拉壓疲勞載荷對(duì)地面停放腐蝕影響系數(shù)的影響研究

楊曉華，劉學(xué)君，張?zhí)┓?/p>

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拉壓疲勞載荷對(duì)地面停放腐蝕影響系數(shù)的影響研究

楊曉華，劉學(xué)君，張?zhí)┓?/p>

（海軍航空工程學(xué)院 青島校區(qū) 航空機(jī)械系，山東 青島，266041）

目的研究拉壓疲勞載荷對(duì)地面停放腐蝕影響系數(shù)的影響。方法首先編制加速腐蝕試驗(yàn)環(huán)境譜進(jìn)行預(yù)腐蝕試驗(yàn)，隨后對(duì)預(yù)腐蝕后的試驗(yàn)件加載拉壓疲勞載荷進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，最后對(duì)預(yù)腐蝕疲勞試驗(yàn)得到的壽命進(jìn)行數(shù)據(jù)分析。結(jié)果疲勞載荷無(wú)論是拉還是壓，都不能改變預(yù)腐蝕后的疲勞試驗(yàn)壽命服從對(duì)數(shù)正態(tài)分布的性質(zhì)，但是疲勞載荷以拉為主的機(jī)翼下壁板試驗(yàn)件預(yù)腐蝕后，疲勞壽命的分散性隨試驗(yàn)壽命的降低而降低，而疲勞載荷以壓為主的機(jī)翼上壁板結(jié)構(gòu)模擬件預(yù)腐蝕后，疲勞壽命的分散性基本不變。結(jié)論疲勞載荷以壓為主的機(jī)翼上壁板結(jié)構(gòu)模擬件的地面停放腐蝕影響系數(shù)不隨腐蝕年限的增加而變化，而疲勞載荷以拉為主的機(jī)翼下壁板試驗(yàn)件的地面停放腐蝕影響系數(shù)隨腐蝕年限的增加而顯著降低。

當(dāng)量環(huán)境譜；腐蝕試驗(yàn)；疲勞試驗(yàn)；統(tǒng)計(jì)檢驗(yàn)

在飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命研究中，地面停放時(shí)間遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于空中飛行時(shí)間，故地面停放時(shí)環(huán)境的腐蝕對(duì)結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的影響較為嚴(yán)重，因此，地面停放腐蝕影響系數(shù)（）的試驗(yàn)研究尤為重要[1—4]。地面停放腐蝕影響系數(shù)被定義為疲勞關(guān)鍵件預(yù)腐蝕年后的疲勞壽命N與關(guān)鍵件無(wú)腐蝕時(shí)的疲勞壽命0之比，它是建立飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)日歷壽命體系的關(guān)鍵[5—8]。合理編制加速腐蝕試驗(yàn)環(huán)境譜是預(yù)腐蝕試驗(yàn)的基礎(chǔ)。陳群志針對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)典型環(huán)境腐蝕當(dāng)量關(guān)系進(jìn)行了研究[9]。楊曉華等基于加速腐蝕當(dāng)量關(guān)系，編制了某型飛機(jī)用加速腐蝕試驗(yàn)環(huán)境譜[10]。基于預(yù)腐蝕疲勞試驗(yàn)，確定隨腐蝕年限（）變化規(guī)律（-曲線）是確定地面停放腐蝕影響系數(shù)的有效方法。賀小帆等在研究曲線后指出在近似譜和等幅譜的作用下曲線的參數(shù)無(wú)顯著差異[11—12]。文中通過(guò)預(yù)腐蝕試驗(yàn)與其后的疲勞試驗(yàn)，研究拉壓載荷對(duì)地面停放腐蝕影響系數(shù)的影響，力圖減少日歷壽命研究中的試驗(yàn)工作量。

