某型發(fā)動機架疲勞斷裂分析與對策

孟立輝

(石家莊飛機工業(yè)有限責任公司，石家莊 050062)

1 引言

動力裝置是飛機的心臟，而發(fā)動機架是發(fā)動機的關(guān)鍵件，在使用過程中承受著復雜的載荷。近年來，某型發(fā)動機架2#管卻多次發(fā)生疲勞斷裂故障。據(jù)統(tǒng)計，交付用戶的多批次共96架飛機，在使用過成中發(fā)生疲勞斷裂故障14起，而疲勞裂紋均集中在發(fā)動機架2#管與杯體焊縫封口處，嚴重影響飛行安全，并造成較大經(jīng)濟損失。

本文從某型發(fā)動機架2#管與杯體焊接處裂紋故障機理分析入手，提出解決辦法和維修措施。

2 疲勞斷裂處技術(shù)狀態(tài)

某型發(fā)動機為星型九缸活塞式發(fā)動機。發(fā)動機架主要由1個架圈、8根撐桿、4個杯體、9個耳座焊接組成。發(fā)動機架發(fā)生疲勞斷裂部位在撐桿與杯體焊接處撐桿一側(cè)。撐桿與杯體均為經(jīng)調(diào)質(zhì)處理的30CrMnSiA結(jié)構(gòu)鋼管材料，焊接部位的焊材為H18CrMoA焊絲，焊接方法為手工電弧焊，封口處采用HGH3041氬弧焊。

3 疲勞斷裂機理和原因分析

3.1 疲勞斷裂機理

所謂疲勞是指在無裂紋的情況下，當結(jié)構(gòu)受到遠低于材料最大強度的循環(huán)重復載荷時，經(jīng)過一定的時間可能發(fā)生的破壞，歸咎于“疲勞”；所謂斷裂是指在各類結(jié)構(gòu)中由于預存缺陷及其增長或其他原因造成結(jié)構(gòu)分離性破壞。而疲勞斷裂是指金屬構(gòu)件在遠低于材料抗拉強度極限的交變載荷作用下，金屬表面或斷面內(nèi)部的某一缺陷處由于應力集中，開始產(chǎn)生微裂紋，并逐漸擴大，最后的斷面不能承受所加的載荷，且沒有明顯的塑性變形，甚至未發(fā)覺有任何宏觀征兆而突然發(fā)生的脆性斷裂現(xiàn)象。

對疲勞斷裂的機理一般認為，疲勞斷裂實質(zhì)上是一個累積損傷的過程，可分成裂紋成核、裂紋微觀擴展、裂紋宏觀擴展和最終破壞等4個階段，如圖1所示。

（1）裂紋成核階段，即裂紋萌生，是指疲勞裂紋的起始，一般裂紋起始于應力集中部位，如夾雜、晶界、劃痕、蝕坑、截面急劇變化或有機械缺口等處，量級為10-1～10-6mm。2#管斷裂源區(qū)形貌如圖2所示。

（2）裂紋微觀擴展階段，主要是指裂紋形成后在疲勞載荷作用下，裂紋周期性地張開、閉合、形成裂紋的微觀延展，可在電子顯微鏡下觀察到每個循環(huán)形成的疲勞條紋。其擴展方向由與應力軸成45°，逐漸向與應力軸垂直的方向過渡，擴展速率較慢。2#管斷裂源區(qū)疲勞弧線如圖3所示。

（3）裂紋宏觀擴展階段，主要是裂紋擴展速率加快，每循環(huán)以μm計。可看見裂紋的開始，其裂紋擴展方向與應力軸垂直，疲勞條紋比較明顯。裂紋微觀擴展與裂紋宏觀擴展統(tǒng)稱為裂紋穩(wěn)定擴展階段，一般取0.05 mm作為微觀與宏觀的分界線。

（4）最終破壞階段即最后斷裂是指當裂紋擴展到足夠大的尺寸時，出現(xiàn)了裂紋的快速擴展（不穩(wěn)定擴展）導致構(gòu)件突然發(fā)生脆性斷裂。2#管斷裂斷口宏觀形貌如圖4所示。

3.2 定性分析

3.2.1 疲勞斷裂特點

疲勞斷裂斷口在宏觀和微觀上均呈現(xiàn)明顯的疲勞斷裂特征。斷口按斷裂過程宏觀形貌分為3個區(qū)域，即疲勞核心區(qū)（疲勞源）、疲勞裂紋擴展區(qū)（光滑區(qū)）和快速斷裂區(qū)（瞬時斷裂區(qū)）。

