直升机旋翼桨叶有机涂层防护性能在户内加速试验中的变化

骆晨，李宗原，孙志华，汤智慧，李健（.中航工业北京航空材料研究院 航空材料先进腐蚀与防护航空科技重点实验室，北京00095；.总参陆航研究所，北京 0）

专题——飞机结构腐蚀修理与防腐改进技术研究

直升机旋翼桨叶有机涂层防护性能在户内加速试验中的变化

骆晨1，李宗原2，孙志华1，汤智慧1，李健2
（1.中航工业北京航空材料研究院 航空材料先进腐蚀与防护航空科技重点实验室，北京100095；2.总参陆航研究所，北京 101121）

目的 考核评价高原环境下服役的直升机旋翼桨叶典型结构及其防护体系的耐腐蚀性能。方法 利用建立的模拟高原环境加速试验谱，再现直升机旋翼桨叶结构防护体系实际服役过程中出现的腐蚀损伤，采取电化学阻抗谱测试研究涂层阻抗的变化。结果 经历8个周期的户内加速试验后，新修桨叶试验件表面有机涂层Bode曲线呈现小幅下降，即有机涂层防护性能下降；报废桨叶试验件表面有机涂层的特定频率电化学阻抗模值与原始情况相比仅下降了不到1个数量级。结论报废桨叶试验件表面有机涂层电化学阻抗模值曲线在8个周期后仍然小幅高于未经历户内加速试验的新修桨叶试验件。

直升机；有机涂层；防护性能；加速试验

随着我国某型直升机服役日历年限和大修次数的增加，其结构腐蚀发展呈现显著加快的趋势[1—2]，而大修中所采用的腐蚀修理技术和修理质量在很大程度上决定了直升机结构腐蚀损伤能否得到有效控制。

目前典型结构防护体系腐蚀损伤过程的外场跟踪实测在工程上很难实现，通过合理的准则和方法建立加速模拟环境试验方法是考核评价典型结构及其防护体系耐腐蚀性能最为可行的技术[3—9]。青藏高原气候环境特殊，该环境下服役的直升机关键部件的腐蚀损伤是当前关注的焦点[10—11]。文中利用前期建立的高原环境加速试验环境谱，针对直升机旋翼桨叶结构防护体系，再现其实际服役过程中出现的腐蚀损伤形式与特征，同时显著缩短实际使用环境下腐蚀历程的时间。另外，采取电化学阻抗谱（EIS）测试技术，通过研究涂层阻抗的变化来评价其防护性能，这也是目前应用最广泛的涂层防护性能评价技术之一。由于电化学阻抗只是向被测体系加一个小振幅的正弦交变信号，所以对体系的破坏作用小，可以对样品进行长时间的测试而不改变样品的性质。近年来，越来越多的研究[12—17]把特定频率的阻抗模值作为评价涂层性能的指标，为测试和定量评价涂层的防护性能提供了判据。

1　实验

1.1试验件设计、加工和准备

旋翼桨叶外观如图1所示，主要由铝合金大梁、钢制梳形接头和后段件组成。大梁是旋翼主要受力件，采用ABT-1铝合金压制加工成封闭空心整体件。梳形接头通过MΠΦ-1胶和21个螺栓以及大梁形成一体，大梁后缘装有21个带蜂窝结构的后段件。实验中共使用2类试验件，其中，“新修桨叶试验件”采用未使用的桨叶后段件，沿桨叶长度方向截取130 mm、宽度方向截取140 mm（从叶尖开始）的试验段，并按实际修理工艺进行喷漆；“报废桨叶试验件”采用经过多年服役已经报废的旋翼桨叶，沿桨叶长度方向截取140 mm长的试验段。

图1　旋翼桨叶Fig.1 Rotor blade

所有试验件在试验前均彻底清洗，以除掉油污、尘垢、油脂等。清洗后的试件用冷风干燥后放在干燥器皿中短期保存，等待试验。用放大镜对清洗后的试件进行外观检查，新制备的防护层不允许有微裂纹和其他损伤。

