飛機副翼前端開裂原因分析

黎小寶,鄧承佯,江建東,吳根林,徐環(huán)宇

(1. 江西洪都航空工業(yè)集團有限責任公司,南昌 330024； 2. 空軍駐320廠軍事代表室,南昌 330024)

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飛機副翼前端開裂原因分析

黎小寶1,鄧承佯1,江建東2,吳根林1,徐環(huán)宇1

(1. 江西洪都航空工業(yè)集團有限責任公司,南昌 330024； 2. 空軍駐320廠軍事代表室,南昌 330024)

針對飛機副翼前端裂紋失效問題，通過對零件進行化學成分分析、斷口宏觀觀察、顯微觀察、金相分析和強度檢測等方法探究其裂紋性質(zhì)，并結(jié)合有限元應力分析對裂紋產(chǎn)生原因進行深入剖析。結(jié)果表明,調(diào)質(zhì)不充分造成零件表面強度下降，同時在沒有表面防護的情況下，零件表面極易與周邊部件相互摩擦形成磨損凹坑，造成表面碳含量極少的滲碳體與附著腐蝕液直接接觸進而發(fā)生電化學腐蝕反應形成早期腐蝕疲勞裂紋源，最后在長期的服役交變載荷作用下不斷擴展,最終造成腐蝕疲勞失效。

航空材料；30CrMnSiNiA鋼；腐蝕疲勞

在飛機定檢過程中，發(fā)現(xiàn)飛機副翼前端部位出現(xiàn)了裂紋失效問題，該部位是飛機的重要零部件，這會對飛機的飛行安全造成影響。本工作對裂紋斷口形貌、組織結(jié)構(gòu)、化學成分和受載情況等進行了分析，探討了該部位出現(xiàn)裂紋的原因，以期為預防同類部位出現(xiàn)類似腐蝕提供技術(shù)參考。

腐蝕部位位于副翼前端，材料為30CrMnSiA鋼，在電阻爐內(nèi)進行調(diào)質(zhì)熱處理。服役期間副翼的運動方式為垂直于鋼構(gòu)件底邊中軸線的往復運動，因此該部位主要承受交變載荷作用。進一步觀察可以發(fā)現(xiàn)板彎處發(fā)生了較嚴重的腐蝕現(xiàn)象(見圖1)，且出現(xiàn)了肉眼可見的裂紋，該裂紋起始方向垂直于板材連接部分的板彎區(qū)域。進一步檢查發(fā)現(xiàn)該部件服役時間并未達到其規(guī)定的使用壽命。

1　理化檢測

1.1化學成分檢測

在裂紋斷口附近取樣進行化學成分檢測,由表1可見,該鋼構(gòu)件的化學成分符合設計技術(shù)條件要求。裂紋的誘發(fā)原因并非是原材料的質(zhì)量問題。

表1　化學成分分析結(jié)果(質(zhì)量分數(shù))

1.2斷口宏觀觀察

沿裂紋擴展方向打開斷口，斷口整體形貌較平坦，顏色呈紅褐色銹跡。觀察裂紋源區(qū)形貌，在裂紋擴展的尾端可見明顯的擴展線,見圖2(a)，源區(qū)斷口平坦,見圖2(b)。

1.3斷口顯微觀察

將鋼構(gòu)件沿裂紋打斷之后經(jīng)過超聲洗滌后放入掃描電鏡下進行形貌觀察，斷口全貌均被腐蝕產(chǎn)物所覆蓋，原始形貌不可分辨，對斷口腐蝕產(chǎn)物進行能譜分析可知，腐蝕產(chǎn)物含有氧化物，這說明裂紋區(qū)域發(fā)生了一定程度的電化學腐蝕反應。將腐蝕產(chǎn)物清理后繼續(xù)觀察可知，裂紋擴展區(qū)可見明顯的裂紋擴展線等腐蝕疲勞條帶狀形貌,見圖3(a)，裂紋源區(qū)則可見明顯的貝殼狀形貌,見圖3(b)，整個斷口全貌平滑無明顯韌窩結(jié)構(gòu)。

同時在遠離裂紋處將零件打斷，斷口經(jīng)超聲洗滌后進行觀察可知，斷口形貌十分粗糙，有明顯的韌窩結(jié)構(gòu),見圖3(c)，這說明該鋼構(gòu)件是脆性斷裂，且材料并沒有出現(xiàn)明顯的質(zhì)量問題。兩斷口均沒有發(fā)現(xiàn)明顯的冶金缺陷和熱加工缺陷，也沒有發(fā)現(xiàn)明顯的加工痕跡。

1.4斷口金相觀察

在鋼構(gòu)件上附近取金相試樣進行觀察可知，心部組織為回火索氏體結(jié)構(gòu)[1],見圖4(a)，表層組織則發(fā)生了脫碳現(xiàn)象，脫碳層深度約為0.08mm,見圖4(b)。進一步對組織進行硬度測試可知，鋼構(gòu)件的心部組織平均硬度值為35.35HRC，脫碳層的平均硬度值為23.87HRC。

2　綜合分析

2.1應力有限元分析

針對出現(xiàn)裂紋的r處可以運用Partran軟件進行有限元應力分析[2]。首先模擬其實際服役期間的邊際條件，將鋼構(gòu)件的兩端和A邊進行固定，B邊承受外界的交變載荷。其次將整個鋼構(gòu)件進行網(wǎng)格分割，最后根據(jù)實際所承受的循環(huán)載荷進行模擬,見圖5?？芍?，整個循環(huán)過程中，鋼構(gòu)件各處的受載均小于其屈服強度(σb≥1 175MPa)，應力波谷段[3]的最大載荷為1.02MPa，波峰載荷段最大載荷為4.24MPa，進一步分析可知，應力主要集中在板彎處區(qū)域和B邊。因此該裂紋并非是外加應力過高誘發(fā)的，裂紋起源于載荷集中區(qū)域。