疲勞源一般發(fā)生在表面，特別是應力集中嚴重的部位；若材料內(nèi)部存在缺陷，如脆性夾雜物、空洞、晶界、化學成分偏析等，也可能在表皮下或內(nèi)部發(fā)生；零件間相互擦傷區(qū)也會成為疲勞源。

3.2.2 疲勞斷裂原因

針對2#管斷裂特定情況進行了專項分析。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，斷口裂紋源于2#管與杯體焊接部位焊縫封口處管壁的外表面。裂紋萌生后，首先沿管壁厚度方向擴展，在厚度方向裂透后，繼續(xù)沿管材周向擴展，最終導致完全斷裂。

斷口具有典型的疲勞斷裂特征，可見源區(qū)、擴展區(qū)和瞬斷區(qū)。斷面上分布有大量細密的疲勞曲線（如圖5所示），疲勞弧線間有疲勞條帶，斷裂性質(zhì)為典型的高低周復合疲勞斷裂。

分析報告顯示，2#管基體組織與焊縫附近杯體一側(cè)織織未見異常，硬度合格，判斷斷裂與基體材料材質(zhì)無關(guān)。此外，斷裂源區(qū)未見明顯的冶金缺陷，源區(qū)附近粗糙，放射棱線粗大，可見斷裂的起始應力較大。通過金相觀察發(fā)現(xiàn)，斷裂源區(qū)附近的焊接已把管壁焊穿，焊料已經(jīng)焊透（如圖6所示），并進入管的基體，使焊縫附近2#管的組織不均，形成薄弱環(huán)節(jié)，易產(chǎn)生疲勞裂紋。

3.3 定量分析

每1條疲勞弧線相當于裂紋擴展過程中載荷發(fā)生1次較大的改變。2#管斷口上的每條疲勞弧線對應發(fā)動機的1次起動，或1次較大的機動科目。由于該斷面是從源區(qū)起裂后，首先沿管壁厚方向擴展，然后在源區(qū)兩側(cè)沿管周向基本對稱擴展。因此，從疲勞源區(qū)開始，首先在管壁厚度方向沿疲勞擴展方向?qū)嗫谏系钠诨〖y進行觀察和測量，然后沿管周向在對稱的擴展區(qū)的一側(cè)對弧線進行觀察和測量，測量結(jié)果見表1。由表中數(shù)據(jù)可見隨弧線間距的增大，裂紋長度變長，產(chǎn)生擴展。

表1 疲勞裂紋長度與疲勞弧線間距相關(guān)數(shù)據(jù)

對于一般金屬材料在疲勞穩(wěn)定擴展區(qū)的裂紋擴展，Paris公式給出了裂紋擴展速率與裂紋長度之間存在的關(guān)系

式中：c、m為材料常數(shù)。

式中：△σ為最大應力與最小應力之差，即△σ=σmax-σmin，a為裂紋長度，Y為與裂紋有關(guān)的構(gòu)件形狀因子。

對Paris公式進行設定和變換，得到

由式（1）可以進行設定和變換，得到表達疲勞擴展壽命的表達式

對式（1）取對數(shù)得

lg(da/dN)與lga成函數(shù)關(guān)系，函數(shù)曲線為一直線，即裂紋擴展速率da/dN的對數(shù)與裂紋長度的對數(shù)為直線函數(shù)關(guān)系，其截距為lgc0，斜率為m/2。

由式（2）、（3）可以看出，只要利用式（3）求出c0和m值后，并確定 af和 a0的值代入式（2），即可求出疲勞擴展壽命，方法如下。

對表1中的數(shù)據(jù)取對數(shù)，見表2。

表2 裂紋長度與疲勞弧線間距分別取對數(shù)后的數(shù)據(jù)

將表2中的數(shù)據(jù)進行擬合，擬合曲線如圖7所示。

由圖7可知，裂紋長度與弧線間距分別取對數(shù)后并不能很好符合直線關(guān)系。為了減小計算誤差，采用分段的方法計算，即利用表2中前3點擬合的曲線可以計算出疲勞弧線條數(shù)N1，后3點擬合的曲線可以計算出疲勞弧線條數(shù)N2，而總的弧線條數(shù)為N=N1+N2。

