30CrMnSiA合金钢当量加速腐蚀试验

刘成臣，鲁国富，张金奎，王浩伟

（中国特种飞行器研究所，荆门448035）

舰载直升机在任务期间长期处于高温、高湿、高盐雾的海洋环境中，部分结构易遭受盐雾、海水以及干／湿交替循环侵蚀，腐蚀危害严重，严重影响了直升机的飞行安全及出勤率［1-3］。30CrMnSiA作为我国舰载直升机的典型材料，相比铝合金及其复合材料更易发生腐蚀［4］。为方便实验室条件下考察护航环境对30CrMnSiA合金钢的影响，必须建立合理的加速试验环境谱，并对加速模拟环境与实际服役环境之间的当量关系进行验证。国内目前针对飞机材料的加速环境谱方面开展了一些研究，但仍缺少30CrMnSiA在护航环境中的环境谱及当量关系，且目前当量关系的确定很多仍采取简单的腐蚀形貌对比法，当量关系不够严谨和准确。

本工作以课题组采集的某舰载直升机护航海域环境数据编制了合金钢裸材环境谱［5］，在该海域附近开展了自然暴露试验的同时在试验室条件下开展了加速腐蚀试验，自然暴露试验采用舰上挂片试验，试验标准依据GB／T 9276-1996《涂层自然气候曝露试验方法》，用腐蚀程度对比法和疲劳寿命对比法两种方法并通过数据统计分析将舰面自然暴露试验结果与试验室加速腐蚀试验结果对比验证了腐蚀当量关系，最后为舰载直升机的腐蚀损伤评估及舰上维护提供支持。

1 某海域环境谱

图1为本课题组利用根据某海域环境数据编制的合金钢裸材的加速环境谱，该环境谱各模块的加速时间是通过当量折算法［6］将基本环境数据转化得到，其中合金钢一个循环时间为27min，162次循环对应一个护航周期，约为6个月。

2 加速腐蚀试验

2.1 试验件及检测设备

试验件为平板螺接连接式，尺寸如图2所示，厚度为3.5mm，材料为30CrMnSiA。失重检测设备为GH-202电子天平，精度为0.1mg。

2.2 试验结果

护航一个周期的自然环境暴露试验后，发现合金钢对腐蚀环境敏感性很高，腐蚀速度快，在很短时间内便发生剥蚀现象，结果如图3所示。与自然环境暴露腐蚀程度相比，实验室加速腐蚀后试样的宏观腐蚀形貌与失重量基本一致，选取失重量作为合金钢螺接件腐蚀程度的依据。自然环境暴露一个护航周期的合金钢失重数据见表1，试验室加速腐蚀试验162周期的失重数据见表2。

图1 合金钢裸材加速环境谱Fig.1 Accelerated environment spectrum of alloy steel

图2 试验件尺寸Fig.2 Dimensions of test piece

图3 合金钢试验件自然暴露腐蚀后形貌Fig.3 The morphology of alloy after corrosion for a convoy cycle

3 加速腐蚀当量关系验证

3.1 腐蚀失重统计分析

根据国内外文献报道［7-8］，金属腐蚀后的数据一般符合正态分布，故可假设合金钢失重符合正态分布，对自然暴露数据进行正态测试，测试方法为Shapiro-Wilk法，计算P＝0.064 41＞0.05，方差σA为0.526 47，故显著度水平0.05情况下自然暴露后合金钢裸材螺接结构的失重量符合正态分布，如图4所示。

对加速腐蚀162周期后的合金钢数据进行正态分布测试，测试方法为Shapiro-Wilk法，计算的P＝0.128 91＞0.05，方差σB为0.635 11，故显著度水平0.05情况下加速腐蚀后合金钢裸材螺接结构的失重量符合正态分布，如图5所示。

表1 自然环境暴露一个护航周期合金钢裸材连接件质量变化Tab.1 The weight loss of alloy after a convoy cycle

表2 试验室加速腐蚀162周期失重数据Tab.2 The weight loss of alloy after 162cycles of accelerated corrosion

图4 自然暴露后失重值频数直方图Fig.4 The logarithm frequency histogram of weight loss after a convoy cycle

