失效老化，裸露出金属基体，这样裸露的金属作为阳极，未失效的涂层作为阴极，形成了大阴极小阳极形式的腐蚀电池，阳极金属被快速溶解。当锈层中存在的Cl’还会阻碍Y—FeOoH相向更稳定的Q-Fe00H相转变，从而导致锈层保护能力的降低。大气中还有其他的元素对铁有腐蚀，不过对铁腐蚀最严重的就是S02和Cl’。对平尾大轴锈层解剖，观察发现，在Fe304锈层上存在很多裂纹，并有明显的剥落，如图3．7所示。剥落处能谱分析表明，Fe304锈层下腐蚀产物中元素种类比较多，含有少量的S、Cl等元素。平尾大轴在使用过程中不断承受弯曲应力，这会使基体表面的锈层破裂，空气中的SO!、NaCI等溶解于大轴表面吸附的水膜中，形成含有5042-和Cl’的腐蚀介质，由于环境的干湿交 晗尔撰工程大学硬士学位论文替，腐蚀介质在锈层破坏处浓集并由此渗入基体与Fe304界面。当腐蚀介质中存在so?对会产生硫酸酸化催化腐蚀，即使少量的so，。也会使钢的腐蚀加速，使腐蚀产物变得多孔疏松，这样一来疏松的腐蚀产物从锈层破损处沿界面向周围发展，使锈层与基体分离，产生剥落现象。图3．7Fe304上瓤落物质的靶M照片和EDX能谱圈在疲劳试验中断裂的平尾大轴的断口附近截取试样。通过观察发现平尾大轴疲劳裂纹起始于定位焊点，并且此处的腐蚀产物较多，因此从定位焊点处取样。将定位焊点沿平尾大轴的轴向剖开，经过清洗、打磨、抛光、漫蚀(漫蚀剂为3％硝酸酒精溶液削成金相试样后，用扫描电子显微镜进行观察，对平尾大轴进行基体内部的腐蚀形貌观察和腐蚀产物分析。由于存在焊接应力，定位焊点附近的区域受到拉应力的作用，在Fea04锈层破坏后，含有a．的腐蚀介质直接接触基体，同时由于平尾大轴基体材料30CrMnSiNi2A是一种应力腐蚀敏感材料，这样就在局部区域具备了产生应力腐蚀的三个必要条件。基体材料在应力和腐蚀介质的协同作用下产生了应力腐蚀现象。图3．8显示了平尾大轴定位焊点附近的基体内部的腐蚀情况，腐蚀裂纹沿原奥氏体晶界向基体内深入。图3．9为距离大轴内表面约500／an处扫描电子显微图像，可以看到腐蚀产物呈现干泥状花样，并且腐蚀产物中的a’含量较多，这是应力腐蚀的明显特征。 哈尔滨工程大学硕士学位论文图3．9平尾大轴基体内应力腐蚀处SEM图像及能谱分析应力腐蚀裂纹形成后，继续向平尾大轴基体内部深入。对于应力腐蚀裂纹的扩展机理存在活性通道理论、阳极快速溶解理论、应力吸附破裂理论、固体腐蚀产物楔入作用理论等多种说法。作者认为在应力腐蚀裂纹扩展的过程中，阳极快速溶解和应力吸附起到了最主要的作用。腐蚀裂纹形成后，作为反应原电池阳极的裂纹面积远小于作为阴极的Fc304锈层，因此裂纹尖端金属溶解的速度很快，从而产生大量的金属阳离子，为了平衡电量，cr、OH"等离子会向裂纹尖端移动，当C1’、OH"离子吸附于金属表面时，会使产生应 哈尔滨工程大学硕士学位论文变的金属原子键的结合力减弱【281，在拉应力作用下进一步促进裂纹的扩展。所以说，平尾大轴的断裂是一个极其复杂的过程，起初由于涂层与基体粘结力不佳，在涂层下基体容易发生丝状腐蚀，随着腐蚀时间的进行，涂层部分失效，发生电偶腐蚀，又由于有应力的存在，30CrMnSiNi2A钢是一种应力敏感材料，所以发生了应力腐蚀，腐蚀裂纹深入基体到达一定深度后，诱发了疲劳裂纹的产生，在应力和疲劳的联合作用下，最终导致平尾大轴的断裂。3．7本章小结腐蚀关键件的最大腐蚀深度是决定飞机日历寿命的重要因素，本章采用周期浸润加速腐蚀试验的方法对30cIMnSiNi2A低合金高强钢进行加速腐蚀，研究了最大腐蚀深度的分布规律，基本情况小结如下：1)获得了两组不同时间腐蚀后30CrMnSiNi2A试件的腐蚀深度数据，分别按照Gumbel(I型极大值)、正态、对数正态和威布尔四种分布类型对腐蚀深度的概率分布进行假设检验。结果表明，得出30CrMnSiNi2A钢的最大腐蚀深度分布特性更接近正态分布的规律，因而可采用正态分布估算其最大腐蚀深度。2)计算出两种腐蚀时间的不同置信度和可靠度下的最大腐蚀深度值，可采用直线d=a+bt来近似描述腐蚀深度随时间的变化规律。3)对腐蚀后试样和平尾大轴断口进行取样，用光学显微镜和扫描电子显微镜进行观察腐蚀形貌和腐蚀产物，在焊接缝周围金属母材发现同时存在应力腐蚀和丝状腐蚀损伤特征，进一步揭示了内腔结构腐蚀机理。