本發(fā)明涉及航空制造技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)的腐蝕試驗(yàn)方法，用于試驗(yàn)飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)表面防護(hù)體系抗腐蝕防護(hù)能力。
背景技術(shù)：
飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕防護(hù)體系抗腐蝕效果驗(yàn)證一般可采用自然腐蝕試驗(yàn)和加速腐蝕試驗(yàn)。自然腐蝕試驗(yàn)接近實(shí)際服役環(huán)境，其驗(yàn)證結(jié)果具有真實(shí)、可靠等優(yōu)點(diǎn)，但是自然腐蝕試驗(yàn)所需周期較長(zhǎng)，根據(jù)所驗(yàn)證內(nèi)容的不同，一般需8～10年。
而加速腐蝕試驗(yàn)，目前主要參考GJB 150進(jìn)行單一環(huán)境模塊作用下的加速腐蝕試驗(yàn)，做出的試驗(yàn)結(jié)果僅能反映該結(jié)構(gòu)腐蝕防護(hù)體系在單一的環(huán)境加速作用下的抗腐蝕性能，而針對(duì)多個(gè)環(huán)境共同影響的如鹽霧、濕熱、紫外照射等共同作用后的抗腐蝕情況難以驗(yàn)證。
有些飛機(jī)服役環(huán)境惡劣，是受多種不同環(huán)境因素共同作用的，采用單一的加速腐蝕試驗(yàn)方法無(wú)法實(shí)際反映飛機(jī)的額腐蝕情況，使數(shù)據(jù)失真。
因此，希望有一種技術(shù)方案來(lái)克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的至少一個(gè)上述缺陷。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
本發(fā)明的目的在于提供一種飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)的腐蝕試驗(yàn)方法來(lái)克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的中的至少一個(gè)上述缺陷。
為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)的腐蝕試驗(yàn)方法，用于試驗(yàn)飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)表面防護(hù)體系抗腐蝕防護(hù)能力，所述飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)的腐蝕試驗(yàn)方法包括如下步驟：步驟1：為飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)表面進(jìn)行濕熱暴露試驗(yàn)；步驟2：為飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)表面進(jìn)行溶液浸泡試驗(yàn)；步驟3：為飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)表面進(jìn)行常溫疲勞試驗(yàn)；步驟4：重復(fù)所述步驟1至步驟3。
優(yōu)選地，所述濕熱暴露試驗(yàn)的條件為：相對(duì)濕度RH≥95％，溫度T＝43℃，暴露時(shí)間12天。
優(yōu)選地，所述溶液浸泡試驗(yàn)的條件為：溫度T＝43℃,將溶液為234g/l的NaCl和50g/l的KNO3溶液的混合液，采用濃度為68％的H2SO4調(diào)節(jié)pH值至2.0，暴露時(shí)間1天。
優(yōu)選地，所述常溫疲勞試驗(yàn)的條件為：在室溫以及大氣條件下，對(duì)飛機(jī)內(nèi)部封閉結(jié)構(gòu)軸向加載正弦波，加載頻率f＝5Hz，施加500次等幅載荷，疲勞應(yīng)力：σmax＝110MPa，σmin＝20MPa。
優(yōu)選地，所述步驟4的重復(fù)周期為8至12個(gè)循環(huán)周期。
優(yōu)選地，所述飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)包括后設(shè)備艙、下設(shè)備艙、中央翼前艙、成型架、減速板、外翼大梁。
