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新型航空铝合金包铝层防腐有效期的确定

2022-02-17 来源:好走旅游网
装备环境工程 第7卷第6期 ・196・ EQUIPMENT ENVIRONMENTAL ENGINEERING 2010年12月 新型航空铝合金包铝层防腐有效期的确定 张丹峰,陈跃良,谭晓明,孙福娟 (海军航空工程学院青岛分院,山东青岛266041) 摘要:海洋环境下飞机结构腐蚀严重,合理确定铝合金包铝层防腐有效期,对于飞机El历寿命评估十分 重要。根据实际环境数据编制的当量加速腐蚀试验谱,加速腐蚀约7 d与外场曝露1a相当。实验室条件下 对某新型铝合金包铝材料进行当量10 a的腐蚀试验;采用KH一7700三维显微镜对腐蚀损伤进行观察和测 量。结果表明,腐蚀7 a后,包铝层局部被腐蚀掉,丧失防腐功能。 关键词:包铝层;铝合金;当量加速腐蚀试验;腐蚀防护 中图分类号:TG174.4 文献标识码:A 文章编号:1672—9242(2010)06—0196—03 Assessment of Corrosion Prevention Effective Service Life of Aluminum Alclad ZHANGDan-reng,CHEN Yue—liang,TANXiao—ming,SUNFu-juan (Qingdao Branch of Naval Aeronautical Engineering Academy,Qingdao 266041,China) Abstract:It is very important to describe the corrosion damage evolvement rule of aircraft structure for evaluating calendar life.According to equivalent accelerated corrosion testing spectrum based on key environmental data,the corrosion damage of accelerating corrosion testing for 7 d is equivalent to that of field exposure for la.The new aluminum alloy of aircraft structure was accelerated tested for 10 a.Through KH-7700 3一D optical microscope.corrosion damage was inspected and measured.The result showed that some independent pits generate on the alclad surface in the first,and then many pits interconnect leading to the bigger holes.The effective service life of the aluminum alclad is 7 a under equivalent accelerated corrosion testing condition. Key words:alclad;aluminum;equivalent accelerated corrosion testing;corrosion prevention 航空铝合金的显微组织存在多个相,在腐蚀介 笔者以某新型航空铝合金包铝材料为研究对 质的侵蚀作用下,由于相电极电位不一致,在相与相 象,编制当量加速试验谱,进行加速腐蚀试验研究, 之间形成腐蚀微电池,从而发生点蚀、晶间腐蚀和剥 进行了0~10 a的加速腐蚀试验。用KH一7700三维显 蚀,显著降低其疲劳强度- 一。纯铝耐蚀性极好,航 微镜对不同试验年限的腐蚀损伤进行观察和测量, 空铝合金常通过包铝层来提高其抗腐蚀性能。 经过分析获得某新型航空铝合金包铝层的防腐有效 收稿日期:201 0-08—25 基金项目:国家自然科学基金(50675221) 作者简介:张丹峰(1 97O一),女,博士生,主要从事飞机结构腐蚀疲劳及寿命可靠性的研究。 第7卷第6期 张丹峰等:新型航空铝合金包铝层防腐有效期的确定 ・197・ 期,为飞机结构的日历寿命评估提供参考依据。 与尺寸如图1所示。 1加速试验谱 通过对某机场多年实测的气象数据(温度和相 对湿度)进行统计分析,得到该机场相对湿度谱,见 表1。 表1相对湿度谱 Table l Relative humidity spectrum 根据文献【5]给出的铝合金当量折算系数,将不同 温度和相对湿度的作用时间当量折算到温度为40℃, 相对湿度RH=90%的标准潮湿空气的作用时间。 t。 :∑Oi:1 Li,jt (1) i=I 式中: 为相对湿度RH=90%,温度为40℃下的 当量时间;ti,j为温度i和相对湿度 的作用时间; 为温度i和相对湿度./的折算系数。 计算后,标准潮湿空气的总作用时间t =1 113.1 h,即铝合金在该机场曝露1 a的腐蚀损伤程度 与标准潮湿空气作用1 1 13.1 h相当。 当量加速腐蚀试验时问如式(2)所示: f试验= (2) 式中: 为某种试验条件下的加速折算系数。 