起落架調(diào)節(jié)接頭開裂及安全評估方法分析

劉春江，黃 超，陳 星，姜 濤

(1.中國航發(fā)北京航空材料研究院，北京 100095；2. 中航工業(yè)失效分析中心，北京 100095；3.航空材料檢測與評價(jià)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100095；4.中國航空發(fā)動機(jī)集團(tuán)材料檢測與評價(jià)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100095；5.國營蕪湖機(jī)械廠，安徽 蕪湖 241007)

0 引言

軍機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想正朝著滿足長壽命、高機(jī)動性、高可靠性、高出勤率、低維修成本的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度綜合設(shè)計(jì)方向發(fā)展，基于損傷容限設(shè)計(jì)以確保安全的可靠性設(shè)計(jì)體系在我國已經(jīng)基本建立，并且應(yīng)用于新研飛機(jī)的設(shè)計(jì)和現(xiàn)役飛機(jī)壽命的可靠性評定[1-3]。在維修過程中基于損傷容限設(shè)計(jì)理論，基于裂紋生長理論和剩余強(qiáng)度理論建立的周期性的結(jié)構(gòu)檢查方案，可以選擇合理正確的檢查方法，避免過度維修，降低維修成本，使維修工作效率最大化[4-6]。失效分析通過對故障現(xiàn)象明了分析、對故障部件準(zhǔn)確定位、對故障原因清楚判斷，才能有針對性地制定排故、維修措施，防止故障再次發(fā)生。維修人員運(yùn)用失效分析方法與飛機(jī)可靠性、維修性以及質(zhì)量控制與管理有機(jī)地結(jié)合起來，提高飛機(jī)維修質(zhì)量[7-9]。另外，失效分析不僅在飛機(jī)維修中發(fā)揮作用，還在民用領(lǐng)域指導(dǎo)著維修方向，例如某零件開裂是由于應(yīng)力腐蝕開裂，而設(shè)計(jì)應(yīng)力較大是產(chǎn)生應(yīng)力腐蝕的主要來源，那么維修就不僅要修復(fù)裂紋，還要通過補(bǔ)強(qiáng)等手段降低失效部位應(yīng)力水平[10]。疲勞斷口定量分析技術(shù)是基于斷裂力學(xué)發(fā)展的一項(xiàng)分析技術(shù)，通過獲得零件的疲勞壽命、疲勞應(yīng)力和原始疲勞質(zhì)量等與裂紋擴(kuò)展相關(guān)參量，不僅可得出構(gòu)件在實(shí)際工作過程中的疲勞裂紋擴(kuò)展速率,不但對深入分析失效原因提供依據(jù)，還可實(shí)現(xiàn)對零部件進(jìn)行疲勞壽命估算，可確定構(gòu)件形成裂紋的時(shí)間，評價(jià)其制造質(zhì)量、檢測周期的合理性,解決工程實(shí)際問題[11-12]。

飛機(jī)在經(jīng)歷約1 000個(gè)起落后進(jìn)行大修，磁粉檢測發(fā)現(xiàn)多件起落架調(diào)節(jié)接頭在退刀槽與耳片之間的倒圓角處出現(xiàn)裂紋，發(fā)現(xiàn)裂紋的接頭約占總體接頭數(shù)量的60%，接頭材料為30CrMnSiA鋼，熱處理工藝為900 ℃油淬+(500～570) ℃回火。通過宏觀觀察、斷口微觀觀察和材質(zhì)檢查等方法，對接頭的開裂性質(zhì)和開裂原因進(jìn)行分析，并針對接頭使用情況從損傷容限設(shè)計(jì)、疲勞斷口定量分析技術(shù)等角度出發(fā)對其安全評估方法進(jìn)行分析。

1 試驗(yàn)過程與結(jié)果

1.1 斷口宏觀觀察

接頭宏觀形貌見圖1，裂紋位于轉(zhuǎn)角處(圖2)，取樣將裂紋打開，觀察裂紋斷口宏觀形貌，裂紋線性起源于倒圓角表面，開裂區(qū)裂紋面較粗糙，呈淺土黃色，并可見多個(gè)粗大的疲勞臺階，裂紋最深深度約為0.54 mm(圖3)。

1.2 斷口微觀觀察

裂紋斷口源區(qū)呈線源，斷面上可見疲勞臺階，源區(qū)未見夾雜和冶金缺陷，斷面擴(kuò)展區(qū)可見疲勞條帶特征，人工打開區(qū)為韌窩特征(圖4)。