—．4伊一 哈尔滨工稃大学硕士学何论文4．1引言第4章腐蚀对疲劳寿命的影响在评定腐蚀条件下飞机结构的使用寿命(飞行小时数与服役日历年限)时，需要对结构关键件或关键危险部位模拟试件腐蚀疲劳试验，测得不同地面停放时间腐蚀后的疲劳寿命，从而建立疲劳寿命(疲劳品质)随地面停放时间的下降规律。由于地面停放时间数以年计，最长可达30年以上，为了便于试验，按腐蚀损伤相等的原则，将环境谱加速，用较短的试验时间，达到与地面停放若干年相同的腐蚀效果，即研究并建立当量腐蚀损伤的关系。它对在工程上实现腐蚀条件下飞机结构的使用寿命评定具有关键性的重要意义。4．2腐蚀试验结果分析按照第2章制定的加速腐蚀环境谱对平尾大轴的模拟件进行了250h的周期浸润试验，选取50h，120h，150h，250h作为时间节点，进行试验件的观察和记录，试件的腐蚀情况如下：试验进行至50h时，试验件表面涂层存在缺陷的部位已经出现明显的腐蚀，未被涂层覆盖的基体表面布满棕色腐蚀产物，在缺陷附近的涂层还出现了鼓包现象，由于腐蚀时间不长，所以鼓包的数量比较少，尺寸也比较小，腐蚀还仅仅局限在涂层缺陷处。通过显微镜观察可以发现试件涂层较薄处出现少量的锈蚀斑点，尺寸极小。图4．1a为试验进行至50h时试验件内窥镜照片。试验进行至120h时，试验件腐蚀程度有所加重，在显微镜下可以观察到涂层缺陷处的腐蚀产物向外膨出，且有深入涂层与基体之间的趋势，涂层边缘被腐蚀产物顶起，并产生裂纹。涂层缺陷周围的鼓包数量增多，尺寸变大，在试验件涂层较薄的部位也出现了一定量尺寸较小的鼓包。图4．1b为试验进 哈尔滨工程大学硕士学位论文行至120h时试验件内窥镜照片。试验进行至150h时，试验件腐蚀程度进一步加剧，在显微镜下可以观察到涂层缺陷周围的鼓包尺寸变大，并且连结成片，部分鼓包直径达到近lmm，涂层缺陷处边缘出现剥落现象，涂层缺陷尺寸增加；涂层较薄部位的小尺寸鼓包有部分破裂，露出棕色腐蚀产物，从内窥镜照片中可以清楚观察到鼓包破裂的现象。图4．1c为试验进行至15011时试验件内窥镜照片。(a)腐蚀50小时0)腐蚀120小时璃(c)腐蚀i50小时(m腐蚀250小时图4．1不同腐蚀时间后的内窥镜照片试验进行至250h时，整个试验件表面腐蚀已经非常严重，大小不一的鼓包遍布试验件表面，其中大部分已经破裂，涂层较薄的部分产生很多新的腐蚀点并且连结在一起，形成大尺寸的腐蚀点，腐蚀损伤已经不局限于试验件的表面，涂层的腐蚀防护能力基本消失。图41d为试验进行至250h时试验 哈尔滨丁程大学硕士学位论文件内窥镜照片。4．3常规条件下内腔结构模拟件的S～N曲线在常规条件下，对焊接件和光滑件作疲劳试验的结果进行处理，由于疲劳试验的试验数据具有很大的分散性，有必要计算一下实验数据的置信区间，当置信度为95％时，根据公式z一乞辜<∥F1一叫OD-1,n_-1)=0．1002。方差齐性检验结果表明，与0组试件相比，A组试件的疲劳寿命分散性没有显著变化。这说明含腐蚀损伤的试验件，与未腐蚀状态的疲劳寿命分散性没有明显变化。210组试件与B组试件假设：Ho：％2一面，Hi：％2≠％2，根据统计理论，拒绝域为：F≥％(，b一1,n口一1)或Fs互．％(行口一1，咒口一1)F：溪：4．63’J；查F分布表得，兄OD-1,n口-1)=Fo．025(4，3)--15．1，％(no-l,n口-1)。而南=i丽1=去2毗毗显然：F=4．63<毛(no一1,nB一1)=15．1，F=4．63>Fx_％(行D一1,nB一1)=O．1002。方差齐性检验结果表明，与0组试件相比，B组试件的疲劳寿命分散性没有显著变化。这说明含腐蚀损伤的试验件，与未腐蚀状态的疲劳寿命分散性没有明显变化。3)O组试件与C组试件假设：Ho：爵=《，Hi：％2乒％2，根据统计理论，拒绝域为：F2％(，lD一1,nc一1)或，s互一％(，lD一1,nc一1)一。，=2．2．_0=O．30筇 哈尔滨工程大学硕士学位论文查F分却表得，心(％-1,nc-0=Fo．025(4，3)215．1，‘扣。‘％_1)2丽南2瓦赢。志-0J002显然：F=0．30互一以0D—t,nc一1)=0．1002。方差齐性检验结果表明，与O组试件相比，C组试件的疲劳寿命分散性没有显著变化。