一种飞机起落架结构腐蚀防护体系加速腐蚀试验方法 |
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| 申请号 | CN201610805406.6 | 申请日 | 2016-09-07 | 公开(公告)号 | CN106442284A | 公开(公告)日 | 2017-02-22 |
| 申请人 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所; 北京航空航天大学; | 发明人 | 杨旭; 李国元; 许广兴; 董春蕾; 贺小帆; | ||||
| 摘要 | 本 发明 公开了一种飞机 起落架 结构 腐蚀 防护体系 加速 腐蚀试验方法。所述飞机起落架结构腐蚀防护体系加速腐蚀试验方法包括如下步骤：步骤1：为飞机起落架结构进行试验前预拉伸；步骤2：为飞机起落架结构进行紫外线照射试验；步骤3：为飞机起落架结构进行周期浸润试验；步骤4：为飞机起落架结构进行常温疲劳试验；步骤5：重复所述步骤1至步骤4。本 申请 的飞机起落架结构腐蚀防护体系加速腐蚀试验方法将多种腐蚀环境因素集成到试验方法之中，通过采用此试验方法进行加速试验，能够在短时间内更真实的验证出飞机起落架腐蚀防护体系抗腐蚀防护能 力 ，避免腐蚀事故的发生。从而达到缩短对比验证所需时间，提高对比验证效率，保证飞机使用安全的目的。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种飞机起落架结构腐蚀防护体系加速腐蚀试验方法，其特征在于，所述飞机起落架结构腐蚀防护体系加速腐蚀试验方法包括如下步骤： |
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| 说明书全文 | 一种飞机起落架结构腐蚀防护体系加速腐蚀试验方法技术领域[0001] 本发明涉及航空制造技术领域，特别是涉及一种飞机起落架结构腐蚀防护体系加速腐蚀试验方法。 背景技术[0002] 飞机起落架结构腐蚀防护体系抗腐蚀效果验证一般可采用自然腐蚀试验和加速腐蚀试验。自然腐蚀试验接近实际服役环境，其验证结果具有真实、可靠等优点，但是自然腐蚀试验所需周期较长，根据所验证内容的不同，一般需8～10年。 [0003] 而加速腐蚀试验，目前主要进行单一环境模块作用下的加速腐蚀试验，做出的试验结果仅能反映该结构腐蚀防护体系在单一的环境加速作用下的抗腐蚀性能，而针对多个环境共同影响的如盐雾、湿热、紫外照射等共同作用后的抗腐蚀情况难以验证。 发明内容[0005] 本发明的目的在于提供一种飞机起落架结构腐蚀防护体系加速腐蚀试验方法来克服或至少减轻现有技术的中的至少一个上述缺陷。 [0006] 为实现上述目的，本发明提供一种飞机起落架结构腐蚀防护体系加速腐蚀试验方法，所述飞机起落架结构腐蚀防护体系加速腐蚀试验方法包括如下步骤：步骤1：为飞机起落架结构进行试验前预拉伸；步骤2：为飞机起落架结构进行紫外线照射试验；步骤3：为飞机起落架结构进行周期浸润试验；步骤4：为飞机起落架结构进行常温疲劳试验；步骤5：重复所述步骤1至步骤4。 [0009] 优选地，所述步骤3中的周期浸润试验条件为：所述步骤3中的周期浸润试验条件为：浸泡溶液为：5％NaCl溶液，添加H2SO4调节pH值至4.5～5.0，暴露环境为：相对湿度95％，温度40℃至50℃，溶液浸泡7.5min,溶液外暴露22.5min，试验时间：8小时。 [0010] 优选地，所述周期浸润试验条件中的周期为2至4个周期。 [0011] 优选地，所述步骤4中的常温疲劳验条件具体为：室温，f＝5Hz，施加500次等幅载荷。 [0012] 优选地，所述步骤5的重复周期为8至12个循环周期。 [0013] 优选地，所述步骤1中的试验前预拉伸的条件为：温度：30℃，拉伸载荷：飞机起落架结构的破坏载荷的40％～50％，作用2次；所述步骤2中的紫外线照射试验条件为：辐射强2 2 度Q＝50W/m至70W/m ，温度T＝55℃,暴露时间1天；所述步骤3中的周期浸润试验条件为：浸泡溶液为：5％NaCl溶液，添加H2SO4调节pH值至4.5～5.0，暴露环境为：相对湿度95％，温度 40℃至50℃，溶液浸泡7.5min,溶液外暴露22.5min，试验时间：8小时；所述步骤4中的常温疲劳验条件具体为：室温，f＝5Hz，施加500次等幅载荷。 [0014] 本申请的飞机起落架结构腐蚀防护体系加速腐蚀试验方法将多种腐蚀环境因素集成到试验方法之中，通过采用此试验方法进行加速试验，能够在短时间内更真实的验证出飞机起落架腐蚀防护体系抗腐蚀防护能力，避免腐蚀事故的发生。从而达到缩短对比验证所需时间，提高对比验证效率，保证飞机使用安全的目的。 附图说明 [0015] 图1是根据本发明第一实施例的飞机外表面抗腐蚀防护能力的腐蚀试验方法的流程示意图。 [0016] 图2是飞机起落架结构腐蚀防护体系加速腐蚀试验方法中的起落架试验件的结构示意图。 [0017] 附图标记： [0018]1 第一连接件 3 轴 2 第二连接件 4 衬套 具体实施方式[0019] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。 [0020] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。 [0021] 图1是根据本发明第一实施例的飞机外表面抗腐蚀防护能力的腐蚀试验方法的流程示意图。 [0022] 如图1所示的飞机起落架结构腐蚀防护体系加速腐蚀试验方法包括如下步骤：步骤1：为飞机起落架结构进行试验前预拉伸；步骤2：为飞机起落架结构进行紫外线照射试验；步骤3：为飞机起落架结构进行周期浸润试验；步骤4：为飞机起落架结构进行常温疲劳试验；步骤5：重复步骤1至步骤4。 [0023] 在本实施例中，步骤1中的试验前预拉伸的条件为：温度：30℃，拉伸载荷：飞机起落架结构的破坏载荷的40％～50％，作用2次；步骤2中的紫外线照射试验条件为：辐射强度2 2 Q＝50W/m至60W/m ，温度T＝55℃,暴露时间1天；步骤3中的周期浸润试验条件为：浸泡溶液为：5％NaCl溶液，添加H2SO4调节 pH值至4.5～5.0，暴露环境为：相对湿度95％，温度40℃至 50℃，溶液浸泡7.5min,溶液外暴露22.5min，试验时间：8小时；步骤4中的常温疲劳验条件具体为：室温，f＝5Hz，施加500次等幅载荷。 [0024] 同时采用上述条件，是以飞机一年内主要经受的环境要素包括温度、湿度、降水量、固体沉降物、风、雾、盐雾、海水、空气中氯离子浓度、硫离子浓度及大气污染物和工业废气等进行统计分析，将这些环境要素的主要作用时间、频次等进行当量折算所得到的，一个周期的加速腐蚀试验作用效果，相当于该部位在外场服役一年所遭受到的腐蚀环境作用效果，突出体现了飞机起落架结构经常受紫外线照射区域紫外线、湿热、盐雾、热冲击和低温疲劳等的综合作用，具有针对性和加速性特点。 [0025] 在一个实施例中，步骤1中的试验前预拉伸的条件为：温度：30℃，拉伸载荷：飞机起落架结构的破坏载荷的40％～50％，作用2次。 [0026] 在一个实施例中，步骤2中的紫外线照射试验条件为：辐射强度Q＝50W/m2至60W/m2，温度T＝55℃,暴露时间1天。 [0027] 在一个实施例中，步骤3中的周期浸润试验条件为：浸泡溶液为：5％NaCl溶液，添加H2SO4调节pH值至4.5～5.0，暴露环境为：相对湿度95％，温度40℃至50℃，溶液浸泡7.5min,溶液外暴露22.5min，试验时间：8小时。周期浸润试验条件中的周期为2至4个周期。 [0028] 在一个实施例中，步骤4中的常温疲劳验条件具体为：室温，f＝5Hz，施加500次等幅载荷。 [0029] 在一个实施例中，步骤5的重复周期为8至12个循环周期。 [0030] 图2是飞机外表面抗腐蚀防护能力的腐蚀试验方法中的试验件的结构示意图。 [0031] 下面以举例的方式对本申请的飞机起落架结构腐蚀防护体系加速腐蚀试验方法进行详细阐述。可以理解的，该举例并不构成对本申请的任何限制。 [0032] 参见图1，制作起落架试验件，该起落架试验件包括第一连接件1、第二连接件2、轴、螺栓以及衬套，其中，第一连接件1、第二连接件2和轴由30CrMnSiNi2A钢加工，衬套由0Cr16Ni6不锈钢加工，螺栓材料为30CrMnSiA 钢。将起落架试验件分为两组，分别采用不同的腐蚀防护体系，并采用本发明的加速腐蚀试验方法进行腐蚀试验。 [0034] 2)轴磨擦表面镀铬(48～60)μm，其余表面镀镉-钛(15～21)μm，涂H06-076底漆(25～35)μm和SF96-201磁漆(40～60)μm； [0036] 第二组起落架试验件的防护方法为：第一连接件1、第二连接件2镀镉-钛(15～21)μm，涂H06-1011H底漆(25～35)μm和QFS-15磁漆(40～60)μm； [0037] 2)轴磨擦表面镀铬(48～60)μm，其余表面镀镉-钛(15～21)μm，涂H06-1011H底漆(25～35)μm和QFS-15磁漆(40～60)μm； [0038] 3)衬套不锈钢化学钝化处理。 [0039] 将两组起落架试验件采用本申请的方法进行试验。 [0040] 验证效果：加速腐蚀对比试验共进行10个循环，约60天。第一组模拟件和第二组模拟件分别在第5周期(约30天)、第7周期(约42天)出现腐蚀。试验进行至第10个周期(60天)时第一组模拟件已经出现严重的腐蚀，而第二组模拟件腐蚀程度较轻。至此对比试验结束，经过约60天的加速腐蚀试验，可以验证出第二组模拟件腐蚀防护体系抗的腐蚀效果要明显优于第一组模拟件，达到了缩短试验周期同时完成对比验证的目的。 [0041] 通过本申请的飞机起落架结构腐蚀防护体系加速腐蚀试验方法，相对于现有技术的试验方法，能够更加全面、快速的掌握抗腐蚀性能。 [0042] 最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。 |
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