本文初步构建了国产飞机在腐蚀环境下的广义全寿命分析模型。给出了这一模型的基本理论基础和初步的数据库框架图。对这一模型中的几个关键影响因素从试验和理论角度结合起来进行了阐述分析,最终给出服役飞机遭受腐蚀损伤情况下的剩余强度和剩余寿命的评估方法。 从试验上,选用LY—12 CZ铝合金作为研究对象,对铝合金腐蚀损伤情况,腐蚀疲劳裂纹萌生和扩展过程进行了试验研究。试验采用EXCO溶液对试件进行预腐蚀,研究了不同应力水平、预腐蚀温度及腐蚀时间对LY12CZ型材腐蚀疲劳性能的影响。试验表明:经过预腐蚀后的铝合金LY12-CZ试件,在腐蚀区表面产生了腐蚀坑和晶间腐蚀,裂纹均起始于腐蚀坑,并在疲劳载荷作用下扩展。大多数试件的断裂由一条主裂纹扩展而导致的,只有部分试件观测到多条裂纹的扩展。腐蚀缩短了裂纹的成核阶段,使试验件疲劳寿命大幅降低。腐蚀溶液的温度是影响腐蚀坑深度的一个极为重要的因素,从而也强烈影响着试验件的疲劳寿命。 从理论上,开展了遭受腐蚀损伤铝合金结构疲劳性能的评价参数的研究,提出用表面腐蚀损伤度和腐蚀损伤平均深度作为腐蚀环境下铝合金结构疲劳性能的评价指标。对遭受腐蚀损伤航空铝合金结构的剩余强度、剩余寿命利用有限元方法和AFGROW软件进行了计算预测,并与试验数据进行了对比,计算结果与试验结果是相符的,表明这一模型是一种非常好的预测腐蚀环境下飞机寿命的工程方法。