对自然环境中一个护航周期的试验件数据和加速腐蚀环境下试验件当量一个周期的数据进行一致性验证，先用F分布验证两组数据的子样方差一致性，再采用t检验检验两组数据的子样平均值，相关参数可直接查看HB／Z 112-1986标准。

图5 加速腐蚀后失重值频数直方图Fig.5 The logarithm frequency histogram of weight loss after 162cycles of accelerated corrosion

（a）F检验

故通过F检验，两组合金钢腐蚀失重在显著度为0.05情况下方差相同。

（b）t检验

由t检验知两组合金钢腐蚀失重在显著度为0.05情况下均值相同。可得出两组数据的方差和均值在95%置信度下一致。故合金钢裸材加速腐蚀162周期对于腐蚀失重的影响相当于自然环境暴露一个护航周期。

3.2 腐蚀后疲劳寿命统计分析

腐蚀损伤最终影响结构的力学特性，从而降低结构的使用寿命，甚至破坏飞机结构的完整性，造成严重事故的发生。为了进一步验证加速当量关系，开展腐蚀后试件的疲劳试验，利用疲劳寿命对比补充验证加速当量关系。

细节疲劳额定强度（DFR）用于表征结构细节的疲劳品质，常被用于工程疲劳寿命估算中。由于合金钢裸材螺接的几何尺寸和连接形式一定，可用工程方法确定螺接结构的DFR值。合金钢裸材螺接结构的DFR计算如下：

式中：RC为疲劳额定系数，A为孔充填系数，B为合金和表面处理系数，C为填头深度系数，D为材料叠层系数，E为螺栓夹紧系数，U为凸台有效系数，M为材料系数。

由《飞机设计手册》第9册查知A＝1.0，B＝0.95，C＝1，D＝1，E＝0.87，η＝1.76，U＝1，M＝2.2，载荷传递系数φ＝0.767，DFRbaseL＝121×φ×M＝204.175，RC＝1.76。计 算 得DFRL＝297.002MPa，参考DFR值计算疲劳试验载荷的最大值 为PL＝297.002×（50-10）×1.5＝17 820.102N。疲劳载荷的加载频率f＝10Hz，循环应力比R＝0.06。

疲劳试验在MTS LandMark疲劳试验机上实施，载荷误差小于1%。断裂后试验件见图6。

图6 合金钢螺接试验件断裂Fig.6 The fracture of alloy bolted joints

由疲劳试验获得的合金钢裸材螺接结构试验件的疲劳寿命见表3～表4。

表3 自然环境暴露一个护航周期合金钢裸材疲劳寿命Tab.3 The fatigue life of bolted alloy joints after a convoy cycle

经正态测试，表3和表4中的数据在显著度水平0.05情况下符合正态分布。对表3和表4利用F分布和t分布检验均值和方差是否具有一致性。自然环境暴露下合金钢螺接件对数寿命的均值为4.529 35，方差为0.071 29。实验室加速腐蚀环境下腐蚀162周期合金钢螺接件对数寿命的均值为4.557 6，方差为0.074 06。

表4 试验室加速腐蚀162周期疲劳寿命Tab.4 The fatigue life of bolted alloy joints after 162 cycles of accelerated corrosion

（a）F检验

故通过F检验，两组合金钢裸材螺接试验件疲劳寿命（实验室加速试验与亚丁湾自然环境暴露试验）在显著度为0.05情况下方差相同。

（b）t检验

通过t检验，两组合金钢裸材螺接试验件疲劳寿命在显著度为0.05情况下均值相同。

结果通过F分布和t分布检验，可得出两组数据的均值和方差在95%置信度下一致，故在两种腐蚀环境-时间历程条件下，疲劳寿命再次验证了合金钢裸材结构的腐蚀当量关系，即合金钢裸材结构加速腐蚀162周期对其疲劳性能的影响相当于某海域自然环境暴露6个月。

4 结论

周期浸润加速腐蚀试验与某海域自然环境暴露试验具有较好的相关性和重现性，试验件在当量加速腐蚀试验时间和自然老化时间匹配时，腐蚀失重和预腐蚀后疲劳寿命在95%置信度下一致。

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