優(yōu)選地，所述濕熱暴露試驗(yàn)的條件為：相對(duì)濕度RH≥95％，溫度T＝43℃，暴露時(shí)間12天；所述溶液浸泡試驗(yàn)的條件為：溫度T＝43℃,將溶液為234g/l的NaCl和50g/l的KNO3溶液的混合液，采用濃度為68％的H2SO4調(diào)節(jié)pH值至2.0，暴露時(shí)間1天；所述常溫疲勞試驗(yàn)的條件為：在室溫以及大氣條件下，對(duì)飛機(jī)內(nèi)部封閉結(jié)構(gòu)軸向加載正弦波，加載頻率f＝5Hz，施加500次等幅載荷，疲勞應(yīng)力：σmax＝110MPa，σmin＝20MPa。
本申請(qǐng)的飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)的腐蝕試驗(yàn)方法將多種腐蝕環(huán)境因素集成到試驗(yàn)方法之中，通過(guò)采用此試驗(yàn)方法進(jìn)行加速試驗(yàn)，能夠在短時(shí)間內(nèi)更真實(shí)的驗(yàn)證出飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)表面的腐蝕防護(hù)體系抗腐蝕防護(hù)能力，避免腐蝕事故的發(fā)生。從而達(dá)到縮短對(duì)比驗(yàn)證所需時(shí)間，提高對(duì)比驗(yàn)證效率，保證飛機(jī)使用安全的目的。
附圖說(shuō)明
圖1是根據(jù)本發(fā)明第一實(shí)施例的腐蝕試驗(yàn)方法的流程示意圖。
具體實(shí)施方式
為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類(lèi)似的標(biāo)號(hào)表示相同或類(lèi)似的元件或具有相同或類(lèi)似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過(guò)參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制。基于本發(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒(méi)有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明。
在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語(yǔ)“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡(jiǎn)化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本發(fā)明保護(hù)范圍的限制。
圖1是根據(jù)本發(fā)明第一實(shí)施例的腐蝕試驗(yàn)方法的流程示意圖。
如圖1所示的飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)的腐蝕試驗(yàn)方法，用于試驗(yàn)飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)表面防護(hù)體系抗腐蝕防護(hù)能力，該飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)的腐蝕試驗(yàn)方法包括如下步驟：步驟1：為飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)表面進(jìn)行濕熱暴露試驗(yàn)；步驟2：為飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)表面進(jìn)行溶液浸泡試驗(yàn)；步驟3：為飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)表面進(jìn)行常溫疲勞試驗(yàn)；步驟4：重復(fù)步驟1至步驟3。
在本實(shí)施例中，濕熱暴露試驗(yàn)的條件為：相對(duì)濕度RH≥95％，溫度T＝43℃，暴露時(shí)間12天；溶液浸泡試驗(yàn)的條件為：溫度T＝43℃,將溶液為234g/l的NaCl和50g/l的KNO3溶液的混合液，采用濃度為68％的H2SO4調(diào)節(jié)pH值至2.0，暴露時(shí)間1天；常溫疲勞試驗(yàn)的條件為：在室溫以及大氣條件下，對(duì)飛機(jī)內(nèi)部封閉結(jié)構(gòu)軸向加載正弦波，加載頻率f＝5Hz，施加500次等幅載荷，疲勞應(yīng)力：σmax＝110MPa，σmin＝20MPa。