这说明含腐蚀损伤的试验件，与未腐蚀状态的疲劳寿命分散性没有明显变化。2均值检验上述方差检验结果说明，与0组试件相比，A、B、C组试件的疲劳寿命分散性变化不大。下面对0、A、13、C两组试件的疲劳寿命均值进行假设检验。假设：Ho：露一心2=o，Hi：肛；一疋≠0，根据统计理论，拒绝域为：lt|≥包(，lD+，匕一2)t：爷，其中“2：虹坐弹≮盟5∞√古+吉咒D+72一一z将表4．2的数据代入上式得：t=2．29查t分布表得，乞(，zD+％一2)=瓦．临(7)--2．365，显然有：t-"2．29t％nD+‰一2)=2．3060，均值检验结果表明，与0组试件相比，B组试件的对数疲劳寿命均值有 哈尔滨T程大学硕士学位论文显著变化。这说明，含腐蚀损伤的试验件，疲劳寿命会有明显下降。假设：Ho：心2一∥；=o，H1：肛；一∥；乒0，根据统计理论，拒绝域为：|tI之锄(以。+，zc一2)r。鲁，其中镰2；垃尘盘譬5∞√吉+毒720+以c—z将表1的数据代入上式得：t=3．26查t分布表得，锄0。+咒c一2)=Fo．025(7)：2．365，显然有：t=3，26>t％(no+，lc一2)=2．3060，均值检验结果表明，与O组试件相比，C组试件的对数疲劳寿命均值有显著变化。这说明，含腐蚀损伤的试验件，疲劳寿命会有明显下降。3腐蚀影响修正系数的确定通过方差齐性检验，由于疲劳寿命分散性没有显著变化，所以可取标准差平均值F=O．06165计算，得到不同腐蚀状态下的N95，将预腐蚀后典型飞机内腔结构模拟件的安全疲劳寿命N。。和腐蚀时间t在坐标图中绘出(图4．7)，不难判断N。。和t之间呈现出近似线性关系。图4．7疲劳寿命Ⅳ9，随腐蚀时间的变化由此，假设可以用函数关系式Ⅳ9，=a+所来表示，按照最小二乘法对试验结果进行拟合，则得到 哈尔滨T程大学硕士学位论文N95=8264．1-173．49r(4-6)拟合相关系数R=．0．96859，满足线性相关要求。这表明在一定的腐蚀条件下，可以按照(4．6)式来描述腐蚀对试件疲劳寿命的影响。当t=0时，N95(0)=8264．1(飞行小时)，为直线的截距，表示未腐蚀状态的寿命。将上式两边同时除以N95(0)，则得到：c∽=篇_l_o．o乙(4-7)c(‘)2蒜钉。0D乙那么，将C(t)定义为腐蚀损伤影响修正系数。对相同的材料试件，假设在同样的腐蚀条件下，腐蚀影响修正系数相同。图4．8不同腐蚀状态下的寿命由疲劳理论可知，疲劳寿命随着应力水平呈幂函数变化趋势，假设Ⅳ。，(0)与最大疲劳应力S之间可用函数关系式：S“·N_---c表示，其中：m和c为拟合参数。采用最小二乘法进行拟合曲线，得到拟合参数分别为：m=3．42，c：5．02x1013，相关系数r=0．997。查相关系数检验表【29】得：相关系数起码值乞=O．950。显然，，．>厶，拟合结果满足相关性要求，说明N9，(0)与S之间假设的函数关系式正确。因此，可用S4·N；C来描述试验件在未腐蚀状态下Ⅳ。5(0)与S的关系。把m和c代入公式，得S3。2Ⅳ95(0)=5．02x1013。所以，O0∞ 哈尔滨工程大学硕士学位论文试验件在不同腐蚀状态下的函数表达式为：N95O)：—5．0—2x—10i13鬲(1-—O一．02t)(4-8)把不同的腐蚀时间下的函数绘制成图(图4．9)，即得到不同腐蚀状态下的S～N曲线。N／cycles图4．9焊接件在不同腐蚀状况下的疲劳寿命Ⅳ954．4．3带腐蚀损伤试件的疲劳寿命计算结果验证为了验证带腐蚀损伤试件的疲劳S"--N曲线是否合理，本文安排一组试件在周期浸润腐蚀环境下加速腐蚀15天后进行疲劳试验，预腐蚀试验方法和试验条件与本文前面试验所采用的加速腐蚀试验完全相同。疲劳试验采用在单应力下拉伸：0m觇=512．25MPa，应力比R=0．1。疲劳寿命与计算结果对比如下：试验平均寿命N。；(15)=23353次；由(4—6)式计算得到平均寿命Ⅳ，，(15)=19027次。计算平均寿命与平均试验寿命的相对误差为18．5％。由此可见，按照(4．8)式计算得到了疲劳寿命与试验寿命相近。这表明可用(4．8)式近似描述带腐蚀损伤试件的疲劳寿命与最大疲劳应力及腐蚀时间的关系。 哈尔滨工程大学硕士学位论文4．