飞机铝合金结构连接部位的腐蚀行为

简要阐述了飞机铝合金结构连接部位的腐蚀特点，采用加腐蚀试验方法研究了含有防腐涂层模拟件的腐蚀行为，在试验室条件下再现了服役期间飞机铝合金结构连接部位的腐蚀损伤历程，同时探讨了其腐蚀机理及其影响因素。结果表明，连接部位是飞机铝合金结构的腐蚀薄弱环节，是最容易出现腐蚀活性点和膜下腐蚀的区域，在腐蚀环境下连接部位缝隙处涂层最先出现鼓包和开裂，涂层剥落后金属基体有点蚀坑存在，随着腐蚀时间增加，点蚀向晶间腐蚀发展，最后出现剥蚀。     

钛合金紧固件涂铝技术

钛合金紧固件由于具有重量轻、比强度大、抗疲劳、耐腐蚀等优良综合性能,被广泛应用于现代先进飞机机体结构中.在飞机连接装配中,钛合金紧固件与铝合金材料存在着较高的电位差,若连接部位处理不当,极易产生电位腐蚀,腐蚀严重则会使结构发生失效破坏.因此,解决钛合金紧固件与铝合金结构     

飞机铝合金结构件的腐蚀机理与控制

本文通过对铝合金结构件腐蚀机理的探讨和分析，总结飞机腐蚀的多发部位、分布情况以及所属腐蚀类型，有针对性的提出腐蚀防护与控制的措施和建议，对飞机维修和设计有一定的参考意义。     

腐蚀预损伤铝合金的疲劳行为研究进展

腐蚀损伤是老龄飞机所面临的一个关键问题,是引发裂纹萌生、扩展并导致飞机结构失效的重要原因,对铝合金的疲劳寿命起决定性作用;腐蚀预损伤如何影响铝合金的疲劳行为是建立含腐蚀损伤铝合金疲劳寿命预测方法的基础,是近年来航空界疲劳断裂领域研究的热点和难点.综述了近年来国内外关于腐蚀预损伤铝合金,尤其是在点蚀情况下的疲劳裂纹萌生和...     

沿海飞机铝合金结构件腐蚀与防护

综合作者多年的飞机结构修理工作，分析、归纳了沿 海机场飞机典型腐蚀损伤，得出飞机结构腐蚀主要是环形间隙中未加保护的铝合金表面和间隙中的积水而形成的电化学腐蚀.提出缝隙密封等减少结构腐蚀的制造和使用维护过程中的防腐工艺措施.     

基于腐蚀等级的航空铝合金腐蚀当量关系

以LY12CZ铝合金材料试件为研究对象,以腐蚀等级为度量参数,通过试验室内开展的定级加速腐蚀试验和机场环境下该材料结构腐蚀损伤检查与腐蚀等级评估,得到了LY12CZ铝合金两种环境中腐蚀的当量折算关系系数k=0.95,进而通过该系数得到了机场环境中LY12CZ铝合金腐蚀等级随腐蚀年限的变化规律,通过与飞机LY12CZ铝合金结构机场环境中实际腐蚀损伤检查对比及文献分析,验证了所得当量关系是合理有效的。     

飞机某接头应力腐蚀与防护

针对飞机某接头失效问题进行了研究,通过对裂纹产生原因的分析,确定了接头部位的腐蚀特征;论述了裂纹萌发和扩展的主要机理,并对影响腐蚀的因素进行了探讨;同时提出了切实可行的改进措施,为航空领域同类LD5铝合金部位的防腐提供了可以借鉴的经验。     

LY12CZ铝合金腐蚀疲劳研究进展

综述了LY12CZ铝合金腐蚀疲劳机制及影响疲劳裂纹扩展的因素,探讨了采用加速腐蚀当量折算谱模拟日历腐蚀环境对飞机结构主体材料LY12CZ先做加速腐蚀再进行疲劳试验的方法;并介绍了该方法在计算飞机日历寿命上的最新研究进展和未来的发展方向.      