同時(shí)采用上述條件，是以飛機(jī)一年內(nèi)主要經(jīng)受的環(huán)境要素包括溫度、濕度、降水量、固體沉降物、風(fēng)、霧、鹽霧、海水、空氣中氯離子濃度、硫離子濃度及大氣污染物和工業(yè)廢氣等進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，將這些環(huán)境要素的主要作用時(shí)間、頻次等進(jìn)行當(dāng)量折算所得到的，一個(gè)周期的加速腐蝕試驗(yàn)作用效果，相當(dāng)于該部位在外場(chǎng)服役一年所遭受到的腐蝕環(huán)境作用效果，突出體現(xiàn)了外部結(jié)構(gòu)外露部位且經(jīng)常受紫外線照射區(qū)域紫外線、濕熱、鹽霧、熱沖擊和低溫疲勞等的綜合作用，具有針對(duì)性和加速性特點(diǎn)。
在一個(gè)實(shí)施例中，濕熱暴露試驗(yàn)的條件為：相對(duì)濕度RH≥95％，溫度T＝43℃，暴露時(shí)間12天。
在一個(gè)實(shí)施例中，溶液浸泡試驗(yàn)的條件為：溫度T＝43℃,將溶液為234g/l的NaCl和50g/l的KNO3溶液的混合液，采用濃度為68％的H2SO4調(diào)節(jié)pH值至2.0，暴露時(shí)間1天。
在一個(gè)實(shí)施例中，在室溫以及大氣條件下，對(duì)飛機(jī)內(nèi)部封閉結(jié)構(gòu)軸向加載正弦波，加載頻率f＝5Hz，施加500次等幅載荷，疲勞應(yīng)力：σmax＝110MPa，σmin＝20MPa。
在一個(gè)實(shí)施例中，步驟3的重復(fù)周期為8至12個(gè)循環(huán)周期。
可以理解的是，本申請(qǐng)的飛機(jī)內(nèi)部半封閉結(jié)構(gòu)包括后設(shè)備艙、下設(shè)備艙、中央翼前艙、成型架、減速板、外翼大梁。
下面以舉例的方式對(duì)本申請(qǐng)的用于試驗(yàn)飛機(jī)內(nèi)部封閉結(jié)構(gòu)表面防護(hù)體系抗腐蝕防護(hù)能力的腐蝕試驗(yàn)方法進(jìn)行詳細(xì)闡述。可以理解的，該舉例并不構(gòu)成對(duì)本申請(qǐng)的任何限制。
以飛機(jī)某一封閉結(jié)構(gòu)為例。制作第一仿真試驗(yàn)件以及第二仿真試驗(yàn)件，第一仿真試驗(yàn)件以及第二仿真試驗(yàn)件的主要結(jié)構(gòu)的用材和主要連接形式均為：第一仿真試驗(yàn)件以及第二仿真試驗(yàn)件采用7B04鋁合金以及TA15鈦合金制作，緊固件采用30CrMnSiA螺栓，第一仿真試驗(yàn)件以及第二仿真試驗(yàn)件分別采用待不同的腐蝕防護(hù)體系進(jìn)行防護(hù)。
具體地，第一仿真試驗(yàn)件的防護(hù)涂層體系為：對(duì)鋁合金表面硫酸陽(yáng)極化，重鉻酸鹽填充處理；
對(duì)鋁合金零件表面處理后噴涂航空底漆底漆，涂層厚度控制在25μm～35μm；
裝配后外表面噴涂磁漆，涂層厚度控制在40μm～60μm。
第二仿真試驗(yàn)件的防護(hù)涂層體系：
對(duì)鋁合金表面硫酸陽(yáng)極化，重鉻酸鹽填充處理；
對(duì)鋁合金零件表面處理后噴涂底漆，涂層厚度控制在25μm～35μm；
對(duì)緊固件粘絕緣涂料進(jìn)行濕態(tài)裝配；
裝配后外表面噴涂磁漆，涂層厚度控制在40μm～60μm；
裝配后內(nèi)表面噴涂磁漆，涂層厚度控制在40μm～60μm。
對(duì)采用不同的防護(hù)涂層體系的第一仿真試驗(yàn)件以及第二仿真試驗(yàn)件采用本申請(qǐng)的腐蝕試驗(yàn)方法進(jìn)行試驗(yàn)。
驗(yàn)證效果：
加速腐蝕對(duì)比試驗(yàn)共進(jìn)行6個(gè)循環(huán)，約6個(gè)月。第一試驗(yàn)件和第二試驗(yàn)件分別在第2周期(約2月)、第4周期(約4月)出現(xiàn)腐蝕。試驗(yàn)進(jìn)行至第6個(gè)周期(6)時(shí)第一試驗(yàn)件已經(jīng)出現(xiàn)嚴(yán)重的腐蝕，而第二試驗(yàn)件腐蝕程度較低。至此對(duì)比試驗(yàn)結(jié)束，經(jīng)過(guò)約10個(gè)月的加速試驗(yàn)，可以驗(yàn)證出第二試驗(yàn)件的腐蝕防護(hù)體系抗腐蝕效果要明顯優(yōu)于第一試驗(yàn)件，達(dá)到了縮短試驗(yàn)周期同時(shí)完成對(duì)比驗(yàn)證的目的。
最后需要指出的是：以上實(shí)施例僅用以說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制。盡管參照前述實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說(shuō)明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的精神和范圍。