5本章小结1)对腐蚀试验结果进行分析，观察模拟试验件腐蚀损伤程度，用内窥镜拍摄出不同腐蚀时间的腐蚀图像。2)按照与真实结构相同的加工工艺与防腐工艺制作平尾大轴内腔结构模拟件，在不同应力下作疲劳试验，得出了内腔结构在常规条件的S～N曲线。3)建立腐蚀随时间变化的腐蚀损伤影响修正系数，首次提出通过对未腐蚀状态的常规S～N曲线进行修正来获得不同腐蚀状态下的S"-"N曲线簇的方法。30CrMnSiNi2A钢在本试验的环境谱下的腐蚀损伤影响修正系数为：c0)。墨盟，1—0．02t～Ⅳ95(0)4)通过一组模拟件预腐蚀后的疲劳试验进行验证的结果表明，根据腐蚀状态下的S"-"N曲线簇得到的计算寿命与平均试验寿命基本吻合。’5)通过腐蚀对内腔结构的静强度和疲劳寿命的影响，建立了不同腐蚀状态下的疲劳寿命与最大应力之间的数学公式模型以及腐蚀对飞机内腔结构静强度的影响。 哈尔滨工程大学硕士学位论文第5章内腔结构腐蚀损伤容限评定方法5．1引言GJB775。t-89《军用飞机结构完整性大纲．飞机要求》和GJB776—89《军用飞机损伤容限要求》中从保证飞机结构最低限度的安全性出发，对新型飞机设计和旧飞机的连续适航提出损伤容限要求。实践表明，无论从材料、设计、工艺和维修诸方面采取何种措施，要完全避免各种损伤是不可能的。所以，把结构设计成能承受定量损伤，并实施计划检查的损伤容限结构，是提高机队安全水平的有效途径。他们是通过以断裂力学为基础的损伤容限设计及分析理论指导下，通过合理的选材、恰当的结构布局和细节设计以及有效的检查和维修等措施来完成的。一般说来，飞机结构是按照规定的静力和动力载荷设计的，这些载荷情况称为极限载荷。多数结构极限载荷都为限制载荷的150％，而限制载荷又超过结构在正常情况下所承受的疲劳载荷。即使按这样的载荷设计的结构，也并不能保证结构在整个使用寿命期的安全，这是因为疲劳损伤、环境腐蚀损伤和偶然损伤的存在，随着主结构损伤的发生和逐渐增长，会导致原结构承载能力逐渐下降。只有在该结构剩余强度下降到规定剩余强度要求载荷之前的任何时刻能检查出损伤，并及时采取维修措施恢复其承受载荷的能力，破损的结构才可保持足够高的可靠性水平。为了便于量化考核，可采用依据试验与分析所确定的经济寿命或剩余强度来判断p卜巧j。5．2腐蚀损伤容限的定义及表征方法损伤容限是结构遭受给定的疲劳、腐蚀、意外或离散源损伤水平，在一定的使用期内保此其剩余强度的能力。损伤容限设计的目的是使结构受损伤的危险性减至最小，通过断裂分析和控制，保证在损伤使强度降低至规定的 哈尔滨工程大学硕士学位论文破损安全载荷之前，以高概率及时检测出损伤，使结构修复后其强度恢复到规定的水平，以确保飞机的使用安全性【36】。实践和分析表明，把结构设计成具有足够的抵抗损伤的能力，易于实施检查的损伤容限结构，是提高结构安全水平的有效途径。损伤容限设计承认结构中存在着未被发现的初始缺陷，要求在使用过程的重复载荷作用下，缺陷(裂纹)的增长应控制在一定范围内，在规定的检查间隔内，结构满足规定的剩余强度要求，以便能通过有效的检查和维修保证结构在使用寿命期内不发生灾难性的破坏。当飞机结构中带有腐蚀损伤时会引起疲劳寿命降低。显然，疲劳寿命下降的程度应控制在一定的范围内。由此，可以采用腐蚀损伤容限D，(或称为腐蚀损伤临界值)予以界定。对于实际飞机结构而言，腐蚀损伤容限就是指在不进行补强修理的情况下，所允许的最大腐蚀损伤程度。由于平尾大轴模拟件的材料为小试件，其脆性很强，想要观察裂纹扩展非常困难，再有飞机平尾大轴为飞机关键承力部件，发现裂纹即报废，所以要求按照安全寿命评佶寿命。按照与真实结构相同的加工工艺与防腐工艺制作平尾大轴内腔结构模拟件，对模拟件进行试验室加速腐蚀试验，在试验过程中取一系列腐蚀时间T，拍摄该时间点的腐蚀图像P丁，得到腐蚀时间T．一腐蚀图像PT之间的对应关系。这样在外场检查时，就可以通过表面实际腐蚀状况与标准腐蚀图像PT之间的对比，确定实际腐蚀程度是否达到模拟件在腐蚀损伤容限D，对应的腐蚀程度。在试验室条件下进行不同腐蚀状态下的模拟件疲劳试验，获得腐蚀时间—疲劳寿命当量关系。再根据腐蚀时间一腐蚀图像之间的对应关系，得到腐蚀图像—疲劳寿命当量关系。平尾大轴是按照安全寿命设计的关键结构件，在服役期间一旦出现裂纹将直接危及飞机飞行安全。