2A11铝合金/碳钢偶接件在强化自然环境条件下的腐蚀特性

采用户外周期喷淋试验,研究了2A11铝合金与Q235钢组成的偶接件在强化自然环境条件下的腐蚀行为与规律.结果表明:2A11铝合金的偶接部位发生严重腐蚀,腐蚀严重部位主要在距接触边缘5～10mm的范围内;铝合金的腐蚀质量损失随暴露时间的延长而不断增大;电偶腐蚀和缝隙腐蚀并存是铝合金偶接部位腐蚀严重的主要原因,大气环境中沉...     

服役环境条件下飞机结构铝合金材料孔蚀规律研究

对某型退役飞机进行分解检查后发现其结构腐蚀十分严重,以某处不受力的铝合金结构为研究对象,进行细节结构的局部分解、清洗和检测;得到其腐蚀损伤尺寸、形态参数及其分布特性;基于统计分析获得的分布特性参数,考虑飞机结构实际服役过程中的随机性,建立服役环境条件下腐蚀损伤扩展的概率模型,经验证该模型可行。     

2A12铝合金动态腐蚀-疲劳耦合失效机理研究

目的 针对某飞机吊挂结构用2A12铝合金开展预腐蚀后的动态腐蚀-疲劳耦合试验,很快发生断裂行为,寻找失效原因并提出解决措施.方法 利用自制的卧式动态腐蚀-疲劳试验装置,开展2A12铝合金预腐蚀后的腐蚀-疲劳协同试验直至样品断裂.同时,对比开展2A12铝合金腐蚀与疲劳交替试验,分析断口腐蚀形貌、元素含量、价态变化,获得2A12铝合金在两种试验方法下的腐蚀疲劳机理.结果 2A12铝合金主要由铝基体以及弥散分布其中的多种合金强化相组成.当有预裂纹时,2A12铝合金在腐蚀与疲劳交替作用下,很快发生疲劳断裂,且裂纹几乎贯穿整个断面,在整个裂纹附近存在较多的腐蚀产物Al2O3.2A12铝合金在预腐蚀后,基体与其表面的氧化膜之间形成腐蚀电池,初期的点蚀孔快速发展成明显腐蚀坑并产生大量腐蚀产物Al2O3,腐蚀坑底部由于应力集中现象而成为裂纹源,在动态腐蚀-疲劳耦合作用下快速萌生裂纹并呈放射状扩展,很快发生疲劳断裂行为,同时裂纹扩展区无腐蚀产物.结论 2A12铝合金用作飞机吊挂结构件时,必须进行表面防腐处理,避免形成腐蚀坑,减缓吊挂结构发生腐蚀-疲劳断裂进程.     

飞机水平安定面后梁中段失效分析与改进措施

针对飞机水平安定面后梁中段裂纹和腐蚀问题,结合产品设计及制造工艺,采用断口显微分析、金相检验、硬度检测以及能谱分析等方法对该段裂纹形成的原因。结果发现:后梁中段裂纹性质为应力腐蚀裂纹,裂纹断口上存在的氯化物和硫化物为主的腐蚀产物;后梁中段在制造过程中表面防护层均有不同程度破损,LD5合金在富含Cl-的环境中经残余应力及工作应力的综合作用产生了应力腐蚀开裂。针对产生裂纹和腐蚀的各种因素,提出了切实有效的治理措施,将使该型飞机水平安定面后梁中段连接和防护状态更趋完善,保障机体寿命。     

基于有限元理论的飞机蒙皮搭接结构腐蚀红外检测建模分析

飞机蒙皮搭接结构的腐蚀问题直接危害飞机的使用寿命和结构强度,制约飞行安全。由于腐蚀发生位置隐蔽性高,常规无损检测的检测效果不理想。利用有限元分析方法,使用AN-SYS软件模拟检测环境,通过建立飞机蒙皮搭接结构模型,计算模型表面温度场分布。重点从腐蚀面积、腐蚀深度、表面划伤等问题对红外检测技术的可行性进行了分析,为其对蒙皮搭接结构检测的应用提供了理论依据。     

