经常拆装钢紧固件区域腐蚀防护改进

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经常拆装钢紧固件区域腐蚀防护改进

孙祚东  王小龙

(中国特种飞行器研究所，湖北荆门448035)

摘要：目的提升经常拆装的钢紧固件区域的腐蚀防护水平。方法通过盐雾试验考察经常拆装对钢紧固件区域腐蚀的影响。制定改进方案，并通过加速腐蚀试验进行验证。结果经常拆装对紧固件区域防护层会产生明显破坏作用，通过更换紧固件表面处理方式、孔壁防护、装配密封和喷涂缓蚀剂等措施可明显提升腐蚀防护水平。结论采用腐蚀防护改进方案可有效解决经常拆装的钢紧固件区域的腐蚀问题，可在飞机制造和使用维护中推广应用。
关键词：紧固件  加速腐蚀试验  表面处理
DOI:10.7643/issn.1672-9242.2015.06.019
中图分类号：TJ85；V250.2;TG174.42   文献标识码：A
文章编号：1672-9242(2015)06-0109-05
 
    通过对海洋环境下服役的飞机腐蚀检查发现，紧固件及周围区域极易发生腐蚀，尤其是经常拆装的钢制紧固件。具体腐蚀部位既包括紧固件本身，也包括紧固件孔壁、紧固件孔周围的机体结构。紧固件区域的腐蚀不仅会导致紧固件拆装困难，而且会造成紧固件提前失效，影响到飞机的安全。另外，紧固件区域的局部腐蚀往往会成为机体结构的腐蚀源，引起机体结构的大面积腐蚀。因此，需要对经常拆装的钢紧固件部位采取有针对性的防护措施。
1拆装对紧固件区域腐蚀性能的影响试验
1.1试验方法
采用某型飞机典型连接形式制作单剪对接试验件，紧固件为航标件，材料为30CiMnSiA，垫圈、螺栓采用镀锌钝化，螺母采用镀镉钝化。试验件板材为2A12铝合金，表面采用硫酸阳极化后喷涂环氧底漆和聚氨酷面漆。典型连接试验件如图1所示。

    预先对紧固件进行拆装，次数分别为1，5，10，20次，然后进行90h中性盐雾试验。
1.2试验结果
    在进行了90h中性盐雾试验后(NaCl的质量分数为5%)，对紧固件区域腐蚀情况进行观察。
未拆装紧固件垫圈基本完好，螺母安装受力磨损处和螺栓外露部分变黑，失去光泽，紧固件孔壁保持金属光泽。拆装1次的螺栓在盐雾试验后，外露部位即出现少量红锈，非外露部位失去光泽，红锈面积随着拆装次数的增多而增加。垫片在拆装10次后镀层明显损伤，出现白色腐蚀产物;拆装20次后镀层基本消失，表面出现红锈。经拆装后的螺母镀层均失去光泽，但尚未腐蚀。经拆装后的紧固件孔壁均失去光泽，表面均出现灰白色腐蚀产物斑块。拆装1次和20次的紧固件的腐蚀情况如图2所示。

