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摘要：应力腐蚀是飞机金属结构腐蚀中危害最大的腐蚀之一，往往造成直接或间接的经济损失。本文通过对一架A321飞机大翼一处连接梁断裂失效故障的研究，分析了应力腐蚀断裂失效原因，并制定了预防性工程措施。
关键词：应力腐蚀;连接梁;预紧力
0 引言
民航飞机的应力腐蚀指飞机的结构件在拉伸应力和腐蚀环境共同作用下出现的一种破坏形式，是一种经常发生的局部腐蚀，不仅造成航空公司直接或间接的经济损失，还易导致重大飞行事故。随着规章CCAR-121R5《大型飞机公共航空运输承运人运行合格审定规则》和咨询通告AC-121-FS-2018-65-R1《航空器结构持续完整性大纲》的颁发，航空运营人在持续适航与维修工程管理工作领域越来越关注飞机结构腐蚀和疲劳等问题。本文介绍的连接梁断裂故障是由安装过程产生的预紧力导致的典型的应力腐蚀断裂故障。
1 断裂故障
航线检查发现，一架A321飞机左大翼上表面靠近副翼处575AT盖板下部一处连接梁断裂，如图1所示。该架飞机机龄3.7年，飞行循环和飞行小时为5558FC/10630FH。
查询A321飞机IPC手册、SRM手册和空客图纸D57550102，得到连接梁的件号为D5755010200600，制造材料为超硬铝合金7050T7651，连接梁断裂部位厚度为8mm，如图2所示。
2 失效分析
根据前文所述，从环境因素、力学因素、冶金因素三个方面进行连接梁断裂的失效分析。
2.1 环境因素
环境因素对产生应力腐蚀断裂非常重要，在一定合金和特定环境的组合情况下才可能发生此类腐蚀断裂。 一般来说，飞机所处环境温度的变化区间为-60℃～70℃，该机常年在上海地区运行，沿海停放机场的氯离子体积浓度可达到0.02～0.2ppm，所以该机可能受到温度和湿度的影响而产生腐蚀断裂。
通过查询维修信息管理系统，发现在近300架A320系列飞机中仅发生这么一起故障，属于偶发故障，不属于常年在上海地区运行的A320系列飞机的机队性故障。因此，排除环境因素影响。
2.2 力学因素
金属材料在拉伸应力和腐蚀介质的共同作用下，断裂过程可以划分成三个阶段：
1）裂纹的萌生阶段，由腐蚀引发产生裂纹或蚀坑，通常将这一阶段所经历的时间称为孕育期或诱导期。
2）裂纹的扩展阶段，在上一阶段中产生的裂纹源或蚀坑达到极限应力值的阶段。
3）裂纹的失稳断裂阶段。
萌生阶段受到应力作用小但经历时间长，大约占整个断裂时间的90%;扩展和失稳断裂阶段经历时间短，大约占整个断裂时间的10%。
民航飞机如果在生产制造或服役维修过程中，由于不当操作导致应力集中或产生裂纹的条件下，应力腐蚀断裂过程仅包括两个阶段，即扩展和失稳断裂。因此，应力腐蚀断裂的时间就会表现出很大的不确定性，有可能在很短的时间内就发生。本案例中飞机在1C检中依据维修方案区域检查项目ZL-575-01-1执行检查时，曾拆除固定在该连接梁上的575AT盖板，有可能恢复安装过程中未严格按照AMM手册要求调节盖板四周的间隙值至标准范围，导致在1C检完成后不到两年时间就出现连接梁应力腐蚀断裂。
2.3 冶金因素
连接梁材料为超硬铝合金7050T7651，属铝、锌、镁、铜系新型高强度铝合金，具有较高强度、较高韧性、较好的塑性和抗腐蚀性等性能。材料性能见表1。
根据表1所列的材料特性，在正常情况下，该连接梁选材具有良好的抗应力腐蚀能力。调查发现，空客公司在该连接梁的加工和热处理过程中均未发现异常，该连接梁在冶金因素方面对应力腐蚀敏感性不高。因此排除冶金因素影响。
从连接梁断裂面的形态（见图3）来看，断面为脆性断裂，没有明显的塑性变形迹象，属于典型的由于应力腐蚀而造成的破坏。根据上述分析，排除环境因素和冶金因素影响，判断该连接梁的断裂与力学因素有关，即在安装575AT盖板时存在预紧力，导致在后续的飞机运行中，该连接梁由于应力腐蚀而产生疲劳断裂。
3 工程措施
经与空客公司进行技术确认，本案例的应力腐蚀断裂并非设计和选材原因所致，主要是安装575AT盖板时产生的预紧力导致连接梁断裂。
