维普资讯 http://www.cqvip.com
第４卷第５期 ２００７年１０月 装备环境工程 ＥＱＵＩＰＭＥＮＴ ＥＮＶＩＲＯＮＭＥＮＴＡＬ ＥＮＧＩＮＥＥＲＩＮＧ ・７・ 腐蚀对３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ钢结构疲劳寿命韵影响 陈群志 ，杨蕊琴 ，李国元 ，王逾涯 （１．北京航空工程技术研究中心，北京１０００７６；２．哈尔滨工程大学，哈尔滨１５０００１） 摘要：采用周期浸润加速腐蚀试验与疲劳试验相结合的方法，研究了腐蚀及腐蚀与疲劳交替作用对某 型飞机３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ机翼主梁疲劳寿命的影响。结果表明，腐蚀环境的影响会引起３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ高强度 结构钢的疲劳寿命明显降低。与未腐蚀状态相比，预腐蚀５、１０、１５天后，某型飞机机翼主梁模拟件的平均疲 劳寿命分别下降了１７．３％、２０．５％、３３．２％；而在腐蚀与疲劳交替作用下，其平均疲劳寿命下降了２２．８％。 在给定的腐蚀环境和疲劳载荷谱作用下，平均疲劳寿命Ⅳ５０随预腐蚀时间ｔ的变化可以用Ｎ５。＝１０４４．５４１— ２１９．９７８ｔ描述。 关键词：３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ；飞机结构；腐蚀；加速腐蚀试验；载荷谱；疲劳寿命 中图分类号：ＴＧ１７２；Ｖ２３８ 文献标识码：Ａ 文章编号：１６７２—９２４２（２００７）０５—０００７—０３ Ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ ｏｆ Ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ ｏｎ Ｆａｔｉｇｕｅ Ｌｉｆｅ ｏｆ ３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ Ｓｔｅｅｌ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ＣＨＥＮ Ｑｕｎ．ｚｈｉ ，ＹＡＮＧ Ｒｕｉ．ｑｉｎ ，ＬＩ Ｇｕｏ．ｙｕａｎ ，ＷＡＮＧ Ｙｕ．ｙａ （１．Ｂｅｉｊｉｎｇ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ｃｅｎ￣ｒ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １０００７６，Ｃｈｉｎａ； ２．Ｈａｒｂｉｎ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｈａｒｂｉｎ １５０００１，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅ ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ ｏｆ ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ ａｎｄ ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ ｆａｔｉｇｕｅ ａｌｔｅｒｎａｔｉｖｅ ａｃｔｉｏｎ ｏｎ ｔｈｅ ｆａｔｉｇｕｅ ｌｉｆｅ ｏｆ ｔｈｅ ｍａｉｎ ｂｅａｍ ｍａｄｅ ｏｆ ３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ ｏｆ ａ ｃｅｒｔａｉｎ ｔｙｐｅ ａｉｒｃｒａｆｔ ｗｉｎｇ ｗａｓ ｓｔｕｄｉｅｄ ｕｓｉｎｇ ｔｈｅ ｃｙｃｌｉｃ ｓｏａｋｉｎｇ ａｃｃｅｌｅｒａｔｅｄ ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ ｔｅｓｔ ａｎｄ ｆａｔｉｕｅ ｔｇｅｓｔ ｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎ ｍｅｔｈｏｄ．Ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗｅｄ ｔｈａｔ，ｔｈｅ ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ ｏｆ ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ ｃａｎ ｒｅｄｕｃｅ ｏｂｖｉｏｕｓｌｙ ｔｈｅ ｆａｔｉｕｅ ｌｉｇｆｅ ｏｆ ３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ，ｗｈｉｃｈ ｉｓ ａ ｈｉｇｈ ｓｔｒｅｎｇｔｈ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｓｔｅｅ１．Ｃｏｍｐａｒｅｄ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｎｏ ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ．ｔｈｅ ｍｅａｎ ｆａｔｉｕｅ ｌｇｉｆｅ Ｎ５０ ｏｆ ｔｈｅ ｓｐｅｃｉｍｅｎ ｓｉｍｕｌａｔｅｄ ｔｈｅ ｍａｉｎ ｂｅａｍｓ ｏｆｗｉｎｇ ｏｆ ａ ｃｅｒｔａｉｎ ｔｙｐｅ ａｉｒｃｒａｆｔ ｄｒｏｐｐｅｄ １７．３％，２０．５％，ａｎｄ ３３．２％ｓｅｐａｒａｔｅｌｙ ａｆｔｅｒ ｐｒｅ—ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ ５ ｄａｙｓ，１０ ｄａｙｓ， ａｎｄ １５ ｄａｙｓ．Ａｎｄ ｔｈｅ ｍｅａｎ ｆａｔｉｕｅ ｌｇｉｆｅ ｄｒｏｐｐｅｄ ２２．８％ｕｎｄｅｒ ｔｈｅ ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ ａｎｄ ｆａｔｉｕｅ ａｌｔｇｅｒｎａｔｅｌｙ ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ．Ｔｈｅ ｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐ ｂｅｔｗｅｅｎ ｔｈｅ ｍｅｎ ｆａａｔｉｕｅ ｇｌｉｆｅ ａｎｄ ｔｈｅ ｐｒｅ—ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ ｔｉｍｅ ｃａｎ ｂｅ ｄｅｓｃｒｉｂｅｄ ａｓ ｕｎｄｅｒ ｔｈｅ ｇｉｖｅｎ ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ ａｎｄ ｔｈｅ ｆａｔ￣ｅ ｌｏａｄｉｎｇ ｓｐｅｃｔｒｕｍ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ；ａｉｒｃｒｆｔａ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ；ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ；ａｃｃｅｌｅｒａｔｅｄ ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ ｔｅｓｔｉｎｇ；ｌｏａｄｉｎｇ ｓｐｅｃｔｒｕｍ；ｆａｔｉｇｕｅ ｌｉｆｅ 在沿海、内陆湿热地区等腐蚀环境下服役的 飞机结构不可避免地会出现腐蚀问题。腐蚀必然 会导致结构的疲劳性能降低，寿命下降。而现有 飞机结构疲劳寿命主要是根据实验室常规环境条 收稿日期：２００７—０８—０４ 件下的疲劳试验来确定的，基本上没有考虑腐蚀 环境的影响。显然，现有的疲劳定寿结论不能直 接用于腐蚀较严重地区使用的飞机，否则飞机在 给定的寿命期内可能会产生不安全的后果…。因 作者简介：陈群志（１９６３一），男，湖南临澧人，博士，高级工程师，主要从事飞机结构疲劳寿命、日历寿命及腐蚀防护研究。 维普资讯 http://www.cqvip.com ・８・ 装备环境工程 ２００７年ｌ０月 此，环境腐蚀对飞机结构疲劳寿命的影响以及如 ２钢灰色磁漆。试件的材料、机械加工、热处理工 何修正现有的疲劳寿命是当前飞机寿命研究领域 个十分重要的问题 Ｊ。 一艺、防护体系以及受载状态等均模拟了该结构疲劳 危险部位的实际情况。 ３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ具有良好的抗疲劳性能，是飞机 常用的一种高强度结构钢，主要用于制造飞机的关 键承力结构，如机翼主梁、起落架和平尾大轴等。但 这种高强度钢对腐蚀环境比较敏感，容易产生腐蚀。 １．２试验方法 １）笔者安排了如下３种试验： （１）试验室常规环境下的疲劳试验，试件未腐蚀。 例如：某型飞机机翼主梁是采用３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ锻件 加工的关键承力结构件，在大修中和检查发现， 该结构件出现了比较严重的腐蚀损伤。又如：多个 型号飞机的平尾大轴是３０ＣｒＭｎＳｉＮ Ａ材料加工的 内腔结构件，目前已发现多架飞机的平尾大轴内腔 出现了较严重的腐蚀现象 Ｊ。因此，研究腐蚀对 ３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ高强度钢结构疲劳寿命的影响具有 重要意义。文中选取某型飞机机翼主梁为研究对 象，采用加速预腐蚀后疲劳试验和腐蚀与疲劳交替 作用的试验方法，研究腐蚀对３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ结构件 疲劳寿命的影响。 １ 试验方法 １．１ 试件 某型飞机机翼主梁是采用３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ锻件 加工而成的关键承力结构件，其凸缘根部螺栓孔连 接部位既是疲劳危险部位，又是易腐蚀部位。试验 采用的试件为该主梁凸缘根部螺栓孔连接部位模拟 件，试件厚度４ Ｉｘｌｍ，试验段宽度为２０ｍｍ，有２个（ｂ６ ｍｍ螺栓孔，采用螺栓与厚度为５ ｍｍ的ＬＹ１２铝合 金板连接，以模拟部位的结构形式，如图１所示。试 件防护体系为磷化后涂Ｈ０６－２铁红底漆，再涂Ｈ０４一 图Ｉ试件示意 Ｆｉｇ．１ Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ ｏｆ ｓｐｅｃｉｍｅｎ （２）“腐蚀＋疲劳”试验，即试件先在周期浸润 腐蚀环境下进行预腐蚀，然后在试验室常规环境下 进行疲劳试验。 （３）“腐蚀＋疲劳＋……”交替试验，该试验 主要模拟飞机停一飞一停交替状态下，腐蚀和疲 劳的交替作用，其试验程序是：试件在周期浸润腐 蚀环境下腐蚀２．５ ｄ，接下来在试验室常规环境下 进行相当于２０００飞行小时疲劳试验，然后腐蚀２． ５ ｄ，再进行２０００飞行小时疲劳试验，……循环往 复，直至试件破坏。 ２）腐蚀试验方法。服役期间，由于温度变化 而产生的凝露或雨水等腐蚀介质可渗入到机翼主梁 螺栓孔连接部位，引起螺栓锈蚀、螺栓孔壁及孔边表 面产生锈斑，腐蚀作用过程可归结为一种干湿交替 的腐蚀过程。因此，笔者采用周期浸润腐蚀试验方 法进行加速腐蚀试验。研究表明¨ Ｊ：周期浸润腐 蚀试验方法能够较好地加速再现飞机内部结构干湿 交替的腐蚀作用过程。腐蚀试验的具体条件为：温 度，（４０±２）℃；湿度，ＲＨ为９０％±５％；腐蚀溶液， 质量分数为５％的ＮａＣ１溶液，加入少量的稀硫酸， 使ｐＨ值达到４—４．５。每个试验周期为３０ ａｒｉｎ，其 中，浸入溶液７．５ ａｒｉｎ，在溶液外采用远红外灯照射 ２２．５ ｍｉｎ，试件表面处于干燥状态。试验结束后用 清水冲洗表面，以免残留的腐蚀溶液继续发生腐蚀。 周期浸润腐蚀试验采用ＺＪＦ－７５Ｆ周期浸润腐蚀试验 箱实施。 ３）疲劳试验方法。疲劳试验施加的载荷谱为 随机谱，是按照机翼主梁螺栓孔连接部位的应力谱 折算得到的。一个完整的载荷谱包含１２２９个峰谷 值，相当于８３．７飞行小时。 疲劳试验采用８１０ＭＴＳ液压伺服疲劳试验机在 室温常规环境下进行，加载频率为５ Ｈｚ，加载波形为 正弦波。 维普资讯 http://www.cqvip.com
第４卷第５期 陈群志等：腐蚀对３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ钢结构疲劳寿命的影响 ・９・ ２试验结果分析 ２．１疲劳试验寿命 表１、图２给出了不同腐蚀状况下试件疲劳寿 命的试验结果。 表１ 不同腐蚀状况下试件疲劳试验寿命 Ｔａｂｌｅ １ Ｆａｔｉｇｕｅ ｔｅｓｔｉｎｇ ｌｉｆｅ ｏｆ ｓｐｅｃｉｍｅｎ ｕｎｄｅｒ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ＣＯＩＴＯ— ｓｉｏｎ ｎｎｄｉｔｉｎｎｓ 未腐蚀状预腐蚀 预腐蚀 预腐蚀“腐蚀２．５ ｄ 态常规５ ｄ＋常１０ ｄ＋常１５ ｄ＋常 ＋疲劳” 失坐 疲劳 规疲劳 规疲劳 规疲劳 交替 ≤ 等ｆ／ ３ｌ 靛状 疲劳寿命（飞行小时）／ｈ ａ试件的试验寿命 墨 萼１ 害 餐 ｂ平均寿命Ⅳ５０ 图２不同腐蚀状况下的疲劳试验结果 Ｆｉｇ．２ Ｆａｔｉｕｇｅ ｔｅｓｔｉｎｇ ｒｅｓｕｌｔｓ ｕｎｄｅｒ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ ２．２疲劳试验结果分析 ２．２．１ 预腐蚀对疲劳寿命的影响 图３示出了试件的平均疲劳寿命 。