    试验表明，紧固件拆装后，腐蚀产物可渗入到紧固件孔中，引起孔壁及紧固件发生腐蚀。紧固件表面镀层损伤程度与拆装次数成正比。镀锌螺栓、垫片损伤较为严重，镀镉螺母基本完好。
1.3腐蚀原因分析
    经常拆装的钢紧固件区域极易发生腐蚀，经过分析，主要有以下几个原因。
1)紧固件表面处理层耐蚀性差。经检查发现，发生腐蚀的主要是直径为8mm或以下的钢紧固件。该部分紧固件螺栓、垫片在国内主要采用镀锌进行表面处理，镀锌层在海洋环境下不仅耐蚀性能较差，而且经过拆装后容易脱落。
2)紧固件孔壁未进行防护。在飞机制造时，紧固件孔壁如果不进行专门的表面防护，腐蚀介质浸入后，将直接引起基体的腐蚀。
3)表面漆层失效。紧固连接结构拆卸后，紧固件孔处、接合面处涂层发生断裂，如果再次安装时未采取有效的补充防护措施，腐蚀介质可直接渗入到紧固件孔中和接合面内，导致紧固件及孔壁发生腐蚀，并从紧固件孔处向机体结构扩展。
    由此，对于经常拆装的钢紧固件连接区域的腐蚀防护，应从紧固件表面处理的改进、紧固件孔壁防护、改进装配工艺等三个方面开展工作。
2腐蚀防护改进方案
    根据对经常拆装的钢紧固件区域腐蚀原因分析，并参考国内外飞机腐蚀防护设计、修理经验，制定了腐蚀防护改进方案。
1)改进紧固件表面处理工艺。根据试验结果，在海洋环境下镀镉的耐腐蚀性能明显优于镀锌工艺，因此原采用镀锌钝化工艺的垫圈、螺栓，均改为镀镉钝化工艺进行表面处理。
2)紧固件孔壁表面防护。对于未进行表面处理的铝合金结构紧固件孔壁，采用阿洛丁进行表面处理，然后涂一层防腐蚀底漆;对于未进行表面处理的钢结构紧固件孔壁，涂一层磷化底漆。
3)紧固件湿装配。紧固件孔壁底漆固化后，采用润滑脂对紧固件进行湿装配。采用润滑脂装配不仅可起到密封作用，防止介质渗入到缝隙中去，而且紧固件拆卸方便，便于外场施工。
4)喷涂缓蚀剂。紧固件完成装配后，紧固连接区域表面喷涂1层软膜水置换型缓蚀剂。缓蚀剂是腐蚀预防与控制的重要手段，具有良好的渗透性和水置换性，能迅速渗透到飞机结构缝隙内部，将缝隙内及金属表面的水分置换到外部，使金属与水分隔离。同时在金属表面沉积上一层保护膜，有效延缓金属材料的腐蚀发生。
3加速验证试验
3.1试验内容
    针对经常拆装的钢紧固件区域，分别采用腐蚀防护改进方案和原设计方案制作典型连接件，通过加速腐蚀试验的方法对改进方案进行验证。
3.2试验件制备
    试验件采用飞机典型单剪螺接结构，试验件板材为飞机结构常用材料2A12铝合金，紧固件采用直径为4mm的螺栓及其配套垫片、螺母。表面处理技术采用镀镉钝化工艺，并选用镀锌紧固件进行对比验证。紧固件孔壁刷涂一层TB06-9底漆。装配时紧固件孔及紧固件表面涂3号复合磺酸钙基脂，装配后结构连接缝隙处喷涂软膜水置换型缓蚀剂。
3.3试验方法
    采用加速试验环境谱进行评定试验可以明显缩短研究历程。在环境谱编制过程中，参照海洋环境下飞机结构加速试验环境谱，编制了某型飞机典型件加速试验环境谱，包括湿热暴露和盐雾试验两个环境模块。加速试验环境谱如图3所示。
为模拟腐蚀环境下拆装对紧固件防护性能的影响，在试验前紧固件需预先拆装20次，每个周期湿热试验、盐雾试验后分别拆装1次。改进防护方案试验件，重新装配后需喷涂软膜水置换型缓蚀剂。

3.4试验结果及分析
加速腐蚀试验1。个周期后，原设计方案紧固件孔壁均出现白色腐蚀产物，紧固件表面全部被红锈覆盖，如图4所示。改进方案试验件共进行了12个周期加速腐蚀试验，紧固件孔壁以及紧固件表面均未发生腐蚀现象，如图5所示。

4在某型飞机典型结构部位应用
    结合某型军用飞机大修任务，对可拆卸口盖防护措施进行了改进。该飞机大修后已经服役5年，整改部位经过多次拆装，未发生腐蚀现象。
5结论
1)通过对表面防护、装配密封两个方面采取综合防护措施，能够有效解决经常拆装的钢紧固连接区域腐蚀问题，可在飞机制造和使用维护中推广应用。
2)紧固件孔壁涂漆、装配后补充喷涂缓蚀剂等防护措施，可在其他连接结构