利用表2中前3點數(shù)據(jù)擬合的曲線如圖8所示。

該曲線的數(shù)學表達式為

其中，a0為裂紋開始擴展的尺寸，由于距源區(qū)0.22 mm處首次發(fā)現(xiàn)疲勞弧線，因此，在前3點數(shù)據(jù)擬合中取a0=0.22 mm；而在前3點數(shù)據(jù)擬合中af為第3點觀察到疲勞弧線的位置，即af=10 mm。將c、m、a0、af的值代入式（2），可得出N1=534。

用表2中后3點數(shù)據(jù)擬合的曲線如圖9所示。

該曲線的數(shù)學表達式為在后3點數(shù)據(jù)擬合中，a0為第3點距源區(qū)的距離，因此，取a0=10 mm；af為最后1點觀察到疲勞弧線的位置，即af=47 mm。將c、m、a0、af的值代入式（2），計算得出N2的值，N2=372。

故疲勞弧線總條數(shù)為N=N1+N2=537+372=906條。

3.4 分析結(jié)果

由以上的定性和定量分析，可得出某型發(fā)動機架2#管斷裂故障的最終分析結(jié)果：（1）斷裂性質(zhì)為典型的高低周復合疲勞斷裂；（2）管壁焊穿，焊料進入基體，而焊縫附近2#管的組織不均勻是2#管斷裂的主要原因，飛機工作過程中存在的振動應力加速了2#管疲勞裂紋的萌生；（3）通過對斷口上擴展區(qū)疲勞弧線的定量分析，計算出疲勞弧線為906條，說明該發(fā)動機架斷裂是在經(jīng)受了900余次的起停循環(huán)或載荷變化較大的機動科目后發(fā)生的。

4 解決措施

針對某型發(fā)動機架2#管與杯體焊接處裂紋的后果及其產(chǎn)生的原因，對解決方案進行了專題研究，并對發(fā)動機架的疲勞斷裂故障主要采取了如下措施。

（1）對發(fā)動機架的疲勞斷裂特殊部位，提出具體檢查要求。

加強疲勞裂紋的甄別，規(guī)定了在使用維護中執(zhí)行目視檢查、敲擊檢查、渦流檢查和熒光滲透檢查等4種檢查方法，加強對萌生裂紋的檢驗和判斷，消除可能產(chǎn)生的嚴重后果。

（2）加強對發(fā)動機架制造過程中的質(zhì)量控制。

首先了解發(fā)動機架制造的工藝過程，據(jù)此分析影響發(fā)動機架質(zhì)量的主要因素（如圖10所示）。針對管壁焊穿的主要原因，制定工藝改進方案和實施措施。影響封口熔深的因素主要為焊接電流大小、施焊時間和鎢極角度等。通過現(xiàn)場調(diào)查統(tǒng)計，并進行模擬分析，發(fā)現(xiàn)其中2個因素可相對固定：由于2#管與杯體夾角一定，為避免2#管壁焊穿，將鎢極偏向壁厚的杯體一側(cè)起弧，使封口時鎢極角度基本不變；經(jīng)過統(tǒng)計，完成封口的施焊時間約為40 s也基本不變。因此控制熔深就可從確定電流參數(shù)入手，原工藝參數(shù)為80～110 A，沒有熔深規(guī)定。參考航空標準中關(guān)于角接焊熔深的規(guī)定，并結(jié)合該部位的特殊情況，制定熔深占管壁的15%～40%為合格的設計方案，最終確定封口焊接電流為85～90 A。

（3）結(jié)構(gòu)改進

發(fā)動機架在設計之初就有完善的強度計算報告，其各項強度數(shù)據(jù)均可以滿足使用要求，但為了進一步改善2#管與杯體焊接處的應力分布，擬在撐桿之間增焊一加強片（如圖11所示），改進方案需做裝機驗證試驗。目前已提供的2個機架在某試飛單位進行裝機飛行試驗，并分別飛行了530 h和152 h，運行狀況良好。

5 結(jié)論

（1）實施疲勞斷裂故障措施后，某型發(fā)動機架沒有發(fā)生嚴重故障，從對某批次發(fā)動機架按比例做金相低倍檢查結(jié)果表明，封口處沒有焊穿，熔深符合要求，表明疲勞斷裂的隱患已消除。

（2）減少了由于發(fā)動機架2#管疲勞斷裂帶來的維修損失，節(jié)省了維修費用，消除了飛行安全隱患。

（3）對類似發(fā)動機架焊接結(jié)構(gòu)疲勞斷裂故障的分析和處理提供了借鑒。

[1]趙萍,何清華,楊治國.航空發(fā)動機葉片疲勞斷裂研究領(lǐng)域與方法概述 [J].航空發(fā)動機,2009,35(3):58-61.