1 試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)件

通常機(jī)翼結(jié)構(gòu)的上壁板以承受壓力為主，而下壁板則相反。文中選取某型機(jī)中外翼上緣條與過(guò)渡接頭連接區(qū)（以下簡(jiǎn)稱(chēng)模擬件1）和中外翼下緣條與過(guò)渡接頭連接區(qū)（以下簡(jiǎn)稱(chēng)模擬件2）為研究對(duì)象，并制成相應(yīng)的結(jié)構(gòu)模擬件。模擬件1，2的幾何尺寸如圖1所示，材料為1161T，1973T2和1933T3等三種俄進(jìn)口鋁材料。

1.2 當(dāng)量加速腐蝕試驗(yàn)

該型機(jī)的服役地區(qū)為沿海工業(yè)發(fā)達(dá)地區(qū)，高溫、潮濕、鹽霧和工業(yè)污染為該地區(qū)的主要環(huán)境特征，采用周期浸潤(rùn)腐蝕試驗(yàn)方法，分別按圖2表示的當(dāng)量加速譜對(duì)模擬件分組進(jìn)行當(dāng)量加速0，5，10，15，20，25 a預(yù)腐蝕試驗(yàn)。模擬件在當(dāng)量加速譜加速腐蝕1個(gè)周期相當(dāng)于在外場(chǎng)環(huán)境服役1年[6—7]。

1.3 腐蝕后的疲勞試驗(yàn)

試驗(yàn)譜以1000次飛行為一塊。在1 000次飛行中以單個(gè)飛行起落編排成飛-續(xù)-飛譜施加，以便更好地模擬地空地載荷。模擬件1和2的原始譜中共有26 729個(gè)循環(huán)，為了縮短試驗(yàn)時(shí)間按等損傷的原則將譜中的小載荷向高載荷簡(jiǎn)化，簡(jiǎn)化后的載荷譜共有66個(gè)標(biāo)志不同飛行階段的譜段。兩個(gè)試驗(yàn)件的總循環(huán)數(shù)分別為5 130和5 158個(gè)循環(huán)，有效地縮短了試驗(yàn)時(shí)間。圖3為載荷譜的一個(gè)片段。疲勞試驗(yàn)在MTS810電液伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行，加載波形為正弦波，加載控制方式為Force控制。

1.4 試驗(yàn)結(jié)果

文中結(jié)構(gòu)過(guò)渡區(qū)連接件采用螺栓連接，連接區(qū)域存有間隙，加速腐蝕試驗(yàn)過(guò)程中，溶液會(huì)滲入螺栓和孔壁縫隙，造成螺栓和孔壁的電化學(xué)腐蝕，但不同年限預(yù)腐蝕后的疲勞破壞形式仍然都是孔邊角裂紋。疲勞試驗(yàn)的結(jié)果見(jiàn)表1。

表1 疲勞試驗(yàn)結(jié)果

2 疲勞試驗(yàn)結(jié)果的統(tǒng)計(jì)分析

2.1 試驗(yàn)結(jié)果的正態(tài)分布檢驗(yàn)

利用SPSS統(tǒng)計(jì)軟件中的Explore功能進(jìn)行正態(tài)分布檢驗(yàn)。表2和表3分別為模擬件1和模擬件2在加速腐蝕0，5，10，15，20，25 a后的疲勞試驗(yàn)結(jié)果Kolmogorov-Smirnov(a)和Shapiro-Wilk對(duì)數(shù)正態(tài)分布的檢驗(yàn)表。

表2 模擬件1的正態(tài)分布檢驗(yàn)

表3 模擬件2的正態(tài)分布檢驗(yàn)

2.2 試驗(yàn)均值的顯著性檢驗(yàn)

利用SPSS統(tǒng)計(jì)軟件中的Compare means- Independent-Samples T Test功能進(jìn)行樣本的顯著性檢驗(yàn)，模擬件1和2的檢驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表4和表5。

表4 模擬件1試驗(yàn)均值的顯著性檢驗(yàn)

表5 模擬件2試驗(yàn)均值的顯著性檢驗(yàn)