因此这类结构件是不允许裂纹存在的。当平尾大轴发生腐蚀后会导致疲劳寿命降低。为此，本文提出用腐蚀环境下疲劳寿命的降低程度来衡量腐蚀损伤容限。具体定义如下：定义在未腐蚀状态下大轴腐蚀损伤程度为0，疲劳寿命值为No。设腐蚀 哈尔滨工程大学硕士学位论文损伤图像PT对应的疲劳寿命值NT，不同腐蚀时间T下的腐蚀损伤程度DT为：DT=I—NT／No(5—1)当PT为10％，即N，产90％No时，达到腐蚀容限PT。在工程实际中，此时即可考虑报废。外推出模拟件达到腐蚀损伤容限时对应的加速腐蚀时间Tr，将试验件进行Tr时间的加速腐蚀，得到腐蚀损伤容限图像P，。图像P，即可作为实际结构的失效标准。5．3腐蚀损伤容限评定结果疲劳试验表明，即使工作条件完全相同的构件，其疲劳寿命仍属随机变量，存在很大的离散性，这就使预测构件疲劳寿命的难度大大增加【371。如果采用常规方法，即利用50％的存活率的中值S"-"N曲线来估算构件的平均寿命，则往往偏于危险【38】。因为这样意味着有一半构件在达到预期寿命N之前就已经发生破坏。尤其是目前飞机平尾大轴所用钢属于超高强度钢，普遍缺口敏感，疲劳裂纹扩展速率较高，疲劳寿命离散性更大，用中值S～N曲线来预测疲劳寿命就存在极大危险性。因此，必须采用统计分析的方法，获得比较高的可靠度下的安全寿命，才能保证飞机的飞行安全。所以选用表4．2中的安全寿命进行分析，可知预腐蚀后典型飞机内腔结构模拟件的安全寿命N95和腐蚀时间T之间呈现出近似线性关系，提出对于相同的材料试件，假设在同样的腐蚀条件下，腐蚀影响修正系数C(t)相同。结合公式(5．1)可得：DT=0．02t(5—2)由式(5—2)g知，当t取5天，即T=120h时，D值为10％，达到腐蚀损伤容限。此时的腐蚀内窥镜图像为P。，图5．1a为加速腐蚀120h后的模拟件内窥镜图像：图5．1b为某一服役8年的平尾大轴内窥镜腐蚀图像，从图中可以看出，观察可以发现，涂层失效面积较大，整个内腔表面的腐蚀严重，部分腐蚀点已经连结成片，并且对其周围的涂层产生影响，由前文分析，模拟件腐蚀120h后的图像与实际平尾大轴服役8年的内窥镜腐蚀图像PT相当，由此可以判定该一57_一 哈尔滨工程大学硕士学位论文平尾大轴达到腐蚀损伤容限，从而给出了报废处理的建议。图5．t模拟件与平尾大轴内腔涂层失效特征对比5．4典型飞机内腔结构腐蚀修理判据如何给出典型内腔结构腐蚀修理的判据对飞机修理中十分关心的技术问题，飞机内腔结构在什么情况下可进行修理后继续使用，而又在什么情况下进行报废处理呢?如前文所述，将实际结构内窥镜检查得到的腐蚀图像PT与D，所对应的腐蚀图像Pr进行比较，若PT不比Pr严重，则表明实际结构的腐蚀损伤小于DT，那么，这种情况下内腔结构可进行修理，只需要去除腐蚀产物，并进行防腐处理后可以继续使用。若PT比R严重，则表明实际结构的腐蚀损伤大于Dr，这时就应对该内腔结构进行报废处理。根据上节的计算，某一实际平尾大轴服役8年将达到腐蚀损伤容限，应进行报废处理报废。由于飞机结构的初始防腐品质、服役环境、飞行强度、使用维护和腐蚀修理情况存在很大差异，导致实际结构的腐蚀损伤会出现非常大的分散性，因此不能单纯的认为平尾大轴服役8年即达到腐蚀损伤容限，而应该根据实际结构的腐蚀状况区别对待。在飞机修理中应该逐一将服役飞机的平尾大轴内窥镜图像与120h加速试验腐蚀内窥镜图像对比，才能得出比较合理的结果。 哈尔滨工程大学硕士学位论文5．5腐蚀修理方法对于已出现腐蚀的典型内腔结构，在进行腐蚀修理时一方面要彻底清除腐蚀源，另一方面要采用抗腐蚀性能良好的新型涂层进行表面防腐改进，以提高防腐涂层的使用寿命。SLF．2重防腐涂料是由中科院金属所研发的一种具有优良性能的防腐涂料，其涂层具有良好的力学性能和化学稳定性，与金属基体的干结合力超过45MPa。SLF-2重防腐涂层具有很强的抗渗透能力，在60℃，3．5％NaCl溶液中浸泡450天后增重不超过2％，因此其在恶劣的腐蚀环境下具有很好的防腐性能。IMR21纳米复合涂料是由中科院金属所和北京航空工程技术中心针对我国飞机服役环境和结构腐蚀特点研发的新型防腐涂料。文献[39、40]将两种涂料应用于典型飞机结构模拟件，并在恶劣腐蚀环境中与现役涂层进行了一系列的对比试验。