根据文献【5]的数据可以计算出相对于水溶液 pH值为4.0,5%(质量分数,后同)NaC1溶液当量加速 系数 =13.724。 = =81.1 h 即铝合金材料在t=40 oC,pH=4.0,5%的Nacl溶 液盐雾环境中作用81.1 h腐蚀损伤与外场曝露1 a相 当 2试验 试验材料为某新型铝合金包铝板材,试件外形 图1试件外形与尺寸(单位:Hln1) Fig.1 Configuration and dimension of the coupons 腐蚀试验前,依次用600#,1 000#和2000#砂纸对 试件表面进行打磨抛光,然后依次用酒精和蒸馏水 清洗、烘干。配置5%的NaC1溶液,加入适量稀H SO 使pH值在3.8~4.2之间。试验设备为DCTC1200P盐 雾箱,试验温度为40℃,喷雾时相对湿度为90%~ 95%。 根据编制的加速试验谱,进行了当量加速10 a 的腐蚀试验,每隔当量加速腐蚀1 a取样进行观察、 拍照和腐蚀损伤检测。 分别将当量加速腐蚀1~10 a的腐蚀试验件制备 金相试样,然后采用KH一7700 i维显微镜下观察包 铝层的腐蚀损伤。 3试验结果 3.1腐蚀宏观形貌 图2表示了加速腐蚀0,4,8,10 a时试件的宏观 形貌。从图2可以看出当量加速4 a,试件边缘腐蚀 比较严重,出现了明显的灰白色腐蚀斑痕;当量加速 8 a和10 a,试件表面布满了比较均匀的腐蚀产物,腐 蚀形貌遍布试件且比较均匀。 图2试件腐蚀宏观形貌 Fig.2 Macro-ph g IlJ1州 i。 【lff1h。logy ofth 。 p ・198・ 装备环境工程 2010年12月 3.2腐蚀微观形貌 用KH一7700 维显微镜观察金相图。试件未腐 蚀时表面有一层均匀厚度约为50 m的包铝层,如 4结语 针对某新型铝合金包铝材料进行腐蚀试验研 图3所示。随着腐蚀时间的增长,首先在表面生成 究,借助三维显微镜得到如下结论: 多个蚀孔,并相互连接,腐蚀7 a时个别部位包铝层 全部腐蚀掉,丧失防腐功能,如图4所示。 1)根据环境参数编制加速试验谱,在温度为 40 cC,pH值为4.0,5%的NaC1溶液的喷雾环境中作 用81.1 h的腐蚀损伤与外场曝露1 aN当。 2)经金相分析知,该型铝合金的包铝层厚度约 为50 m。 3)加速腐蚀7 a时,局部包铝层个别部位腐蚀 掉,丧失防腐功能。 图3未腐蚀时试件金相图(×1050) Fig.3 Coupon metallograph without corrosion damage(×1050) 参考文献: [1]赵捷.Al—Zn—Mg—Cu系高强铝合金显微组织的定量分析 [J].天津理工学院学报,2004,20(2):46—51. [2]贺斌,孙有朝,樊蔚勋.剥蚀对铝合金疲劳性能的影响 [J】,南京航空航天大学,1998,30(3):3O6—310. [3]JAMES T,BURNS S K,RICHARD,G.Effect of Corrosion Severity on Fatigue Evolution in Al—Zn—Mg—Cu[J】.Corrosi- on Science,2009. [4]张有宏,吕国志,陈跃良.铝合金腐蚀损伤的形态学研究 Ⅲ,腐蚀科学与防护技术,2007,19(4):272—274. 图4腐蚀7 a试件金相图(×1050) 【5]刘文埏,李玉海.飞机结构日历寿命体系评定技术【M】,航 Fig.4 Coupon metallograph with 7 years corrosion(×1050) 空工业出版社,2O04,10. (上接第182页) [3]苏景新,张昭,曹发和,等.铝合金的晶问腐蚀与剥蚀[J]. 3)剥层腐蚀对7B04铝合金的力学性能产生较 中国腐蚀与防护学报,2005,25(3):187—191. 大的影响,拉伸强度和断后伸长率随试验时间的延 [4]ROBINSON M J.The Role of Wedging Stresses in the 长陕速下降。2 a后,拉伸试样厚度平均损失约2 mill, Exfoliation Corrosion of High Strength Aluminum Alloys[J]. 部分试样拉伸强度保持率低于50%,已不能满足使 Co ̄os.Sci.,1981,23(8):887—899. [5] ROBINSON M J,JACKSON N C.Exfoliation Corrosion of 用要求。 High Strength A1一Cu—Mg Alloys:Effect of Grain Structure 参考文献: lJ1.Br.Corros.J.,1999,34(1):45--49. [1】朱立群,谷岸,刘慧丛,等.典型高强铝合金材料的点腐 [6]曹楚南.中国材料的自然环境腐蚀【M】.北京:化学工业出 蚀坑前缘特征的研究【JJ.航空材料学报,2008,28(6): 版社,2006. 61—_66. [7]李劲风,郑子樵,任达文.第二相在铝合金局部腐蚀中的 【2]陈群志,程宗辉,席慧智,等.飞机铝合金结构连接部位 作用机制IJJ_材料导报,2005,19(2):81—83. 的腐蚀行为[JJ.中国腐蚀与防护学报,2007,27(6): [8]张琦,李荻,丁学谊,等.LC4铝合金晶间腐蚀电化学机理 334--337. 材料保护,1996,29(8):6—8. 

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