Al-Cu-Li合金在盐溶液中的腐蚀行为以及腐蚀机理研究进展

Al-Cu-Li合金是航天航空工业中重要的轻质结构材料，已成为国产大飞机结构件的关键材料之一。飞行器在海洋等潮湿环境服役时，易受到具有腐蚀性的卤化物阴离子的侵蚀，尤其是在Cl^-离子侵蚀作用下，Al-Cu-Li合金构件表面易出现点蚀、晶间腐蚀和剥落腐蚀现象。Al-Cu-Li合金的局部腐蚀主要归因于合金相与合金基体间存在电势差，进而导致在腐蚀介质中形成微型腐蚀原电池。综述了Al-Cu-Li合金在NaCl溶液中的腐蚀行为以及热处理工艺对合金耐腐蚀性能的影响，重点分析了粗大第二相颗粒和时效析出相对Al-Cu-Li合金腐蚀性能的影响，研究了典型第3代Al-Cu-Li（2A97-T3、2A97-T6、2060-T8和2099-T83）合金以及航空用常规高强铝合金2024-T4在3种不同浓度NaCl溶液中的侵蚀行为以及在质量分数3.5%NaCl溶液中的电化学行为。综合分析各试样的微观腐蚀形貌、腐蚀电化学参数以及腐蚀程度，最终得出各试样的耐腐蚀性能由强至弱为：2A97-T3>2A97-T6>2024-T4>2060-T8>2099-T83。最后揭示了Al-Cu-Li合金在腐蚀介质中的腐蚀机理，总结了在海洋环境下铝合金的防腐措施。本文为后续Al-Cu-Li合金防腐性能的发展和飞机耐腐蚀性能的提升提供了参考。     

7B04铝合金及其螺接件的微观腐蚀机制及耐久性研究

目的 以飞机结构用7B04高强铝合金及其螺接件为实验对象,通过室内加速腐蚀试验模拟试样在南海海洋大气环境中的环境损伤,并深入分析其微观腐蚀机制与疲劳性能的内在联系。方法 通过数码相机、3D共聚焦显微镜、扫描电子显微镜等手段,研究模拟南海海洋大气环境下7B04铝合金及其螺接件的宏观/微观腐蚀特征,并借助疲劳测试分析经不同腐蚀周期后铝合金试样及螺接件的疲劳寿命。结果 铝合金及其螺接件经室内加速腐蚀试验后发生的腐蚀行为出现了明显差异,7B04铝合金试样表面发生的腐蚀行为以点蚀为主,而螺接件的腐蚀行为更加复杂。其中,远离螺接区域的暴露区的腐蚀情况与铝合金试样一致,在螺接区域发生了明显的缝隙腐蚀。此外,铝合金试样及螺接件随腐蚀周期变化的劣化规律也有所不同,腐蚀使得试样的疲劳性能均不同程度地下降。7B04铝合金疲劳寿命的递减趋势相对平缓,而螺接件在腐蚀进行到第2周期时其疲劳寿命就已降至原始寿命的一半,在腐蚀进行到第4周期时,螺接件的力学性能基本丧失。结论 经腐蚀后,铝合金试样出现了点蚀,且随着时间的延长出现了均匀腐蚀的趋势,疲劳寿命的递减趋势相对平缓。尽管螺接件的过渡区发生了严重腐蚀,但缝隙区诱发的局部腐蚀导致螺接件的受力面积减小,这是造成其疲劳寿命急剧衰减的首要因素。     

激光焊接技术在飞机结构损伤抢修中的应用

针对目前军用飞机铝合金结构件损伤抢修技术的弊端,提出采用激光焊接技术修复损伤的结构件,通过对Al 3Mg 0.5Sc合金和2A12(LY12)合金的焊接性能的试验研究表明:Al 3Mg 0.5Sc焊缝处的性能优于2A12的性能,Al 3Mg 0.5Sc与2A12激光对焊焊缝晶粒明显细化,显微硬度与基体硬度、抗拉强度与铆接强度均相当,Al 3Mg 0.5Sc合金可应用于飞机结构件的修复。     