2.2失效原因分析

由上述分析可知，鋼構(gòu)件的化學成分符合相關(guān)技術(shù)標準，這說明鋼構(gòu)件的斷裂與材料無關(guān)。而有限元應力分析結(jié)果也顯示整個服役期間鋼構(gòu)件的載荷并非裂紋形成的主要原因。而其斷口形貌呈現(xiàn)明顯的疲勞條帶狀且有腐蝕產(chǎn)物，其源區(qū)的貝殼狀形貌則顯示鋼構(gòu)件在失效前經(jīng)歷了緩慢的裂紋形成和擴展過程，這說明該部件裂紋的性質(zhì)為腐蝕疲勞裂紋。在金相組織觀察過程中可以發(fā)現(xiàn)鋼表層組織出現(xiàn)了脫碳現(xiàn)象，這說明鋼件的熱處理不當是裂紋萌生的主要原因。

該鋼構(gòu)件在電阻爐內(nèi)經(jīng)歷調(diào)質(zhì)[4]時，一方面組織中的碳在高溫情況下不斷擴散，擴散過程中與爐內(nèi)的氣氛中的CO2、H2O和O2等氧化氣體優(yōu)先發(fā)生氧化反應，造成表面滲碳體含量下降，鐵素體的含量增加，直接影響了表面組織強度；另一方面，由于表面組織和心部組織的成分不同，兩部分的線膨脹系數(shù)也有所差異，因而在淬火[5]降溫過程中，兩者的體積收縮程度不一致就會造成界面內(nèi)應力集中，使其疲勞性能下降，同時變形量的不同也會造成表面產(chǎn)生許多細微裂紋。此外，由于碳含量的不斷減少使得調(diào)質(zhì)階段馬氏體相變[6]反應無法充分進行，最終直接影響到了鋼構(gòu)件的屈服強度[7-9]。

同時在顯微形貌中并沒有發(fā)現(xiàn)該鋼構(gòu)件進行任何表面處理工藝，因而該鋼構(gòu)件極易與周邊零部件相互作用,形成磨損凹坑，造成金相組織表面形貌粗糙。此外，該部件又位于結(jié)構(gòu)邊緣，夾雜灰塵的冷凝水就會附著在其表面凹坑處和調(diào)質(zhì)過程形成的細微裂紋處，這就迫使脫碳反應中產(chǎn)生的鐵素體直接與腐蝕液接觸，從而發(fā)生電化學氧化反應生成鐵銹等氧化物。其次腐蝕區(qū)域在內(nèi)應力的作用下也會緩慢形成和擴展從而誘發(fā)早期腐蝕疲勞裂紋，形成貝殼狀形貌[10]。最后源區(qū)裂紋在長期交變應力的作用下就會繼續(xù)擴展進入瞬斷區(qū)造成鋼構(gòu)件的裂紋失效。

因此調(diào)質(zhì)過程不當是裂紋產(chǎn)生的內(nèi)在原因，而服役環(huán)境中附著的冷凝水及交變應力則是裂紋擴展的主要原因。所以對于調(diào)質(zhì)過程，應當嚴格控制爐內(nèi)氣氛，保持還原性氣體與氧化性氣體的濃度比例，并適當充入一定量的惰性氣體進行保護，同時控制保溫時間和調(diào)質(zhì)溫度，降低脫碳反應速率。此外,在調(diào)質(zhì)過程前對鋼構(gòu)件進行表面處理可以隔絕爐內(nèi)氣氛與鋼構(gòu)件接觸,避免脫碳現(xiàn)象。

3　結(jié)論與建議

(1) 副翼前端鋼構(gòu)件的裂紋應為腐蝕疲勞裂紋，表層組織脫碳是主要原因。

(2) 嚴格控制調(diào)制過程的條件，建議適當充入還原性氣體或者惰性氣體以避免脫碳現(xiàn)象的出現(xiàn)。

(3) 建議鋼構(gòu)件進行必要的表面處理，以隔絕爐內(nèi)氧化氣體和游離碳，并在調(diào)制后增涂防護漆層以增強防護性能。

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Analysis of Cracking of Front Aileron

LI Xiao-bao1, DENG Cheng-yang1, JIANG Jian-dong2, WU Gen-lin1, XU Huan-yu1

(1. Hongdu Aviation Industry Group, Nanchang 330024, China;2.AirForceAffairsCommissaryin320Factory,Nanchang330024,China)

Tothefailureoffrontaileron,compositionanalysis,macroscopicanalysis,microscopicanalysis,metallurgicaltestingandhardnesstestingwereperformedtoexplorethecharactersofcracking,andfiniteelementanalysiswasusedtodeeplyexplorethereasons.Theresultssuggestthatsurfacestrengthdecreasecausedbyinadequatequenchinganderosionpitsformedinfrictionwiththesurroundingpartswithoutsurfaceprotectionlayerresultedindirectcontactofcementiteswithadheredcorrosiveliquidandthenformedelectrochemicalcorrosionanthusformandearlyfatiguecorrosioncrackingsource.Finally,underlong-termservicealternatingloads,thesourceexpandedandeventualcorrosionfatiguefailureoccured.

aeronauticalmaterial; 30CrMnSiNiAsteel;corrosionfatigue

10.11973/fsyfh-201601021

2014-12-29

鄧承佯(1992-),本科,設計員,從事飛機結(jié)構(gòu)腐蝕工作,15210582336,an123yi@126.com

TG174

A

1005-748X(2016)01-0088-04