航空结构材料腐蚀13

目前的40CrNi2Si2MoVA(或称300M)钢与其他超高强度钢相比，虽 然强度高，但韧性并没有增加，因此临界裂纹尺寸更小，损伤容限 更低，且抗应力腐蚀和氢脆性能也未改善，不推荐用于海军飞机结 构件。
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T0—固溶热处理后经自然时效再通过冷加工的状态 T1—由高温成形过程冷却，然后自然时效至基本稳定状态 T2—由高温成形过程冷却，经冷加工后自然时效至基本稳定状态 T3—固溶处理后进行冷加工，再经自然时效至基本稳定状态 T4—固溶处理后不经冷加工，只经自然时效至基本稳定状态 T5—由高温成形过程冷却，然后人工时效的状态 T6—固溶处理后再人工时效的稳定状态 T7—固溶处理后进行过时效的状态 T8—固溶处理后经冷加工，然后人工时效的状态 T9—固溶处理后经人工时效，然后冷加工的状志 T10—高温成型后进行冷加工，然后人工时效的状态
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(2)异金属接触相容性设计 按腐蚀电极电位将金属材料划分为四种类型。 当两种不同的金属材料相接触，如果存在电解质，则因 电偶的作用，电位低的结构就会受到加速腐蚀。两类金属的 电位相差越大，低电位的金属被加速腐蚀的倾向越大。
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控制电偶腐蚀设计原则： 1)用同种金属或电位差小的金属连接； 2)阴极性零件镀一层与阳极性零件相容的镀层，如钛合金螺栓表 面离子镀铝后与铝合金结构连接； 3)在两金属之间垫不吸水的非金属（如聚四氟乙烯）垫圈、衬垫 或涂覆密封胶； 4)电解液隔离，如定期或不定期地在需保护的表面上喷洒薄膜或 厚膜缓蚀剂，或涂漆或密封剂；
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不同金属材料和镀层相互接触时的电偶腐蚀等级。 0级—不引起电偶腐蚀（可安全使用）； 1级—引起电偶腐蚀，但影响不严重（多数场合下可使用，热 带海洋条件除外）； 2级—引起严重电偶腐蚀（在人工调节的干燥室内或设备密封 良好条件下可使用）。 l级接触偶，在接触部位或不活动零件接触部分涂油。 2级接触偶，必须用绝缘垫将金属隔离；如要导电，应另选一 种与这两种材料电偶腐蚀敏感性低的金属作为镀层或中间垫片。 超出所列范围的金属材料，尽量选电位差小的（电位差不大于 0.25V）不同材料作接触偶。 控制碳纤维复合材料与金属间的电偶腐蚀，可涂环氧底漆和聚 氨酯瓷漆、玻璃纤维-环氧绝缘保护层、嵌缝密封处理。
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(4)耐蚀材料的恰当选用。 早期飞机采用当时耐蚀性相当好的材料，蒙皮普遍采用包
铝板，但几十年来情况发生了重大的变化。 高强度结构材料的研究使用进展迅速，高强度铝合金、高
强度钢、镁合金和钛合金的应用，使飞机的结构效率提高，飞 机性能更好，带来了两个问题。
一是高强度材料是以添加强化元素，减少耐蚀元素来达到 的，所以往往提高强度的同时降低了材料本身的抗蚀能力；
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3 航空飞行器的防腐蚀设计 ①防腐蚀结构设计； ②异类金属接触相容性设计； ③应力作用下腐蚀的控制设计； ④耐蚀材料的恰当选用； ⑤防护涂层的合理选择； ⑥加工过程的精心控制等。
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(l)防腐蚀结构设计。 1)进行结构密封，防水； 2)通风结构（通风气窗、通风口盖），排出潮湿空气； 3)结构外形设计，防水进入缝隙凹槽； 4)在易凝露、进水部位，设计导流槽和必要的排水孔将水分 汇集到排水处及时排除（见图）； 5)在易凝露表面上喷洒憎水防锈缓蚀剂； 6)安排各部位材料的保护体系。
选材后还要试验吗？
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3)防护层和防护体系的选用 要求施加过程对基材不产生不良影响。如电镀引起高强度钢 的氢脆，航标规定抗拉强度大于1380MPa的钢零件，严禁镀镉、 镀锌，而应选用镉-钛镀层、磷化处理、真空离子镀铝等。 4)注意无机涂镀层或有机涂层的底层、中间层和面层及其 所接触零件间的相容性。 对飞机所有外部或内部侵蚀性环境易到达的连接点和缝隙， 各种舱门、口盖、流线型结构等，应按规定采用合理的结构密 封措施，防止雨水和各种腐蚀介质的进入。