结果表明，涂装了这两种涂料的飞机结构的抗腐蚀品质有了明显的改善，特别是在恶劣腐蚀环境下涂层的寿命大幅度提高。本文进一步证实这种涂层的性能，所以选取8件试验件进行喷涂SLF．2E高分子重防腐涂料、然后喷涂面漆IMR21纳米复合聚氨酯涂料进行加速腐蚀试验，试验方法与前文相同。当试验至800h，试件表面从宏观没有任何变化，在显微镜下观察，涂层未出现失效现象。图5．2为试验800h时的显微照片。从试验观察结果来看，涂层失效现象从起泡开始。试验件进行了800h试验涂层仍未出现明显的失效现象。涂层失效过程是一个由量变到质变的过程，色差变化是衡量涂层失效的重要指标之一，用丝来表示，涂层老化越明显，业的值越大。在湿热环境下，涂层有机分子易发生裂解，造成涂层在短期内发生变色，甚至出现粉化、龟裂等现象，大大降低涂层的防护能力。试验过程中对试验件涂层色差变化进行了测量，测量结果记录于附表3。可以看出，用于改进的喷涂技术和良好的新型涂层进行表面防腐改进，使试验件在800d"时腐蚀后没有腐蚀，大大提高防腐涂层的使用寿命。所以进行修理时，彻底清除腐蚀源后采用无气自动一5争一 哈尔滨工程大学硕士学位论文涂装系统进行喷涂，涂层采用SLF一2E高分子重防腐涂料底漆和IMR21纳米复合聚氨酯涂料面漆。采用内窥镜观察内腔的喷涂效果，看有无漏喷现象。最好喷涂2～3遍，当涂层均匀时，效果最佳。5．6本章小结图5．2腐蚀800h涂层显微照片1)给出了腐蚀损伤容限的定义和表征方法，提出了通过对腐蚀损伤的内窥镜图像对比确定腐蚀损伤程度的工程方法，建立了腐蚀损伤图像和疲劳寿命之间的对应关系，为确定典型飞机内腔结构的腐蚀损伤容限、修理判据及修理方法提供了重要依据。2)给出典型飞机内腔腐蚀修理的判据以及修理方法，利用改进后的喷涂技术和新型优良涂层进行表面防腐改进，使飞机在日历寿命内，平尾大轴能达到零腐蚀，大大的提高了涂层的使用寿命。 哈尔滨下程大学硕士学位论文勿}：奈三日F匕本文结合典型飞机平尾大轴发生的一系列严重的腐蚀问题，着重围绕典型飞机内腔腐蚀的主要原因和机理、加速腐蚀试验方法、腐蚀对疲劳寿命的影响研究、典型内腔结构腐蚀损伤的分布特性以及内腔结构腐蚀损伤容限的评定方法等一系列关键技术问题开展了较为系统的研究，并取得了重要的创新和技术突破，主要研究结论如下：1)首次发现内腔结构涂层下金属母材存在丝状腐蚀现象，发现了焊接缝周围金属基体微观组织存在应力腐蚀损伤特征，在腐蚀环境下表面防腐涂层破坏后，腐蚀介质与基体接触，在腐蚀环境和残余应力的共同作用下产生应力腐蚀，由于C1’、OH"在微观裂纹尖端的吸附，使金属原子键结合力减弱，随着腐蚀时间的增加应力腐蚀损伤会不断发展，在焊接缝周围金属母材同时存在应力腐蚀和丝状腐蚀损伤特征，在疲劳载荷作用下在应力腐蚀损伤严重的局部位置就会萌生疲劳裂纹，最后导致断裂，从而进一步完善了现役飞机典型内腔腐蚀的机理。2)针对典型飞机内腔结构的局部环境和腐蚀特点，提出了对应的加速腐蚀试验方法，建立了加速腐蚀环境谱。试验结果表明，该环境谱及加速腐蚀试验方法能够在适当的试验周期内较好地再现了内腔结构失效的特征与过程，为研究内腔结构的腐蚀过程以及评定涂层体系的抗腐蚀品质和使用寿命提供了试验方法。3)腐蚀关键件的最大腐蚀深度是决定疲劳寿命的重要因素，所以采用周期浸润腐蚀试验的方法对30CrMnSiNi2A低合金高强钢进行加速腐蚀试验研究，测得两组不同时间腐蚀后试件的腐蚀深度，建立了Gumbel、正态、对数正态和威布尔分布四种类型的最大腐蚀深度概率密度函数和分布函数，并确定了特征参数。结果表明，最大腐蚀深度的更接近正态分布，从而为30CrMnSiNi2A钢的腐蚀损伤统计分析提供了依据。 哈尔滨工程大学硕士学位论文4)建立腐蚀随时间变化的腐蚀损伤影响修正系数，首次提出通过对未腐蚀状态的常规S"--"N曲线进行修正来获得不同腐蚀状态下的S"N曲线簇的方法。通过一组模拟件预腐蚀后的疲劳试验进行验证的结果表明，根据腐蚀状态下的S～N曲线簇得到的计算寿命与平均试验寿命基本吻合。5)给出了腐蚀损伤容限的定义和表征方法，提出了通过对腐蚀损伤的内窥镜图像对比确定腐蚀损伤程度的工程方法，建立了腐蚀损伤图像和疲劳寿命之间的对应关系，获得了典型飞机内腔结构达到腐蚀损伤容限时的直观损伤图像，为确定典型飞机内腔结构的腐蚀损伤容限、修理判据及修理方法提供了重要依据。 