基于腐蚀环境下的飞机结构延寿方法

黄 鑫，高 阳，王学强，张 华

（航空工业洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

飞机的使用寿命包括疲劳寿命 （包括起降次数、飞行小时）和日历寿命两项控制指标[1]，任一指标先到，飞机都应大修或退役。某型飞机服役已超过20年，按2000 小时/8 年的二次大修间隔，部分飞机日历寿命已到寿，面临二次大修。但是一方面，由于大修线能力不足，飞机排队等待大修导致较多飞机停飞，影响用户正常使用；另一方面，由于使用强度偏低，大部分飞机仅消耗了大修间隔2000 小时疲劳寿命的20%~25%， 如果此时将上述飞机按日历寿命判定到寿，将会极大浪费飞机的实际疲劳寿命。基于上述两点，为了充分发挥某型飞机的疲劳寿命，同时也降低使用成本，使其继续安全有效地服役，用户提出了通过二次大修有限延长间隔日历寿命的需求。

某型飞机由于使用强度偏低，其地面停放时间占飞机日历时间年的99%以上，在腐蚀环境的长期作用下，表面防护逐渐失效，飞机结构损伤模式中，腐蚀与腐蚀疲劳损伤占据绝对主导地位，严重影响飞机结构使用寿命。 因此，某型飞机结构延寿工作基本上围绕结构腐蚀展开，主要工作内容有以下五点：

1） 腐蚀过程加速再现及环境谱的编制；

2） 建立加速腐蚀当量关系；

3） 防腐涂层的加速腐蚀试验及失效分析；

4） 腐蚀环境下飞机结构使用寿命分析方法；

5） 飞机结构腐蚀损伤检测、修理及防护技术。

黄亚超[2]针对前三点做了大量工作，编制了某型飞机地面停放环境谱，继而依据当量折算关系编制加速腐蚀试验环境谱，进行模拟试验件的加速腐蚀试验，分析了试验后的涂层腐蚀老化/损伤失效模式，并对腐蚀等级进行评定研究，预测了模拟试验件金属基体材料腐蚀损伤的变化规律。关于第四点，已有众多学者进行了研究并总结出了大量的理论和计算方法：如穆志韬[3]提出了基于局部应力应变法中Number 修正法的腐蚀环境下结构件疲劳寿命的算法，并以LY12CZ 结构为算例进行了验证；林明等[4]提出了“综合飞行小时”的概念，并以此建立了能适应随机载荷、不同服役环境和多种应力状态下的可靠寿命预测模型；杨晓华等[5]提出了以动态S-N 曲线为基础，采用传统的名义应力法和Miner 累积损伤理论来估算结构日历寿命的方法等。但是以上理论都还处于探索阶段，尚无在役机型应用的案例。

至于第五点，目前国内外介绍飞机结构腐蚀损伤检测、修理及防护技术的案例比较少见。 本文主要结合某型飞机结构二次大修间隔日历寿命延寿工作，重点介绍腐蚀环境下飞机结构腐蚀损伤检测、修理及防护技术。

1 某型飞机腐蚀现状

某型飞机主承力构件以铝合金件和钢制件为主，铝合金件主要采用超硬铝（LC4、LC9 系列）、硬铝（LY12 系列）和锻铝（LD5 系列），而钢制件主要采用普通硅钢（30CrMnSiA）和高强度钢（30CrMnSiNi2A）。某型飞机主要服役地点位于非洲东北角，西面为撒哈拉沙漠，北面是地中海，东面是红海，大气环境中含有海洋活动带来的大量Cl-以及工业污染排放的SO2、NOx 等酸性气体[6]。虽然该地区干旱少雨，但是由于昼夜温差大且毗邻河流，夜间冷凝水丰富，在上述条件下，缺乏有效防护的铝合金、钢等金属材料，极易发生腐蚀；另外，高温和强紫外线辐射也会加速腐蚀[7,8]。在某型飞机服役期间，陆陆续续也暴露了多起、多处关键承力构件发生较严重腐蚀的案例，见图1，其主要信息见表1。