因此，在安装575AT蓋板时，必须参考AMM手册，调节盖板四周的间隙值至标准范围，然后将螺栓拧紧至标准力矩范围内，确保没有任何安装预紧力。
在维修方案中，区域检查项目ZL-590-01-1（检查门槛48个月，重复检查周期48个月）和ZL-575-01-1（检查门槛24个月，重复检查周期24个月）足以检查出该连接梁任何潜在的失效情况。
经与空客公司进行技术确认，本案例的应力腐蚀断裂不属于机队性问题，无需扩大至机队性普查或采取其他工程措施。
4 应力腐蚀断裂的预防和控制
当某个部件受到腐蚀，加上该区域的应力集中，很可能形成疲劳裂纹。一旦出现裂纹，必须关注该部件的损伤容限，损伤容限依赖于裂纹件的剩余强度。裂纹在腐蚀部件上的生长比在非腐蚀部件上快得多，腐蚀与疲劳的交互作用将对飞机结构产生非常大的危害。
由于应力腐蚀涉及环境、应力和材料三个方面，因此应从这三个方面入手采取相应的措施。
1） 控制环境
加入缓蚀剂，增加保护涂层，使用电化学保护等，防止应力腐蚀的发生。
2） 降低或消除应力
避免或减少局部应力集中。研究表明，由于残余应力引起的应力腐蚀事故比例最大。因此，在加工、制造、安装中应尽量避免产生不当的残余应力。
3） 改善材料材质
使用耐应力腐蚀的新材料。
另外，严格按照AMM手册规范安装，可避免出现本案例故障。根据现行有效的维修方案执行相关检查，完全可以发现此类故障。本案例说明，一线维修人员提高航前航后飞机大翼上表面检查工作质量，可确保及时发现盖板翘起或螺栓松动的情况，可避免飞行过程中发生盖板脱落的不安全事件。
参考文献
[1] 唐志波. 应力腐蚀耦合作用下的断裂力学问题[M]. 杭州：浙江大学出版社，2007.
[2] 丁尚文. 新型铝合金7050-T7651的机加工艺[J]. 技术改造. 1997（6）：35-36.
[3] Airbus A321 Structure Repair Manual[Z]. Revision 125.
[4] Airbus A321 Illustrated Parts Catallog[Z]. Revision 83.
[5] Airbus A321 Repair Drawing[Z].
作者简介
刘渊，结构工程主管，中国民航维修协会老龄飞机工作组专家，主要从事民航飞机结构工程管理和老龄飞机维修工程管理工作。
关键词：应力腐蚀;连接梁;预紧力
0 引言
民航飞机的应力腐蚀指飞机的结构件在拉伸应力和腐蚀环境共同作用下出现的一种破坏形式，是一种经常发生的局部腐蚀，不仅造成航空公司直接或间接的经济损失，还易导致重大飞行事故。随着规章CCAR-121R5《大型飞机公共航空运输承运人运行合格审定规则》和咨询通告AC-121-FS-2018-65-R1《航空器结构持续完整性大纲》的颁发，航空运营人在持续适航与维修工程管理工作领域越来越关注飞机结构腐蚀和疲劳等问题。本文介绍的连接梁断裂故障是由安装过程产生的预紧力导致的典型的应力腐蚀断裂故障。
1 断裂故障
航线检查发现，一架A321飞机左大翼上表面靠近副翼处575AT盖板下部一处连接梁断裂，如图1所示。该架飞机机龄3.7年，飞行循环和飞行小时为5558FC/10630FH。
查询A321飞机IPC手册、SRM手册和空客图纸D57550102，得到连接梁的件号为D5755010200600，制造材料为超硬铝合金7050T7651，连接梁断裂部位厚度为8mm，如图2所示。
2 失效分析
根据前文所述，从环境因素、力学因素、冶金因素三个方面进行连接梁断裂的失效分析。
2.1 环境因素
环境因素对产生应力腐蚀断裂非常重要，在一定合金和特定环境的组合情况下才可能发生此类腐蚀断裂。 一般来说，飞机所处环境温度的变化区间为-60℃～70℃，该机常年在上海地区运行，沿海停放机场的氯离子体积浓度可达到0.02～0.2ppm，所以该机可能受到温度和湿度的影响而产生腐蚀断裂。
通过查询维修信息管理系统，发现在近300架A320系列飞机中仅发生这么一起故障，属于偶发故障，不属于常年在上海地区运行的A320系列飞机的机队性故障。因此，排除环境因素影响。
2.2 力学因素
金属材料在拉伸应力和腐蚀介质的共同作用下，断裂过程可以划分成三个阶段：