哈尔滨工程大学硕士学位论文参考文献陈群志．飞机典型内腔结构腐蚀损伤容限研究．内部资料．2006李玉海等．加速试验环境谱与当量关系研究技术总结．内部资料．2002陈群志，黄卫华，韩恩厚等．典型飞机内腔结构腐蚀原因分析及防腐改进．环境装备工程【J】．装备环境工程．2007，4(2)：47"50页张显辉，陈佩寅，谭长瑛．应力／应变场对插销试验焊接接头氢扩散的影响[J】．哈尔滨焊接学报．2002．23(2)：9"12页李军，董俊明，牛靖等．超高强钢30CrMnSiNi2A的冷裂纹插销试验研究[J】．热加工工艺．2004，19～20页李成功，傅恒志，于翘等编著．航空航天材料fM】．北京：国防工业出版社．2002，58页蒋祖国．腐蚀环境中工程结构的疲劳[J】．飞行试验．1989，第3期WanhillR．J，DeH，lucciaJ．J，AnAGARD—CorrosionFatigueCooperativeTestingProgramme，AGARD—R-695，1982陈群志，刘文埏，徐晓飞等．预腐蚀对飞机结构寿命影响研究【J】．固体力学学报．1998，12(19)：38．43页陈群志．腐蚀环境下飞机结构日历寿命技术体系研究，北京航空航天大学博士学位论文．1999：1lWanhillR3H．Luccia】】De．RussoMT．Thefatigueinaircraftcorrosiontesting(FACT)programme．AGARDreportNo713，Feb，1989．LevMKlyatis．Establishmentofacceleratedcorrosiontestingconditions【J】．ProceedingsAnnualReliabilityandMaintain-abilitySymposium，2002：636～64P[13】DuQuesnayDL，UnderhillPR，BrittHJ．Fatiguecrackgrowthfromcorrosiondamagein7075一T6511aluminiumalloyunderair-craftloading[J]．1J】1J1J1j1J1j1Jnv1上1＼l口眨pp陋p降pn阻 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哈尔滨工程大学硕士学位论文攻读硕士学位期间发表的论文和取得的科研成果1．任文超，龚正春，常铁军，王春斌．E911钢焊接接头650℃长期时效后组织与性能．焊接学报．V01．29No．82。陈群志，刘小冬，张蕾，王春斌．典型飞机结构腐蚀修理前后疲劳寿命研究．2008．11．第4届世界机械工程维修大会．(待发表)3．陈群志，王春斌，王逾涯，常铁军，崔常京．飞机典型内腔结构腐蚀损伤容限评定方法研究．装备环境工程．(待录用)4．陈群志，崔常京，王春斌，王逾涯，张蕾．密封防水技术在典型飞机结构中的应用研究．装备环境工程．(待录用) 哈尔滨工程大学硕士学位论文致谢本文是在常铁军教授和陈群志高工两位导师的悉心指导下完成的。导师们为课题的完成及对我个人的指导倾注了大量的心血。他们治学严谨、学识渊博、思维缜密、乐观豁达的高尚品德给我留下了深刻的印象，让我受益匪浅。从导师那里，我不仅学到了大量的专业知识，完善了自己的专业技能，更学到了许多做人的道理，明白了怎样才能成为一个正直、负责、守纪的人，这是我毕生的财富。本文主要结合北京航空工程技术研究中心的有关科研课题完成，在论文撰写过程中我得到了吴志超、王逾涯、崔常京、张蕾、王智、张移山和宋海平等同志支持和帮助。李国元、赵鹏成、邢飞和刘健光等师兄弟也对我试验和论文的顺利完成给予了有益的帮助。感谢父母在我离家求学以及做实验、写论文期间给予的理解、关心、资助和极大的鼓励。在此谨向关心、支持和帮助我的亲人、老师、同学和朋友表示衷心感谢和崇高敬意! 哈尔滨工程大学硕十学位论文附录附表1加速腐蚀暴露时间150小时腐蚀深度测量结果序最大腐蚀深序最大腐蚀深序最大腐蚀深序最大腐蚀深号度(D／mm)号度(D／ram)口度(D／mm)号度(D／mm)丐10．024922O．0472430．