胞外聚合物对飞机油箱2024铝合金腐蚀行为影响

目的 探究飞机油箱内有积水存在的环境中硫酸盐还原菌分泌的胞外聚合物（EPS）对飞机油箱2024铝合金腐蚀行为的影响,为飞机油箱中微生物腐蚀与防护提供理论依据。方法 针对航煤中微生物滋生导致飞机油箱材料2024铝合金腐蚀失效的问题,通过傅里叶红外光谱（FT-IR）分析EPS的组成,并利用电感耦合等离子体发射光谱仪（ICP-MS）分析金属离子含量,采用表面分析法和电化学法研究了硫酸盐还原菌EPS在模拟飞机油箱积水环境中诱导飞机油箱2024铝合金的腐蚀行为。结果 与无EPS添加的介质条件相比,在相同的试验条件下,EPS导致航煤积水模拟溶液中的2024铝合金腐蚀电流密度减小,腐蚀产物膜呈疏松多孔的形貌,腐蚀形貌以点蚀为主。试验结束时,2024铝合金在EPS质量浓度为200 mg/L的模拟溶液中腐蚀速率大致为无EPS添加的模拟溶液中的1/10。当溶液中EPS质量浓度为100 mg/L和200 mg/L时,尽管EPS与Al3+络合产生的EPS-金属络合物会促进2024铝合金试样阳极溶解速度,但起主要影响的是抑制溶解氧扩散减缓阴极吸氧反应,抑制腐蚀的效果与EPS浓度仍成正比。结论 航煤积水模拟溶液中...     

喷丸对预腐蚀后铝合金疲劳性能的影响

目的分析喷丸对铝合金腐蚀损伤构件疲劳性能的影响,为飞机构件的维修提供有效指导。方法以未喷丸、三面喷丸、三面喷丸腐蚀后再三面喷丸3类不同表面状态的7075铝合金试样为研究对象,改变Na Cl溶液质量分数、时间、温度,获得两种程度不同的腐蚀损伤,通过疲劳寿命、断裂位置、断口形貌,分析表面喷丸状态对铝合金疲劳性能的影响。结果腐蚀损伤较轻时,喷丸试样的疲劳寿命为未喷丸试样的7.84倍,喷丸试样腐蚀后若再喷丸处理,疲劳寿命是不再喷丸试样的1.62倍。未喷丸试样的断裂位置位于截面突变颈部区域,另两类喷丸试样的断裂位置则在夹持段前端。未喷丸试样的裂纹在断口表面的边缘位置形成,喷丸试样的中心区域形成光滑平整的稳态扩展区。腐蚀损伤严重时,喷丸处理仍然会提高铝合金的疲劳寿命,但3类不同表面状态试样的疲劳寿命差距会缩小;从试样断裂位置、断口形貌看,3类试样的差异也会弱化。结论铝合金腐蚀损伤件若腐蚀前进行表面先喷丸处理,疲劳性能会有明显提升;若腐蚀后再喷丸处理,疲劳性能还会进一步提升;喷丸处理还会削弱铝合金外形截面突变处的应力集中,抑制疲劳裂纹在构件表面的萌生及延伸。     

7050铝合金搅拌摩擦焊接头腐蚀行为分析

7050高强铝合金被广泛应用于飞机的承力构件、火箭舱段、导弹、飞船等空间载荷承力结构的制备.航空航天飞行器服役环境恶劣（雷电、雨水、辐射、除冰液等）,对腐蚀性能特别是应力腐蚀开裂性能有较高的要求,然而高强铝合金FSW接头在特定服役环境下的接头性能数据包括腐蚀性能尚不完善.基于此,文中重点研究不同焊接热输入对接头腐蚀行为的影响.采用晶间腐蚀、四点弯曲应力腐蚀试验,选择不同的加载应力,揭示高强铝合金腐蚀行为.结果表明,高强铝合金应力腐蚀敏感性强,不论是优化焊接参数,还是改变热输入,单纯通过焊接过程本身控制很难改善应力腐蚀敏感性.