1）裂纹的萌生阶段，由腐蚀引发产生裂纹或蚀坑，通常将这一阶段所经历的时间称为孕育期或诱导期。
2）裂纹的扩展阶段，在上一阶段中产生的裂纹源或蚀坑达到极限应力值的阶段。
3）裂纹的失稳断裂阶段。
萌生阶段受到应力作用小但经历时间长，大约占整个断裂时间的90%;扩展和失稳断裂阶段经历时间短，大约占整个断裂时间的10%。
民航飞机如果在生产制造或服役维修过程中，由于不当操作导致应力集中或产生裂纹的条件下，应力腐蚀断裂过程仅包括两个阶段，即扩展和失稳断裂。因此，应力腐蚀断裂的时间就会表现出很大的不确定性，有可能在很短的时间内就发生。本案例中飞机在1C检中依据维修方案区域检查项目ZL-575-01-1执行检查时，曾拆除固定在该连接梁上的575AT盖板，有可能恢复安装过程中未严格按照AMM手册要求调节盖板四周的间隙值至标准范围，导致在1C检完成后不到两年时间就出现连接梁应力腐蚀断裂。
2.3 冶金因素
连接梁材料为超硬铝合金7050T7651，属铝、锌、镁、铜系新型高强度铝合金，具有较高强度、较高韧性、较好的塑性和抗腐蚀性等性能。材料性能见表1。
根据表1所列的材料特性，在正常情况下，该连接梁选材具有良好的抗应力腐蚀能力。调查发现，空客公司在该连接梁的加工和热处理过程中均未发现异常，该连接梁在冶金因素方面对应力腐蚀敏感性不高。因此排除冶金因素影响。
从连接梁断裂面的形态（见图3）来看，断面为脆性断裂，没有明显的塑性变形迹象，属于典型的由于应力腐蚀而造成的破坏。根据上述分析，排除环境因素和冶金因素影响，判断该连接梁的断裂与力学因素有关，即在安装575AT盖板时存在预紧力，导致在后续的飞机运行中，该连接梁由于应力腐蚀而产生疲劳断裂。
3 工程措施
经与空客公司进行技术确认，本案例的应力腐蚀断裂并非设计和选材原因所致，主要是安装575AT盖板时产生的预紧力导致连接梁断裂。
因此，在安装575AT蓋板时，必须参考AMM手册，调节盖板四周的间隙值至标准范围，然后将螺栓拧紧至标准力矩范围内，确保没有任何安装预紧力。
在维修方案中，区域检查项目ZL-590-01-1（检查门槛48个月，重复检查周期48个月）和ZL-575-01-1（检查门槛24个月，重复检查周期24个月）足以检查出该连接梁任何潜在的失效情况。
经与空客公司进行技术确认，本案例的应力腐蚀断裂不属于机队性问题，无需扩大至机队性普查或采取其他工程措施。
4 应力腐蚀断裂的预防和控制
当某个部件受到腐蚀，加上该区域的应力集中，很可能形成疲劳裂纹。一旦出现裂纹，必须关注该部件的损伤容限，损伤容限依赖于裂纹件的剩余强度。裂纹在腐蚀部件上的生长比在非腐蚀部件上快得多，腐蚀与疲劳的交互作用将对飞机结构产生非常大的危害。
由于应力腐蚀涉及环境、应力和材料三个方面，因此应从这三个方面入手采取相应的措施。
1） 控制环境
加入缓蚀剂，增加保护涂层，使用电化学保护等，防止应力腐蚀的发生。
2） 降低或消除应力
避免或减少局部应力集中。研究表明，由于残余应力引起的应力腐蚀事故比例最大。因此，在加工、制造、安装中应尽量避免产生不当的残余应力。
3） 改善材料材质
使用耐应力腐蚀的新材料。
另外，严格按照AMM手册规范安装，可避免出现本案例故障。根据现行有效的维修方案执行相关检查，完全可以发现此类故障。本案例说明，一线维修人员提高航前航后飞机大翼上表面检查工作质量，可确保及时发现盖板翘起或螺栓松动的情况，可避免飞行过程中发生盖板脱落的不安全事件。
参考文献
[1] 唐志波. 应力腐蚀耦合作用下的断裂力学问题[M]. 杭州：浙江大学出版社，2007.
[2] 丁尚文. 新型铝合金7050-T7651的机加工艺[J]. 技术改造. 1997（6）：35-36.
[3] Airbus A321 Structure Repair Manual[Z]. Revision 125.
[4] Airbus A321 Illustrated Parts Catallog[Z]. Revision 83.
[5] Airbus A321 Repair Drawing[Z].
作者简介
刘渊，结构工程主管，中国民航维修协会老龄飞机工作组专家，主要从事民航飞机结构工程管理和老龄飞机维修工程管理工作。