1.2模拟高原环境户内加速试验

确定高原环境桨叶部位加速试验环境谱见表1，作用1个周期约相当于外场实际暴露1年。

1.3腐蚀评价

1）外观检查。用放大镜对试验件进行外观检查，并采用佳能S30数码相机在标准光源下进行拍照，记录宏观腐蚀现象和试验件表面的微观腐蚀形貌。

2）电化学阻抗谱测试。在室温下利用EIS对试验件表面有机涂层的防护性能定期进行分析。在试验件上施加PVC管，仅留表面试验区域暴露于环境中，所有测试中暴露面积均为1 cm2。采用三电极体系在质量分数为3.5%的中性NaCl溶液中进行EIS测试，参比电极为饱和甘汞电极，辅助电极为铂电极，整个试验装置放置在法拉第笼中。测试前试验区域在溶液中浸泡20 min，待自腐蚀电位稳定。每种类型试验件有3个平行试样，以验证数据的可重复性。采用AMETEK Princeton Applied Research公司的273A恒电位仪和5210锁相放大器进行有机涂层的电化学阻抗谱测试。交流频率以10 mV扰动幅度的正弦波激励信号在10-2Hz和105Hz之间扫描。测试软件为Powersuite电化学测试系统。

表1　模拟高原环境户内加速试验谱Table 1　Indoor accelerated testing spectra for simulation of plateau environment

图2　新修桨叶试验件表面在1～8个周期加速试验后的照片Fig.2　The top surface photos of the repaired blade specimen after 1 to 8 cycles of accelerated testing

2　实验结果与讨论

2.1新修桨叶试验件

新修桨叶试验件在经历1～8个周期户内加速试验后上表面（即受到紫外辐照的一侧）的照片如图2所示。可以发现，试验件的有机涂层表面形貌在8个户内加速试验周期后并未发生明显变化，也不存在粉化、开裂、起泡、剥落或者泛金的现象。新修桨叶试验件表面在8个周期加速试验后的扫描电镜照片如图3所示，与后文中讨论的报废桨叶试验件表面防护涂层相比，新修桨叶试验件氧化膜厚度较小，另外存在底漆涂层厚度不均匀的现象，但经过8个周期户内加速试验后尚未出现空洞或裂纹。

新修桨叶试验件表面在经历1～8个周期户内加速试验后的电化学阻抗谱Bode图如图4所示，原始和2，4，6，8周期后的特定频率电化学阻抗模值|Z|f=0.1 Hz分别为4.9×108，2.6×109，1.5×109，2.3×109，3.9×108Ω。由图4可见，在6个户内加速试验周期后，试验件的电化学阻抗模值未发生显著下降，各户内加速试验周期后的模值曲线与未经历户内加速试验情况下的模值曲线基本重合。这与试验件有机涂层表面形貌在户内加速试验过程中未发生明显变化的结果一致。经历8个周期的户内加速试验后，试验件表面有机涂层Bode曲线呈现小幅下降，说明有机涂层经历加速试验后防护性能下降，有机涂层内部实际上已经产生了微小损伤，成为外界溶液可以渗透的通道。事实上，在受到紫外线的作用时，有机涂层的树脂高分子链发生光引发链增长、链终结等系列反应，最后分子链发生断裂，生成亲水性基团。之后，有机涂层中分子链的降解产物如小分子醇、醚等挥发，亲水性氧化产物（如羧酸）溶解于水中，离开有机涂层。因此，随着老化降解，有机涂层内部孔隙率逐渐增加，有机涂层防护性能逐渐退化。

2.2报废桨叶试验件

报废桨叶试验件表面在1～8周期加速试验后的照片如图5—7所示。随着加速试验的进行，试验件表面的有机涂层逐渐失去光泽；经过6个周期的加速试验后，开始出现轻微的粉化现象；经过8个周期的户内加速试验后，尚未出现有机涂层起泡、剥落或者泛金的现象。