图1 关键承力构件腐蚀现象

除此之外，次承力构件及标准件也都有不同程度的腐蚀，其中口盖、设备固定支架、抽芯铆钉、管路卡箍等腐蚀问题尤为突出，见图2。这些构件腐蚀一般不会直接危及飞机安全，但是可能诱发一系列严重的问题，增加安全隐患。

图2 次承力构件及标准件腐蚀现象

2 腐蚀检查

2.1 结构分解及要求

鉴于某型飞机较为严重的腐蚀现状，必须对飞机进行全面分解，才能够及时、准确地发现飞机机体结构已经存在的腐蚀损伤或腐蚀征兆，避免其继续发展并影响服役安全。 结构分解要求如下：

1） 为了暴露主要承力接头，结构应分解至部件级，包括：发动机、机身、机翼、水平安定面、垂直安定面、升降舵、方向舵、襟翼、副翼、起落架和座舱盖，并拆除所有口盖；

2） 系统分解原则上分解至有腐蚀检查通路即可，需要分解的包括：液压、燃油、环控、氧气和操纵等系统的导管、拉杆、摇臂、零组件、附件和标准件等；

3） 机载设备本身不拆解，仅分解离位即可：电气、仪表、无线电、军械、雷达和弹射救生等系统的电缆、附件、标准件等；

4） 非必要情况下不得破坏其他系统或设备的功能性，如油箱的密封、起落架缓冲支柱的密封等。

分解完的飞机见图3。

图3 飞机分解图

2.2 检查范围

检查范围分为腐蚀关键部位、疲劳关键部位和一般检查部位三大类：

腐蚀关键部位为曾经发生过或可能会发生腐蚀的重要承力构件，其对所属或相邻部件的完整性、功能性和安全性有至关重要的影响作用， 必须全部检查，不得遗漏。若上述分解深度无法进行检查，则需进一步分解，直至可实施检查，例如起落架转轴、发动机推力梁、机身机翼接头、机翼油箱壁板、平尾后梁等。

疲劳关键部位包含曾经在疲劳试验中发生过疲劳损伤的部位，以及可能因腐蚀造成腐蚀疲劳损伤的部位，例如起落架扭力臂、机翼前梁腹板开口、进气道连接型材等。

一般检查部位为其发生腐蚀损伤不会对飞机安全造成影响的部位，例如非承力口盖、配重、设备安装支架、管路卡箍等。

2.3 检查方法和设备

目视检查：目视检查包括直接目视检查和借助5～10 倍放大镜、反光镜、棱镜等工具目视检查。 反光镜带有手持杆，并且可以调节反光镜与手持杆之间的角度，可以用于检查内部结构的背面；光学棱镜专用于检查座舱盖平直段玻璃边缘裂纹，它的原理是通过棱镜对图像的折射原理观察夹缝中的玻璃裂纹。将棱镜放在玻璃上，并在棱镜端面与玻璃之间涂耦合剂（甘油或20 号润滑油），在光线照射下，裂纹处会有银白色的裂纹断面反射出来。

内窥镜检查：在常规目视检查无法企及的地方，利用内窥镜的探头进行检查，例如机翼内部区域、所有舵面（襟翼、副翼、方向舵等）的内部区域、进气道与外蒙皮之间的区域等。

渗透检测：渗透检测是检测非松孔性固体材料表面开口缺陷的一种无损检测方法。它具有缺陷显示直观，检测灵敏度高，不受被检测零件的形状、大小和缺陷方位的影响等特点，因而在在役飞机无损检测中起着重要的作用。尤其是对于目视检查无法确定的疑似裂纹，一般采用渗透的方法来进行确认。渗透检测的常用材料为DPT-5 着色渗透套装 （含渗透剂、 清洗剂、显像剂）。