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5)使连接部分中阳极性零件面积明显大于阴极性零件面积； 6)金属螺钉或螺栓与零件接触面涂敷密封胶或涂料，在连接面密封。
GJB1720-93《异种金属的腐蚀与防护》中提供了在海水、海洋大 气和工业大气中相连接的20类金属或合金相容性与否的全面数据，供 防腐蚀设计人员参考。
对不相容的连接，采用施加保护层、绝缘密封等措施。
控制腐蚀的技术途径：从对飞机结构的完整性、可靠性、稳 定性、耐久性、适应性及维修性等影响展开， 其中防腐蚀设计对 飞机结构的腐蚀控制最为重要。
发达国家对飞机防腐蚀设计提出了高要求。美国军机在研制 F-15时就确定飞机使用10a无需因腐蚀损伤而进厂维修；
波音对民机的设计目标定位为20a使用期中无重要腐蚀损伤。 《腐蚀预防与控制大纲》(Corrosion Prevention and Control Program，CPCP )等文件中作了具体的规定。
“精心设计、精心施工、精心维护”。 飞机腐蚀控制贯穿于飞机设计、制造、使用、维护和维修的全 过程，
还需注意在产品封存、装配、使用、维护和维修过程中的腐 蚀控制。
维修过程应看成是再制造过程，必须严格按防腐蚀设计的原则 进行维修。对于承受疲劳载荷和损伤容限重要和关键零部件及容易 产生腐蚀的部位，须定期和不定期地检查腐蚀损伤与开裂程度，确 保将腐蚀损伤控制在安全使用的范围内。
T状态代号后再加第四位或第五位或第六位数字则表示经过不同的消除应力处理的状态
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②选用国内外机型多年使用的成熟材料，而不选用多次出现 故障，造成事故的耐蚀性差的材料； ③推荐选用耐蚀性能好、比强度高的钛合金，减少或不再选 用耐蚀性差的镁合金； ④承受高载荷的或重要的结构件，应选用对应力腐蚀、氢脆 和腐蚀疲劳敏感性小的高强度材料。
当选择这些材料时，要注意下述原则： ①摒弃单纯追求强度的传统选材原则，采用全面综合（强度、 断裂韧性、耐蚀性、经济性、可靠性等）的选材原则，如高强度 铝合金LC9，宁可选用其强度下降l0%-15%，而抗晶间腐蚀、剥蚀 和应力腐蚀的T73，T76状态，不采用耐蚀性能相反的T6状态；
还有AMl00高强钢已成功用做F-22飞机的起落架。用于海军飞机， 特别是舰载飞机起落架的材料比一般飞机起落架材料有更高要求， 即要求强度高，韧性更好，耐腐蚀和氢脆性能更好。
T状态代号后面第二位数字表示经明显改变合金特性（如力学性能、耐腐蚀性能）的特定 工艺处理后的状态，例如 T42—自O或F状态固溶处理后自然时效至充分稳定的状态 T62—自O或F状态固溶处理后再进行人工时效的状态 T73—固溶处理后再过时效以达到规定力学性能和耐应力腐蚀性能指标的状态 T74—与T73状态定义相同，其抗拉强度大于T73状态但小于T76状态 T76—与T73状态定义相同，其抗拉强度分别高于T73、T,74状态，耐应力腐蚀断裂性能分别 低于T73、 T74状态，但其抗剥落性能较好。 T81—固溶处理后经，经1%左右的冷加工变形以提高强度．然后进行人工时效的状态 T87—适用于固溶处理后，经7％左右的冷加工变形以提高强度，然后进行人工时效的状态
二是材料强度越高，所设计的结构更精细、更薄，一旦腐 蚀损伤，后果也更显著。
近代飞机性能（速率、高度、机动性等）不断提高，军用 飞机值勤范围不断扩大，飞机种类（战斗机、舰载机、水上飞 机等）增加，所以对飞机上所用材料耐环境侵蚀抗力的要求也 更加突出。
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钢、铝、镁、铜、钛合金和碳纤维增强的树脂基复合材料是 近代飞机上常见材料，但是其抗蚀性差异很大。
(3)蒙皮与桁条﹑隔框连接处，没有做接合面密封和填角密封， 内部冷凝水和污物会从紧固件与蒙皮间的缝隙渗出，对蒙皮形成 腐蚀环境，产生腐蚀。蒙皮对缝处的密封胶产生损伤后没有及时修复 或采取处理措施，致使缝处积存冷凝水和污物，形成腐蚀环境。
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2．飞机结构的腐蚀控制 污染的潮湿空气及冷凝水等在飞机结构表面形成水膜，发生电 化学腐蚀：点蚀、缝隙腐蚀、晶间腐蚀、剥蚀、丝状腐蚀、电偶 腐蚀、应力腐蚀、腐蚀疲劳、氢脆和微动腐蚀等。 材料的自身耐蚀性、飞机设计、制造工艺、使用、维护、维修 及服役环境等
降解和交联对高分子的性能有很大影响。降解使高分子分子量 下降，材料变软发粘，抗拉强度和模量降低；交联使高分子材料变 硬变脆，伸长率下降。
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物理老化不涉及分子结构 改变，是物理作用发生的可逆 性变化。如有些高分子材料受 潮后绝缘性能下降，干燥后可 以恢复，当然也有不能恢复的 情况。