3 結(jié)論

1）由表2和表3可知，試驗(yàn)結(jié)果的Kolmogorov- Smirnov(a)、Shapiro-Wilk檢驗(yàn)其值均大于0.1，故接受0，即認(rèn)為預(yù)腐蝕前后的疲勞試驗(yàn)結(jié)果均服從對(duì)數(shù)正態(tài)分布，無(wú)論其是以壓載荷為主還是以拉載荷為主。

2）通常預(yù)腐蝕可能增加疲勞試驗(yàn)結(jié)果的分散性，而疲勞壽命的降低又使得分散性降低，因此試驗(yàn)結(jié)果分散性的增加或降低取決于兩者斗爭(zhēng)的結(jié)果。以壓載荷為主的模擬件1的疲勞試驗(yàn)結(jié)果的分散性并無(wú)顯著的變化，而以拉載荷為主的模擬件2由于其疲勞壽命顯著降低使得預(yù)腐蝕后的疲勞試驗(yàn)結(jié)果分散性降低。

3）表4為以壓載荷為主的模擬件1的均值顯著性檢驗(yàn)。方差齊性檢驗(yàn)為方差齊（≥0.1），均值顯著性檢驗(yàn)都在接受域內(nèi)（≥0.1）。因此在確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命的研究中可以不考慮地面腐蝕環(huán)境對(duì)以壓載荷為主的機(jī)體壁板疲勞壽命的影響。

4）表5為以拉載荷為主的模擬件2的均值顯著性檢驗(yàn)。除0年和5年的方差檢驗(yàn)不齊外（≤0.05），其余檢驗(yàn)結(jié)果均為方差齊，同樣除0年和5年的顯著性檢驗(yàn)在接受域內(nèi)（=0.123≥0.1），其余均為拒絕（≤0.05）。盡管預(yù)腐蝕0年和5年后的疲勞試驗(yàn)均值無(wú)顯著差異，但是檢驗(yàn)的特點(diǎn)是接受是相對(duì)的拒絕是絕對(duì)的，這里不能無(wú)視0年和5年的均值相差為105.877 6-105.678 9=276 977循環(huán)，相當(dāng)于53.7×103飛行起落。因此在確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命的研究中，必須考慮地面停放腐蝕環(huán)境對(duì)以拉載荷為主的機(jī)翼下壁板疲勞壽命的影響。文中根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果擬合得到的以拉為主的某型機(jī)中外翼下緣條與過(guò)渡接頭連接區(qū)接頭的曲線為：

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Influences of Pull and Press Fatigue Load the Corrosion Coefficient of Parking on the Ground

YANG Xiao-hua, LIU Xue-jun, ZHANG Tai-feng

(Machinery Department of Aerospace, Qingdao Branch of Naval Aeronautical Engineering Academy, Qingdao 266041, China)

Objective To study the influences of pull and press fatigue load on corrosion coefficient of parking on the ground. Methods Firstly, the accelerated corrosion test environment spectrum was drawn up to carry out pre-corrosion test. Secondly, a fatigue test of pre-corrosion specimens was done by applying pull and press fatigue loads. Finally, the fatigue life of pre corrosion fatigue test was analyzed. Results The fatigue life always followed the logarithmic normal distribution after pre-corrosion for pull fatigue load and press fatigue load. But the scatter of fatigue life for wing down-panels reduced with the decrease of fatigue life, and the scatter of fatigue life for the wing up-panels did not change. Conclusion The coefficient of the wing up-panels test sample does not change with the increase of the corrosion calendar life. But, the coefficient of the wing down-panels test sample descends with the increase of the corrosion calendar life..

equivalent environment spectrum; corrosion test; fatigue test; statistical test

10.7643/ issn.1672-9242.2017.03.003

TJ85；TG111.8；TB114.3

A

1672-9242(2017)03-0014-04

2016-12-21；

2017-01-15

總裝十二五預(yù)研項(xiàng)目（143092015）

楊曉華（1964—），男，江蘇啟東人，博士，教授，主要研究方向?yàn)轱w機(jī)結(jié)構(gòu)壽命評(píng)定及結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞。