某型飛機(jī)前輪叉裂紋失效分析與解決措施

夏 天，彭志軍，張志林,，葉 彬

（1.南昌航空大學(xué)飛行器工程學(xué)院，江西南昌330063；2.中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

0 引言

100多架某型飛機(jī)在外場(chǎng)使用過(guò)程中，曾有兩架前輪叉出現(xiàn)了裂紋，裂紋位置均位于前輪叉與活塞桿連接孔上表面中間位置，長(zhǎng)度約為20mm，如圖1所示。兩架飛機(jī)的使用時(shí)間不長(zhǎng)，起落次數(shù)也較少。其中，6383#飛機(jī)使用6年，飛行839小時(shí)、1635個(gè)起落；6403#飛機(jī)使用4.5年，飛行250小時(shí)、347個(gè)起落。該型飛機(jī)前輪叉采用LC9-CS(DM)鋁合金制造，零件表面進(jìn)行陽(yáng)極化處理后涂H06-2鋅黃底漆和HO4-2中灰面漆進(jìn)行防護(hù),活塞桿外表面鍍硬鉻進(jìn)行防護(hù)。輪叉與活塞桿采用干涉配合方式裝配，同時(shí)用兩個(gè)異面十字交叉的螺栓將輪叉與活塞桿干涉裝配連接在一起。前輪叉主要用于承受飛機(jī)著陸沖擊和地面操縱載荷，以及長(zhǎng)時(shí)間的地面停放載荷。

本文在斷口分析和有限元應(yīng)力分析的基礎(chǔ)上，給出了前輪叉出現(xiàn)裂紋的原因，提出了解決措施。

圖1 輪叉外觀與裂紋位置

1 裂紋性質(zhì)

1.1 裂紋斷口觀察

將前輪叉裂紋人為打開(kāi)，6403#飛機(jī)裂紋斷口記為1#，6383#飛機(jī)裂紋斷口記為2#。斷口的宏觀形貌見(jiàn)圖2。

圖2 1#、2#斷口外觀

斷口內(nèi)側(cè)表面（位于圖片下部）對(duì)應(yīng)螺栓孔側(cè)，1#、2#斷口內(nèi)側(cè)表面發(fā)現(xiàn)了黑色的腐蝕痕跡。觀察斷口表面，發(fā)現(xiàn)1#、2#斷口較平坦，且有從內(nèi)表面?zhèn)绕鹗嫉臄U(kuò)展臺(tái)階，斷口無(wú)明顯塑性變形，顏色灰暗，無(wú)金屬光澤。

將1#、2#斷口置于掃描電子顯微鏡下觀察其微觀形貌，發(fā)現(xiàn)斷口處存在大量腐蝕產(chǎn)物，呈現(xiàn)出泥紋花樣特征[1]，見(jiàn)圖3。

圖3 1#、2#斷口的泥紋狀花樣形貌（×500）

對(duì)腐蝕產(chǎn)物進(jìn)行能譜分析見(jiàn)表1，發(fā)現(xiàn)斷口內(nèi)外表面?zhèn)雀g產(chǎn)物和內(nèi)側(cè)表面陽(yáng)極氧化膜破損處均含有應(yīng)力腐蝕敏感元素Cl和S。

清洗斷口處腐蝕產(chǎn)物后，在電子顯微鏡下能觀察到斷口位置的陽(yáng)極化膜存在多處嚴(yán)重破損[2]，斷口沿晶裂紋、沿晶界的二次裂紋清晰可見(jiàn)，見(jiàn)圖4、圖5。

表1 斷口源區(qū)能譜分析結(jié)果（mass/%）

圖4 1#、2#斷口沿晶二次裂紋形貌（×500）

圖5 1#、2#斷口沿晶形貌（×3000）

1.2 金相與硬度檢查

沿著裂紋斷口內(nèi)外表面方向取其側(cè)面制取金相試樣，金相腐蝕之前，發(fā)現(xiàn)斷口面附近存在沿晶裂紋。金相腐蝕之后進(jìn)行金相組織觀察，斷口附近組織和心部組織未見(jiàn)異常，均未出現(xiàn)過(guò)熱、過(guò)燒及其它組織缺陷。

對(duì)試樣進(jìn)行維氏硬度測(cè)試，試樣各個(gè)區(qū)域硬度值較均勻。按照GB/T 1172-1999[4]將硬度值換算成抗拉強(qiáng)度值，滿(mǎn)足輪叉圖紙規(guī)定的大于510MPa的要求。

1.3 裂紋性質(zhì)

裂紋斷口存在腐蝕產(chǎn)物，腐蝕產(chǎn)物能譜分析含有Cl、S元素和大量O元素。斷口面附近存在沿晶裂紋，并可見(jiàn)典型的泥紋花樣和沿晶界的二次裂紋。在垂直前輪叉裂紋面方向，輪叉長(zhǎng)期處于飛機(jī)地面停放和干涉裝配產(chǎn)生的拉應(yīng)力作用。前輪叉與活塞桿干涉裝配孔口處有1×45°倒角，腐蝕介質(zhì)容易在此聚集，在腐蝕和拉應(yīng)力的長(zhǎng)期共同作用下，前輪叉產(chǎn)生了應(yīng)力腐蝕開(kāi)裂[5]。

2 原因分析

應(yīng)力腐蝕開(kāi)裂是在拉應(yīng)力作用下，金屬在腐蝕介質(zhì)中引起的破壞，這種腐蝕一般為穿晶腐蝕。應(yīng)力腐蝕開(kāi)裂出現(xiàn)有三個(gè)必要條件：材料本身具有應(yīng)力腐蝕傾向、受到靜拉伸應(yīng)力的作用和特定的腐蝕環(huán)境作用。應(yīng)力腐蝕需要拉應(yīng)力的持續(xù)作用[6]，因此從輪叉與活塞桿干涉裝配、輪叉與螺栓襯套干涉連接、輪叉受地面停放載荷作用三個(gè)方面分析輪叉裂紋處的應(yīng)力情況。

2.1 輪叉與活塞桿干涉裝配

活塞桿材料為30CrMnSiA，與前輪叉孔軸配合為Φ60(H8/u7)，孔軸壓配合極限干涉量為0.034～0.117mm，相對(duì)干涉量0.57%～1.95%。采用Abaqus軟件對(duì)干涉配合進(jìn)行了模擬，固定輪叉六個(gè)方向的自由度，將活塞桿壓入0.001mm，使其與輪叉穩(wěn)定接觸，然后繼續(xù)將活塞桿壓入56mm，至最終裝配位置。前輪叉與活塞桿的裝配過(guò)程為硬壓入方式，故需考慮摩擦系數(shù)的影響。取最大干涉量與最小干涉量的平均值，摩擦系數(shù)分別取f=0,0.05,0.1,0.15，如上述方法采用Abaqus軟件計(jì)算分析摩擦系數(shù)對(duì)干涉應(yīng)力的影響，繪制曲線(xiàn)見(jiàn)圖6。

圖6 輪叉與活塞桿摩擦系數(shù)對(duì)干涉應(yīng)力的影響

從圖6可以發(fā)現(xiàn)，對(duì)于不同的摩擦系數(shù)，干涉應(yīng)力幾乎沒(méi)有變化，摩擦系數(shù)對(duì)于該模型的分析結(jié)果幾乎沒(méi)有影響，故摩擦系數(shù)最終取0.1進(jìn)行分析[8]。最大干涉量下的計(jì)算分析結(jié)果見(jiàn)圖7。

圖7 輪叉與活塞桿最大干涉量輪叉的應(yīng)力分析

取裂紋初始形成位置的單元應(yīng)力結(jié)果，在最大干涉量下Von-Mises應(yīng)力為137.6MPa，沿垂直裂紋方向拉應(yīng)力約為52MPa，沿裂紋方向壓應(yīng)力約為90MPa；在最小干涉量下Von-Mises應(yīng)力為38.6MPa，沿垂直裂紋方向拉應(yīng)力約為18MPa，沿裂紋方向壓應(yīng)力約為22MPa。為分析干涉量n與裂紋處Von-Mises應(yīng)力的關(guān)系，采用同樣的方法計(jì)算了不同干涉量下的應(yīng)力值，見(jiàn)圖8所示。

從圖8可知，最大干涉量下的Von-Mises應(yīng)力為最小干涉量下的3.56倍，干涉量與Von-Mises應(yīng)力基本上呈線(xiàn)性關(guān)系。

2.2 輪叉與螺栓干涉連接

由于兩個(gè)交叉螺栓中的一個(gè)距離裂紋處相對(duì)較遠(yuǎn)，因此僅考慮距輪叉裂紋處較近的螺栓的影響。螺栓材料為30CrMnSiA,與前輪叉之間干涉配合為Φ14(H8/u7)，干涉量為0.011～0.051mm，相對(duì)干涉量為0.079%～0.36%，取最大干涉量與最小干涉量的平均值，如前文分別取不同摩擦系數(shù)，采用Abaqus軟件計(jì)算分析摩擦系數(shù)對(duì)輪叉干涉應(yīng)力的影響，繪制曲線(xiàn)見(jiàn)圖9。

圖8 輪叉應(yīng)力-輪叉與活塞桿干涉量曲線(xiàn)

圖9 輪叉與螺栓摩擦系數(shù)對(duì)干涉應(yīng)力的影響

從圖9可知，摩擦系數(shù)對(duì)輪叉干涉應(yīng)力有一定的影響，摩擦系數(shù)每增加0.05，應(yīng)力值約增加5MPa。在最大干涉量下，摩擦系數(shù)取0.1，取裂紋初始形成位置的單元應(yīng)力結(jié)果，分析結(jié)果表明Von-Mises應(yīng)力為91.6MPa，沿垂直裂紋方向拉應(yīng)力約為90.6MPa；沿裂紋方向壓應(yīng)力約為2.7MPa；在最小干涉量下Von-Mises應(yīng)力為25.6MPa，沿垂直裂紋方向拉應(yīng)力約為24.9MPa，沿裂紋方向壓應(yīng)力約為0.8MPa。最大干涉量下的計(jì)算分析結(jié)果見(jiàn)圖10。

為分析干涉量與裂紋處Von-Mises應(yīng)力的關(guān)系，采用了同樣的方法計(jì)算了不同干涉量下的應(yīng)力值，見(jiàn)圖11所示。

從圖11可知，最大干涉量下的Von-Mises應(yīng)力為最小干涉量下的3.57倍，干涉量與Von-Mises應(yīng)力基本上呈線(xiàn)性關(guān)系。

圖10 輪叉與螺栓最大干涉量輪叉應(yīng)力分析

圖11 輪叉應(yīng)力-輪叉與螺栓干涉量曲線(xiàn)

2.3 輪叉受地面停放載荷作用

在飛機(jī)地面停放時(shí)，前輪叉承受了地面421kg的反作用力，由于前起落架存在7°的前傾角，所以地面反作用力和活塞桿之間存在7°的夾角。兩個(gè)螺栓以異面十字交叉形式固定活塞桿與輪叉，因此建立輪叉有限元分析模型后，約束輪叉上兩螺栓孔節(jié)點(diǎn)和活塞桿孔節(jié)點(diǎn)X、Y、Z方向的平動(dòng)位移，在輪心處施加方向與活塞桿成7°角的地面反作用力，計(jì)算結(jié)果見(jiàn)圖12所示。裂紋處的Von-Mises應(yīng)力為2.7MPa，沿垂直裂紋方向拉應(yīng)力約為1.3MPa，沿裂紋方向壓應(yīng)力約為1.6MPa，地面停放載荷在輪叉裂紋處產(chǎn)生的應(yīng)力很小。

圖12 輪叉在地面停放載荷作用下的應(yīng)力分析

2.4 結(jié)論

LC9-CS（即7A09-T6）材料高向（短橫向）比橫向（長(zhǎng)橫向）更具有應(yīng)力腐蝕敏感性，當(dāng)應(yīng)力達(dá)到屈服強(qiáng)度的25%時(shí)產(chǎn)生斷裂，取其屈服強(qiáng)度475MPa則應(yīng)力達(dá)到118.8MPa產(chǎn)生斷裂[9,10]。同時(shí)有實(shí)驗(yàn)表明在48.3MPa拉應(yīng)力和間浸3.5%NaCl的作用下，7A09-T6鍛件高向開(kāi)始發(fā)生應(yīng)力腐蝕[11]。從以上輪叉三種受載情況疊加來(lái)看，裂紋部位拉應(yīng)力最大能夠到143.9MPa，達(dá)到了材料的應(yīng)力腐蝕門(mén)檻值。綜合以上分析可以得到以下結(jié)論：

1)輪叉與活塞桿之間的干涉量與干涉應(yīng)力之間、輪叉與螺栓之間的干涉量與干涉應(yīng)力之間基本上都呈線(xiàn)性關(guān)系，摩擦系數(shù)對(duì)干涉應(yīng)力的影響基本可以忽略不計(jì)；

2)輪叉與活塞桿、輪叉與螺栓間的干涉配合在裂紋位置造成的較大裝配應(yīng)力和腐蝕介質(zhì)的作用是輪叉出現(xiàn)裂紋的主要原因。

3 解決措施

此型飛機(jī)服役環(huán)境屬中度鹽堿地區(qū)，露水中Cl離子 濃 度 為46000mg/m3，H2SO4濃 度 為116000mg/m3，腐蝕環(huán)境較為嚴(yán)重，所以解決措施主要可以從減少輪叉裂紋處的應(yīng)力，使其低于應(yīng)力腐蝕門(mén)檻值，同時(shí)加強(qiáng)腐蝕防護(hù)，減少外界腐蝕環(huán)境對(duì)其的影響，具體措施如下：

1）嚴(yán)格控制輪叉裝配時(shí)干涉量，盡量按規(guī)定的干涉量下限裝配；

2）裝配前對(duì)輪叉孔內(nèi)涂阿洛丁1200表面處理，對(duì)孔倒角處涂漆防護(hù)，同時(shí)螺栓蘸漆濕連接,在外場(chǎng)使用過(guò)程中若出現(xiàn)防護(hù)層破損，應(yīng)盡快補(bǔ)涂。

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