按生物老化、大气老化、 光老化、光氧老化、热老化、 热氧老化、湿热老化、臭氧老 化等类型，还有化学试剂对于 高分子的破坏作用等进行分类。
人们在实践中，形成了一套科学可靠的防腐蚀涂镀层体系。
图13. 16给出了波音767飞机的防腐控制用有机涂层情况。
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(6)加工过程的精心控制。控制加工过程不损伤材料固有的耐蚀 性，确保加工制造过程质量。加工工艺及材料必须是不会对结构带 来腐蚀隐患。
表面划伤、残余拉应力、表面渗氢、表面氧化和低熔点金属的 污染等都可以破坏表面完整性，降低材料的抗腐蚀性能，如应力腐 蚀门槛值的降低，加速材料应力腐蚀开裂，加速腐蚀疲劳断裂，导 致飞机结构提前失效。
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4 高分子材料的腐蚀老化
树脂基复合材料，有机玻璃、有机涂层、橡胶轮胎等。 由于环境因素的影响，高分子材料出现失效破坏性能下降的现 象，及发生老化腐蚀失效的现象。 1） 高分子材料的老化特点与形式 化学老化和物理老化。 化学老化是一种不可逆的化学反应，是分子结构变化的结果， 如塑料的脆化，橡胶龟裂，纤维的变黄等。 化学老化可分为降解和交联两类。 降解是高分子受紫外线、热、机械力等的作用而发生分子链断 裂； 交联是高分子碳－氢键断裂，产生的高分子自由基相互结合， 形成网状结构。
飞机无论在机场停放还是飞行均遭到腐蚀破坏，因此研究 腐蚀（地面停放时所发生）和疲劳（飞行中产生）的非同步交 互影响，“先腐蚀一再疲劳”的互相促进，互相叠加作用，引 起人们的极大关注。
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例如飞机货舱底部蒙皮外表面腐蚀的原因
(1) 飞机长期处在工业大气和海洋大气环境中，蒙皮，特别是蒙 皮对缝处，大量沉积硫酸根离子和氯离子破坏表面涂层，腐蚀金属。
碳纤维树脂基复合材料 要避免什么腐蚀？
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(3)防应力作用下腐蚀的设计 应力腐蚀或腐蚀疲劳破坏特点 1)隔离环境介质。 2)选材 对应力腐蚀不敏感或抗腐蚀疲劳性能优异的合金。 3)消除残余拉应力，引入压应力处理的措施，如喷丸强化、孔 挤压强化、干涉配合等。 4)设计工作应力应小于应力腐蚀门槛值（或临界值）σSCC。对 存在裂纹等缺陷的构件，设计应力强度因子KI应小于应力腐蚀门槛应力强度因子KISCC，处在不出现应力腐蚀的安全区，且视零部件在 飞机上所处位臵和重要程度，给予安全系数。同时，充分重视在机 加工、成型、焊接、铆接、热处理、表面处理和装配等工艺中引入 的残余应力的影响，应将各种残余应力计入设计应力之中。 5)控制装配应力。
(2) 喷漆前，局部表面清洁不彻底，降低了涂层对基体金属的附 着力，表面局部脱漆。
紧固件孔周围区域的丝状腐蚀发展到严重程度后，涂层脱落，形 成以紧固件孔为中心的蒙皮表面腐蚀。
涂层本来是预防和控制飞机结构腐蚀的有效措施。是防止航空器 结构腐蚀的一道防线。涂层受到损伤或脱落，不及时修复或采取修理 措施，裸露出的基体金属在腐蚀介质中就会产生腐蚀。
航空航天结构材料
— 材料腐蚀与防护部分 朱立群
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四、飞机机体结构的腐蚀与控制
1．飞机机体结构的腐蚀 不同部位具体或细节环境不同，可能发生的腐蚀类型也不同。 表13.4列出了飞机机体（以铝合金为主要结构材料机体）不同 具体部位可能发生的腐蚀类型和产生的原因。
一架波音 747-400 飞机，有 600 万多个零部件，其中半数是紧固件
蒙皮
隔框
桁条
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被腐蚀的铝 合金表面
维修中的复合材料发 动机罩
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787 飞机 静力试验 中断裂的 复合材料
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பைடு நூலகம் 6
图13. 10～ 图13. 14典型 的腐蚀事例。
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腐蚀对飞机结构完整性的影响有： ①直接影响——直接损失，影响强度和断裂韧性，降低结构完 整性； ②静载荷和腐蚀的协同作用，应力腐蚀和氢脆开裂，破坏结构 的强度，导致飞机构件失效； ③动载荷和腐蚀的联合作用导致的腐蚀疲劳或微动腐蚀，加速 结构提前失效。