超声波检测：超声波探伤是应用超声波设备的探头发出的超声波在零件表面或内部传播与反射的原理，检查零件中的缺陷。按不同的探伤部位要求，有表面波探伤、纵波探伤、横波探伤。用来超声波探伤的设备为KK-50 超声波探伤仪，要按检查对象选用探头和调整参数，如频率、探伤灵敏度、预置距离、扫查方法等，要按对比试块进行校验。

涡流检测：涡流探伤是根据电磁感应在金属零件上产生的涡流来探测零件表面或近表面的缺陷，根据被检对象的材料、形状、尺寸的不同选取不同的探伤方法，配置专用探头，调整检测参数，如频率、灵敏度等，要与对比试块进行校验。采用的设备为SMART-97B 涡流探伤仪。

磁粉检测：磁粉探伤的原理为铁磁材料经磁化后，材料有缺陷处会产生漏磁场，漏磁场与磁粉的磁性发生作用，在缺陷处的表面会产生磁粉堆积的现象。磁粉探伤主要用来检查螺栓、起落架转轴等钢制零件表面及近表面的缺陷。采用的设备为CJD-2000C型磁粉探伤机、YX-125 黑光灯、XCJ-A 袖珍磁强计、磁悬液浓度测度管（梨型管），磁粉一般采用荧光磁粉，载液为无味煤油。

在对机体结构进行腐蚀检查过程中，应详细记录腐蚀及损伤情况，便于追溯和监控腐蚀的发展情况。记录应注明损伤构件名称、损伤部位、损伤类型（裂纹/腐蚀/划伤、碰伤等）、损伤尺寸（长度、宽度、参考定位、走向）和形貌等，并附上照片或示意图。

3 腐蚀修理及防护

3.1 原则

结构延寿不等同于大修，无需对所有的损伤进行处理或修理，必须在效率、成本和安全性之间找到一个平衡点，因此制定某型飞机结构延寿修理原则如下：

1） 机身、机翼、尾翼、各舵面、起落架的主要传载构件（通常为大梁、各重要端面和结构分离面的框、肋、长桁等）及相应的交点连接接头，若存在损伤必须进行处理，否则有可能会导致结构在延寿使用期损伤加重甚至结构失效，影响飞行安全。

2） 机载系统功能件的搭载区域，损伤后有可能造成系统成附件缺失或功能失常的构件也必须得到处理，如高度表天线安装座区域的剥蚀，如果不做处理，有可能导致腐蚀扩展而致天线脱落。

3） 除以上两类，由于空间限制等因素影响，结构不易修理，且预估有可能产生快速扩展从而造成后续修理困难或修理费用较高的损伤。

4） 无上述情况，其他部位的腐蚀损伤可待大修时处理。

3.2 方法

通过腐蚀修理及防护能够阻止或减缓腐蚀，延长结构的疲劳寿命，方法如下：

首先是腐蚀去除，一般选用粗糙度合适的打磨盘、抛光盘或金相砂纸机械打磨的方法，如果是已经从飞机上拆下的单个零件且腐蚀面积较大，也可以采用吹砂的方法。值得注意的是，对于铝合金零件，不能使用钢刷子或钢丝绒，以免造成铝合金零件的进一步腐蚀或损坏；对于钢制零件，当其材料为30CrMnSi-Ni2A 时，避免使用电动工具，防止钢制零件表面过热而产生退火效应。

其次是对腐蚀打磨区域再次进行检查，检查是否有裂纹、测量打磨区域的范围以及打磨后的剩余厚度，在此基础上参考飞机结构损伤容限制定后续的修理措施——原样使用、补强修理或更换新件。根据某型飞机结构强度设计裕度，一般认为非关重件打磨损失10%的厚度是可以接受的，零件去除腐蚀后进行涂层防护允许继续使用。对于无法原样使用的，可以更换新件或制定修理补强方案，但是修理方案应该遵循等强度原则。