0540640．070920．0301230．0472440．0540650．071130．0303240．0472450．0540660．076240．0304250．0527460．0541670．07635．0．0304260．0528470．0541680．07636O．0304270．0528480．0594690．076470．0304280．0528490．0596700．076480．0304290．0528500．0596710．071790．0304300．0528510．0596720．0720100．0304310．0529520．0596730．0720110．031332O．0529530．0597740．0720120．0357330．0530540．0597750．0720130．0360340．0533550．0597760．0720140．0360350．0533560．0652770．0721150．0361360．0534570．0652780．0722160．0361370．0534580．0652790．0776170．0364380．0539590．0652800．0776180．0416390．0539600．0653810．0776190．0416400．05396l0．0655200．0416410。0540620．0708210．0417420．0540630．0708—68— 哈尔滨工程大学硕十学位论文附表2加速腐蚀暴露时间250小时腐蚀深度测量结果序最大腐蚀深序最大腐蚀深序最大腐蚀深序最大腐蚀深号度(D／mm)号度(D／mm)口度(D／mm)号度(D／mm)丐10．0352220．0455430．0659640．077920．0352230．0462440．0659650．078130。0364240．0512450．0666660．079240．0372250．0527460．0672670．079350．0372260．0533470．0678680．079360．0374270．0548480．0680690．080570．0374280．0548490．0680700．081280．0381290．0555500．0691710．082290．0381300．0555510．0692720．0832100．0383310．0562520．0693730．0841110．0383320．0563530．0697740．0851120。0387330．0566540．0697750．0870130．0387340．0583550．0699760．0870140．0388350．058356O．0711770．0876150．0388360．0594570．0736780．0876160．0390370．0594580．0752790．0876170．0390380．0639590．0752800．0878180．0398390．0639600．0753810．0878190．0398400．0642610．0759200．0422410．0650620．0768210．0422420．0651630．0768—69-一 哈尔滨J_程大学硕士学位论文附表3防腐性能对比试件色差变化值(AE)Ⅵ间汤纺I1550100150200300400500600700800号l1O．110．29O．29O．22O．21O．260．350。34O．330．4320．180．190．32O．20．22O．260．430．39O．38O．370．383O．16O．260．260．18O．17O．210．390．260．35O．330．3940．080．180．160．610．10．150．280．230．20．2350．19O．23O．180．180．220．250．280．260．46O．28O．3160．170．280．290．660．230．310．320．370．40．410．5570．14O．24O．270．480．070．320．430．330．390．370．4380．30．230．210．090．210．090．20．180．380．410．33—7伊一'