本发明涉及航空制造技术领域，特别是涉及一种飞机下表面外露部位抗腐蚀防护能力的腐蚀试验方法。
背景技术：
有些飞机可能会长期暴露于海洋腐蚀环境中。此时，飞机下表面经受海水冲刷，极易出现严重腐蚀问题，因此要求飞机下表面的防护体系具有较高的腐蚀防护能力。
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。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。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种飞机下表面外露部位抗腐蚀防护能力的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。
为实现上述目的，本发明提供一种飞机下表面外露部位抗腐蚀防护能力的腐蚀试验方法，用于检验飞机受海水冲刷的腐蚀防护体系抗腐蚀防护能力，所述飞机下表面外露部位抗腐蚀防护能力的腐蚀试验方法包括如下步骤：步骤1：为飞机下表面外露部位进行湿热暴露试验；步骤2：为飞机下表面外露部位进行紫外线照射试验；步骤3：为飞机下表面外露部位进行热冲击试验；步骤4：为飞机下表面外露部位进行低温疲劳试验；步骤5：为飞机下表面外露部位进行盐雾试验；步骤6：重复所述步骤1至步骤5；其中,进行湿热暴露试验的试验条件为：相对湿度RH≥95％，温度T＝43℃，暴露时间12d；进行紫外线照射试验的试验条件为：辐射强度Q＝50W/m2至70W/m2，温度T＝55℃,暴露时间9小时；进行热冲击试验的试验条件为：温度T＝155℃，升温10min至15min，保温时间1.5小时；进行低温疲劳试验的试验条件为：温度T＝-53℃，f＝5Hz，施加500次等幅载荷，载荷σmax＝110MPa，σmin＝20MPa；进行盐雾试验的试验条件为：温度T＝35℃，溶液NaCl浓度5％，盐雾沉积量1ml/h×80cm2至2ml/h×80cm2，暴露时间7天,在pH值为4.5至5.0的酸性盐雾腐蚀3天23小时40分钟后，在pH值为2.0的酸性盐雾下腐蚀20min。
优选地，所述步骤6的重复周期为8至12个循环周期。
本申请的飞机下表面外露部位抗腐蚀防护能力的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下表面受海水冲刷的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
图1是根据本发明第一实施例的飞机下表面外露部位抗腐蚀防护能力的腐蚀试验方法的流程示意图。
具体实施方式
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。
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。
图1是根据本发明第一实施例的飞机下表面外露部位抗腐蚀防护能力的腐蚀试验方法的流程示意图。
如图1所示的飞机下表面外露部位抗腐蚀防护能力的腐蚀试验方法，用于检验飞机受海水冲刷的腐蚀防护体系抗腐蚀防护能力，该飞机下表面外露部位抗腐蚀防护能力的腐蚀试验方法包括如下步骤：步骤1：为飞机下表面外露部位进行湿热暴露试验；步骤2：为飞机下表面外露部位进行紫外线照射试验；步骤3：为飞机下表面外露部位进行热冲击试验；步骤4：为飞机下表面外露部位进行低温疲劳试验；步骤5：为飞机下表面外露部位进行盐雾试验；步骤6：重复步骤1至步骤5；其中,进行湿热暴露试验的试验条件为：相对湿度RH≥95％，温度T＝43℃，暴露时间12d；
进行紫外线照射试验的试验条件为：辐射强度Q＝50W/m2至70W/m2，温度T＝55℃,暴露时间9小时；
进行热冲击试验的试验条件为：温度T＝155℃，升温10min至15min，保温时间1.5小时；
进行低温疲劳试验的试验条件为：温度T＝-53℃，f＝5Hz，施加500次等幅载荷，载荷σmax＝110MPa，σmin＝20MPa；
进行盐雾试验的试验条件为：温度T＝35℃，溶液NaCl浓度5％，盐雾沉积量1ml/h×80cm2至2ml/h×80cm2，暴露时间7天,在pH值为4.5至5.0的酸性盐雾腐蚀3天23小时40分钟后，在pH值为2.0的酸性盐雾下腐蚀20min。
有利的是，步骤6的重复周期为8至12个循环周期。
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，突出体现了外部结构外露部位且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。
下面以举例的方式对本申请的飞机下表面外露部位抗腐蚀防护能力的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。
以任意飞机下表面外露部位的第一结构试验件以及第二结构试验件为例，该第一试验件以及第二试验件均包括通过30CrMnSiA螺栓连接7B04铝合金和7B04铝合金结构，第一试验件以及第二试验件分别采用不同的防护涂层体系。
具体地，第一试验件的防护涂层体系为：对铝合金表面硫酸阳极化，重铬酸盐填充处理；
对铝合金零件表面处理后喷涂航空底漆底漆，涂层厚度控制在25μm～35μm；
装配后外表面喷涂磁漆，涂层厚度控制在40μm～60μm。
第二试验件的防护涂层体系：
对铝合金表面硫酸阳极化，重铬酸盐填充处理；
对铝合金零件表面处理后喷涂底漆，涂层厚度控制在25μm～35μm；
对紧固件粘绝缘涂料进行湿态装配；
装配后外表面喷涂磁漆，涂层厚度控制在40μm～60μm；
装配后内表面喷涂磁漆，涂层厚度控制在40μm～60μm。
对采用不同的防护涂层体系的第一试验件以及第二试验件采用本申请的腐蚀试验方法进行试验。
验证效果：
加速腐蚀对比试验共进行6个循环，约6个月。第一试验件和第二试验件分别在第2周期(约2月)、第4周期(约4月)出现腐蚀。试验进行至第6个周期(6)时第一试验件已经出现严重的腐蚀，而第二试验件腐蚀程度较低。至此对比试验结束，经过约10个月的加速试验，可以验证出第二试验件的腐蚀防护体系抗腐蚀效果要明显优于第一试验件，达到了缩短试验周期同时完成对比验证的目的。
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。