图3　新修桨叶试验件表面在8个周期加速试验后的扫描电镜照片Fig.3　The SEM images of top surface of the repaired blade specimen after 8 cycles of accelerated testing

图4　新修桨叶试验件表面的电化学阻抗谱Bode图Fig.4　EIS Bode diagram of the top surface of the repaired blade specimen

图5　报废桨叶试验件前段部分表面在1～8个周期加速试验后的照片Fig.5 The top surface photos of the front end of discarded blade specimen after 1 to 8 cycles of accelerated testing

报废桨叶试验件前段部分表面同一局部区域在1周期和8周期后的照片对比如图8所示。可见在加速试验过程中，报废桨叶试验件的前段部分表面原有的裂纹加深，如图8中细箭头所指示，同时出现更多新形成的裂纹，如8图中加粗箭头所指示。这些更加细小的裂纹由原有裂纹发展出来，而且这种裂纹有扩展连接成网络的趋势。有机涂层表面裂纹长短不一，总体上沿垂直或平行于桨叶长度分布方向，但是发展走向不断发生微小变化。某课题组前期研究表明，外加拉应变导致有机涂层防护性能下降，原因是拉应变超过涂层材料断裂强度，从而形成显微裂纹[7—8]。报废桨叶试验件在加速试验过程中虽然未受到外加拉应变，但前段部分曲率变化大，表面涂层在施工固化过程中会产生收缩内应力，表面在同时受到收缩内应力和紫外辐照等环境因素的作用时产生裂纹，构成外界溶液进入内部的通道。有机涂层的吸水率与空洞、裂纹等缺陷的数量成正比，Cl-，O2和H2O通过孔隙进入涂层中，并到达有机涂层/合金界面。

图6　报废桨叶试验件中段部分表面在1～8个周期加速试验后的照片Fig.6 The top surface photos of the middle part of discarded blade specimen after 1 to 8 cycles of accelerated testing

图7　报废桨叶试验件后段部分表面在1～8个周期加速试验后的照片Fig.7 The top surface photos of the back end of discarded blade specimen after 1 to 8 cycles of accelerated testing

图8　报废桨叶试验件前段部分表面局部区域在1周期和8周期后的照片Fig.8 Photos of the top surface of the front end of discarded blade specimen after 1 and 8 cycles of accelerated testing

对比报废桨叶试验件后段部分表面在1周期和8周期后的照片（如图9所示），后段件之间连接处的密封材料开裂现象较未进行户内加速试验时的情况更加严重，微裂纹和空洞非常明显。报废桨叶试验件表面3个区域未经历户内加速试验时的电化学阻抗谱Bode图如图10所示，报废桨叶试验件表面3个区域在经历8个周期户内加速试验后的电化学阻抗谱Bode图如图11所示，特定频率电化学阻抗模值|Z|f=0.1 Hz在表2中列出。可以发现，报废桨叶试验件表面3个区域的模值曲线基本重合，说明不同区域有机涂层的防护性能较为均匀。在8个周期的户内加速试验后，报废桨叶试验件表面有机涂层的电化学阻抗模值未发生显著下降，特定频率电化学阻抗模值与原始情况相比，仅由5.4×109Ω下降到了3.1×109Ω，|Z|f=0.1 Hz只下降了不到1个数量级，这与试验件非密封结合部位的表面形貌在户内加速试验过程中未发生明显变化的结果一致。报废桨叶试验件后段部分表面的SEM图片如图12所示，其中横截面的照片显示表面氧化膜、底漆涂层和面漆涂层厚度均匀、完整，尚未出现空洞或裂纹。

图9　报废桨叶试验件后段部分表面局部区域在1周期和8周期后照片Fig.9　Photos of the top surface of the back end of discarded blade specimen after 1 and 8 cycles of accelerated testing

图10　报废桨叶试验件后段部分表面电化学阻抗谱Bode图Fig.10 EIS Bode diagram of the top surface of the back end of discarded blade specimen