随预腐蚀 预腐蚀时间ｔ／ｄ 图３平均疲劳寿命Ⅳ５。与预腐蚀时间ｔ的关系 Ｆｉｇ．３ Ｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐ ｂｅｔｗｅｅｎ ｍｅａｎ ｆ￣ｉｇｕｅ ｌｉｆｅ Ｎ５ｏ ａｎｄ ｐｒｅ— ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ ｔｉｍｅ 时间的变化情况。不难判断，预腐蚀会引起疲劳寿 命明显降低，而且随着腐蚀时间的增加，疲劳寿命下 降的幅度也随之增加。预腐蚀０、５、１Ｏ、１５天所对应 的平均疲劳寿命Ⅳ 。（或称中值寿命）分别为 １０６９５．０、８８４０．２、８５０７．５、７１３９．６飞行小时。与未 腐蚀状态相比，预腐蚀５、１Ｏ、１５天后， 。分别下降 １７．３％、２０．５％、３３．２％。 假设Ⅳ５。和ｔ之间可以用函数关系式Ｎ５。＝ａ＋ ｂｔ来表示，按照最小二乘法进行拟合，则得到 。＝ １０４４５．４１—２１９．９７８ｔ。拟合相关系数Ｒ＝一０．９６９５， 满足线性相关要求。 ２．２．２ 腐蚀和疲劳交替作用对疲劳寿命的影响 根据表１推算，“腐蚀２．５ｄ＋２０００飞行小时疲 劳”交替作用的疲劳试验寿命比未腐蚀状态下的疲 劳寿命下降了２２．８％。 ３ 结语 １）与未腐蚀状态相比，预腐蚀５、ｌ０、ｌ５天后， 某型飞机机翼主梁模拟件的平均疲劳寿命分别下降 了１７．３％、２０．５％、３３．２％。 ２）在给定的腐蚀环境和疲劳载荷谱作用下， 某型飞机机翼主梁模拟件的平均疲劳寿命 。随预 腐蚀时间ｔ的变化可以用函数关系式 。＝ １０４４５．４１—２１９．９７８ｔ来描述。 ３）与未腐蚀状态相比，腐蚀与疲劳交替作用， 即模拟飞机“停一飞一停”交替过程的平均疲劳寿 命 下降了２２．８％。 （下转第１７页） 维普资讯 http://www.cqvip.com
第４卷第５期 宣卫芳等：小口径弹药筒失效分析 ・１７・ 伤，在其表面、近表面均未发现缺陷。 ２失效分析 １）靶场试验时，出现弹链断裂，弹被卡在炮 膛内，致使药筒表面局部受压损伤、变形，产生 压痕。 ２）在正常情况下，当火炮进行射击时，发射药 图６ １ 药筒的横向显微组织（５００×） 生成的筒内气体压力，使药筒膨胀到药室的直径，然 Ｆｉｇ．６ Ｔｒａｖｅｒｓｉｎｇ ｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｏｆ Ｎｏ．１ ｃａｒｔｒｉｄｇｅ 后与火炮药室内壁紧贴在一起，膛内压力主要由炮 膛承受；表面局部受压损伤、变形的药筒，在压痕处 按ＧＢ／Ｔ １３２９９—１９９９评定，１ 药筒的带状组织 不能紧贴火炮药室内壁，这样药筒损伤部位的膛内 为：１级；２＃药筒的带状组织为：≤１级。 压力就要由药筒承受，而药筒本身无法承受膛内高 按ＧＢ／Ｔ ６３９４—２００２评定，１ 药筒的晶粒度为： 压，致使药筒开裂。 ８．５级一９级；２＃药筒的晶粒度为：９级。 ３）开裂药筒的裂纹起始于压痕处，并向两边 按ＧＢ／Ｔ １０５６１—１９８９评定，各类夹杂物含量见 扩展。 表２。 表２药筒用钢中的夹杂物含量 ３ 结语 Ｔａｂｌｅ ２ Ｃｏｎｔｅｎｔ ｏｆ ｉｎｃｌｕｓｉｏｎｓ ｉｎ ｔｈｅ ｓｔｅｅｌ １）开裂药筒的化学成分、金相组织均未发现异 常，符合技术要求规定。 ２）经磁粉探伤，开裂药筒未开裂处未发现药筒 表面、近表面存在缺陷。 评定结果说明，开裂的药筒和同批药筒的显微 ３）开裂药筒表面的压痕是导致药筒开裂的主 组织均符合技术指标规定要求。 要原因。 １．５磁粉探伤 将１ 药筒未开裂的一半和２ 药筒进行磁粉探 （上接第９页） ４）腐蚀环境的影响会引起３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ高 ［２］ 陈群志，刘文埏，徐晓飞，等．预腐蚀对飞机结构寿命 强度结构钢的疲劳寿命明显降低。因此，在确定腐 影响研究［Ｊ］．固体力学学报，１９９８，１２（１９）：３８—４３． 蚀环境下这类飞机结构疲劳寿命时，需考虑腐蚀的 ［３］ 陈群志．典型飞机结构日历寿命评定方法与延寿技术 影响，并对常规环境下的疲劳定寿结论予以修正。 研究［Ｒ］．沈阳：中国科学院金属研究所博士后研究工 作报告，２００５． 参考文献： ［４］ 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［Ｊ］．装备环境工程，２００７，４（２）： ［１］ 陈群志．腐蚀环境下飞机结构日历寿命技术体系研究 ４７—５Ｏ． ［Ｄ］．北京：北京航空航天大学（博士学位），１９９９．
