飛機(jī)典型結(jié)構(gòu)腐蝕損傷容限評(píng)定方法研究.pdf

1、本文結(jié)合典型飛機(jī)平尾大軸發(fā)生的一系列腐蝕問題，著重圍繞典型飛機(jī)內(nèi)腔結(jié)構(gòu)的腐蝕原因和機(jī)理、加速腐蝕試驗(yàn)方法、腐蝕損傷的概率分布特性及其發(fā)展規(guī)律、腐蝕對(duì)疲勞壽命的影響以及腐蝕損傷容限的評(píng)定方法等一系列關(guān)鍵技術(shù)問題開展了較為系統(tǒng)的研究，取得了較重要進(jìn)展和技術(shù)突破，主要?jiǎng)?chuàng)新點(diǎn)如下： 1)首次發(fā)現(xiàn)內(nèi)腔結(jié)構(gòu)涂層下金屬母材存在絲狀腐蝕現(xiàn)象，在焊接縫周圍金屬母材同時(shí)存在應(yīng)力腐蝕和絲狀腐蝕損傷特征，在腐蝕環(huán)境下表面防腐涂層破壞后，隨著腐蝕時(shí)間的

2、增加應(yīng)力腐蝕損傷會(huì)不斷發(fā)展，在疲勞載荷作用下在應(yīng)力腐蝕損傷嚴(yán)重的局部位置就會(huì)萌生疲勞裂紋，最后導(dǎo)致斷裂，從而進(jìn)一步揭示了現(xiàn)役飛機(jī)典型內(nèi)腔腐蝕的機(jī)理。 2)針對(duì)典型飛機(jī)內(nèi)腔結(jié)構(gòu)的局部環(huán)境和腐蝕特點(diǎn)，提出了對(duì)應(yīng)的加速腐蝕試驗(yàn)方法，建立了加速腐蝕環(huán)境譜。試驗(yàn)結(jié)果表明，該環(huán)境譜及加速腐蝕試驗(yàn)方法能夠在適當(dāng)?shù)脑囼?yàn)周期內(nèi)較好地再現(xiàn)了內(nèi)腔結(jié)構(gòu)失效的特征與過程，為研究?jī)?nèi)腔結(jié)構(gòu)的腐蝕過程以及評(píng)定涂層體系的抗腐蝕品質(zhì)和使用壽命提供了試驗(yàn)方法。

3、 3)采用周期浸潤(rùn)腐蝕試驗(yàn)的方法對(duì)30CrMnSiNi2A低合金高強(qiáng)鋼進(jìn)行加速腐蝕試驗(yàn)研究，測(cè)得兩組不同時(shí)間腐蝕后試件的腐蝕深度，并分別按照Gumbel、正態(tài)、對(duì)數(shù)正態(tài)和威布爾分布四種分布類型對(duì)30CrMnSiNi2A鋼的最大腐蝕深度概率分布進(jìn)行了假設(shè)檢驗(yàn)。結(jié)果表明，最大腐蝕深度更接近正態(tài)分布，從而為確定30CrMnSiNi2A鋼的腐蝕損傷的規(guī)律分布提供了依據(jù)。 4)在對(duì)不同時(shí)間預(yù)腐蝕后典型結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析的基礎(chǔ)上，

4、得出了腐蝕損傷影響修正系數(shù)。首次提出了通過對(duì)未腐蝕狀態(tài)的常規(guī)疲勞S～N曲線進(jìn)行修正來獲得不同腐蝕狀態(tài)下的疲勞S～N曲線簇的方法。采用一組模擬件預(yù)腐蝕后的疲勞試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證的結(jié)果表明，根據(jù)腐蝕狀態(tài)下疲勞S～N曲線簇得到的計(jì)算壽命與平均試驗(yàn)壽命基本吻合。 5)給出了腐蝕損傷容限的定義和表征方法，提出了通過對(duì)腐蝕損傷的內(nèi)窺鏡圖像對(duì)比近似確定腐蝕損傷程度的工程方法，建立了腐蝕損傷圖像和疲勞壽命之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系，為確定典型飛機(jī)內(nèi)腔結(jié)構(gòu)的腐蝕