图11　报废桨叶试验件后段部分表面8周期后的电化学阻抗谱Bode图Fig.11 EIS Bode diagram of the top surface of the back end of discarded blade specimen after 8 cycles of accelerated testing

图12　报废桨叶试验件后段部分表面的扫描电镜照片Fig.12　Top surface SEM images of the back end of discarded blade specimen

结合新修桨叶试验件表面在经历1～8周期户内加速试验后的电化学阻抗谱Bode图一起进行分析，可以发现，未经历户内加速试验的新修桨叶试验件的电化学阻抗模值曲线小幅低于经历了8个周期户内加速试验的报废桨叶试验件，说明桨叶后段件部位实际修理工艺所采用的国产有机涂层防护性能与原始有机涂层相比存在一定差距。

表2　报废桨叶试验件表面的特定频率电化学阻抗模值Table 2 Characteristic frequency electrochemical impedance modulus of the top surface of the discarded blade specimen

3　结论

1）经历1～8个周期模拟高原环境户内加速试验后，新修桨叶试验件有机涂层表面形貌未发生明显变化。

2）前6个周期户内加速试验后，新修桨叶试验件的电化学阻抗模值未发生显著下降；经历8个周期的户内加速试验后，试验件表面有机涂层Bode曲线呈现小幅下降，表明有机涂层防护性能下降。

3）报废桨叶试验件表面有机涂层随加速试验的进行逐渐失去光泽，经过6个周期后开始出现粉化现象，前段部分表面原有的裂纹加深，同时出现更多新形成的裂纹且有扩展连接成网络的趋势，后段件之间连接处的密封材料开裂现象更加严重。

4）在8个周期户内加速试验后，报废桨叶试验件表面有机涂层的电化学阻抗模值未发生显著下降，特定频率电化学阻抗模值|Z|f=0.1 Hz与原始情况相比仅下降了不到1个数量级，且模值曲线仍然小幅高于未经历户内加速试验的新修桨叶试验件的模值曲线。

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Changes of Protective Properties of Organic Coatings on Helicopter Rotor Blade during Indoor Accelerated Testing

LUO Chen1，LI Zong-yuan2，SUN Zhi-hua1，TANG Zhi-hui1，LI Jian2
（1.Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Advanced Corrosion and Protection for Aviation Material，
AVIC Beijing Institute of Aeronautical Materials，Beijing 100095，China；2.General Staff Department Army Aviation Institute，Beijing 101121，China）

Objective To evaluate the anti-corrosion properties of typical helicopter rotor blade structure and its protection system that services in plateau environment.Methods Accelerated testing spectra for simulation of plateau environment was employed to reproduce the corrosion damage in service condition.Electrochemical impedancemeasurement was used to study the degradation of impedance of organic coatings.Results After 8 cycles of indoor accelerated testing,the EIS Bode diagram of the organic coatings on the repaired blade specimen decreased.The characteristic frequency electrochemical impedance modulus of discarded blade specimen was reduced by less than 1 magnitude compared to that of original specimen.Conclusion After 8 cycles,electrochemical impedance modulus diagram of the organic coatings on discarded blade specimen was still a little higher than that of repaired blade specimen.

helicopter；organic coatings；protective properties；accelerated testing

2015-09-15；Revised：2015-10-04

10.7643/issn.1672-9242.2016.01.001

TJ07；TG174

A

1672－9242（2016）01－0001-07

2015-09-15；

2015-10-04

国家自然科学基金资助项目（51201157）；国防科技工业技术基础科研项目（H052013A003）

Fund：Supported by the National Natural Science Foundation of China（51201157）and National Defense Technology Foundation Project （H052013A003）

骆晨（1984—），男，北京人，博士，高级工程师，主要从事环境试验与观测，表面防护等方面的研究。

Biography：LUO Chen（1984—），Male，from Beijing，Ph.D.，Senior engineer，Research focus：environmental testing and observation，and surface protection.