最后是进行表面防护，包括两个方面：一是对因腐蚀修理造成涂层破坏的部位补喷防护涂层，以达到原来设计的表面防护要求；二是对于原来没有表面防护或者防护较弱的部位进行加强防护，或者是使用改进后的防护措施。 彭志军等[9]研究制定了结构防护体系设计改进措施，并通过加速腐蚀试验验证了设计改进效果，结果与结构设计改进前的原始状态相比，防腐改进后的结构日历寿命提高1.65 倍。

3.3 案例

以机翼油箱口盖腐蚀为例，该口盖材料为LC9-CS，厚度为3mm，位于机翼主梁中段腹板上，为机翼整体油箱的维护口盖，通过约30 套螺栓/密封托板螺母固定安装，并且口盖与腹板之间还有密封垫。 在腐蚀检查中发现，口盖上每个螺栓头与口盖接触面及周边均有不同程度的腐蚀。分析腐蚀原因为，虽然该处表面有漆层防护，但是钢制螺栓头与铝合金口盖之间缺乏有效隔离导致电化学腐蚀，且更多腐蚀出现在螺栓头与口盖接触面。

由于该口盖为承力口盖，必须对腐蚀部位进行修理，相关图片见图4，流程如下：

图4 机翼油箱口盖修理过程

1） 为了防止同时拆下全部螺栓影响口盖的密封性，采用间隔选取的形式，先拆下1/2 的螺栓，利用工具进行打磨去除腐蚀产物，在测量完打磨区的最大打磨深度后装回螺栓；然后拆下剩下的1/2 螺栓，重复以上操作。

2） 分析测量结果，由于打磨深度未超出该口盖的损伤容限，允许继续使用；

3） 按 1）的方法拆下1/2 的螺栓，采用较细的金相砂纸对打磨区进行再次打磨，使其满足口盖设计的表面粗糙度，然后清洁打磨区并涂阿洛丁（Alodine）溶液进行阳极氧化处理。 阿洛丁主要成分为铬酐、四氟硼酸甲、氟化钠等物质，能在铝合金表面通过铬酸盐钝化生成0.5~4μm 的阳极氧化膜，可以提高铝合金的耐腐蚀性和与底漆的结合能力。

4） 打磨区表面清洁并干燥后，喷涂一层底漆，待漆层干后，将螺栓装回；然后按同样的方法处理剩下1/2 的区域。

5） 完成前面的工作后，在整个口盖区再喷一遍底漆，最后喷涂一遍面漆。至此，口盖的腐蚀修理及防护工作完成。

3.4 质量控制

不严谨的修理往往是发生二次腐蚀及疲劳损伤的原因：如打磨表面粗糙和打磨痕迹明显容易引起局部应力集中，导致疲劳损伤；修理过程中未及时对失去防护层的零件表面进行防护，导致表面氧化腐蚀；喷漆前表面清洁不到位，虽然喷漆后表面“光鲜”，但是漆层覆盖之下的打磨粉尘极易导致二次腐蚀，进而导致漆层容易脱落等后果。因此，为了保证修理质量，修理过程中应注意以下事项：

1） 打磨去除腐蚀产物时应注意与周边区域光滑过渡，且打磨过的表面应符合图样规定的表面粗糙度要求，或至少达到表面粗糙度Ra3.2。

2） 在完成腐蚀产物清除、腐蚀区打磨光滑的工作后，对铝合金制零件打磨区应及时进行阳极氧化保护；对钢制零件，在完成除锈工作后，应及时涂防护漆保护，不能涂漆处应涂防锈油或润滑脂保护。

3） 脱漆剂、渗透剂、阿洛丁之类的溶剂，一般具有较强的酸碱性，留存在结构表面容易造成二次腐蚀，应及时用清洗剂清洗干净。

4 结语

腐蚀检查、修理及防护作为延寿工作内容中真正落实到飞机结构上的一环，其重要性不言而喻。一方面可以提供真实数据以验证相关试验及理论的有效性，并对其进行修正；另一方面也可以应用试验及理论研究的最新成果，如更先进的检查手段、更便捷的修理方法和更有效的防护涂料。理论与实践相结合，方可保障延寿飞机安全服役。