圖1 接頭外觀形貌Fig.1 Appearance of adjusting joint

圖2 倒圓角處形貌Fig.2 Morphology of fillet

圖3 裂紋斷口宏觀形貌Fig.3 Macrograph of fracture surface

圖4 裂紋斷口微觀形貌Fig.4 Morphology of fracture surface

1.3 硬度檢測

在裂紋斷口附近取樣，測量維氏硬度，平均值為HV 373.1，通過GB/T 1172—1999《黑色金屬硬度及強(qiáng)度換算值》，換算為抗拉強(qiáng)度為1 210 MPa，滿足1 080～1 280 MPa的技術(shù)要求。

1.4 金相檢驗(yàn)

在裂紋斷口附近制取金相試樣，材料組織為回火索氏體組織(圖5)。

圖5 接頭金相組織形貌Fig.5 Metallographic microstructure of adjusting joint

2 分析與討論

2.1 開裂性質(zhì)和原因分析

接頭裂紋均位于退刀槽與耳片外壁的倒圓角處，裂紋源區(qū)為線源，深度較淺，微觀均可見疲勞條帶，分析認(rèn)為裂紋性質(zhì)為疲勞裂紋。

接頭金相組織和力學(xué)性能檢查未見異常。

接頭在工作時(shí)受軸向作用力，退刀槽與耳片外壁之間的倒圓角處是應(yīng)力集中位置，當(dāng)應(yīng)力大于疲勞強(qiáng)度時(shí)就會產(chǎn)生疲勞破壞，引起接頭在倒圓角處疲勞開裂。而當(dāng)?shù)箞A角處及附近表面存在加工痕跡或加工凹槽時(shí)，一方面會進(jìn)一步增大應(yīng)力集中現(xiàn)象，放大倒圓角處的應(yīng)力水平，另一方面也會破壞表面完整性，降低接頭抗疲勞性能，促使接頭在倒圓角處疲勞開裂。

從承載能力上分析，接頭應(yīng)該存在一定的安全裕度，特別是倒圓角處。若接頭承載能力不足(或安全裕度不夠)，容易引起結(jié)構(gòu)破壞。據(jù)介紹，接頭設(shè)計(jì)為無限壽命，而此次大修發(fā)現(xiàn)60%的接頭出現(xiàn)裂紋，建議對調(diào)節(jié)接頭進(jìn)一步進(jìn)行強(qiáng)度計(jì)算，核實(shí)倒圓角處的安全裕度是否合適。

從減少促進(jìn)疲勞開裂的因素方面考慮，若安全裕度合適的情況下，當(dāng)?shù)箞A角表面加工狀態(tài)不良時(shí)，一方面會影響表面完整性，降低疲勞性能，另一方面會加重應(yīng)力集中，提高應(yīng)力水平，易引起疲勞開裂，因此，應(yīng)控制加工質(zhì)量，特別是倒圓角處的加工狀態(tài)，減少促進(jìn)疲勞開裂的因素。

從提高接頭疲勞性能的方面考慮，倒圓角處是接頭的薄弱部位，可以通過表面強(qiáng)化的方法對其處理，如對倒圓角處進(jìn)行噴丸處理，使其表面處于壓應(yīng)力狀態(tài)，從而提高其抗疲勞性能。

2.2 接頭安全評估

接頭設(shè)計(jì)壽命為無限壽命，在分析過程中了解到接頭試驗(yàn)件也曾發(fā)生過疲勞斷裂，疲勞擴(kuò)展較充分，占整個(gè)斷口面積的90%以上(圖6)。這不僅說明接頭存在較大的擴(kuò)展壽命，可以基于使用工況對存在開裂的接頭進(jìn)行評估，還說明接頭具備一定的損傷容限，可基于損傷容限設(shè)計(jì)和斷裂力學(xué)對帶裂紋的接頭進(jìn)行安全使用性評價(jià)。下面探討針對接頭的安全評估過程。

圖6 接頭試驗(yàn)件斷口宏觀形貌Fig.6 Macroscopical fracture surface of test specimen

利用斷口定量反推和安全評估的方法，可以反推計(jì)算裂紋擴(kuò)展壽命，并且可以評估開裂件的剩余壽命，試驗(yàn)和評價(jià)分析方案如下：

1)測試材料斷裂韌度KIC。

斷裂韌性是材料抵抗裂紋快速擴(kuò)展的能力。在工程應(yīng)用中，一般用應(yīng)力強(qiáng)度因子K來與之比較。當(dāng)K>KIC時(shí)，裂紋擴(kuò)展發(fā)生失穩(wěn)斷裂；當(dāng)K

2)臨界裂紋長度ac0分析。

通過應(yīng)力強(qiáng)度因子K與斷裂韌性KIC的比較，即K=KIC時(shí)，最終計(jì)算出臨界裂紋長度。首先需要按式(1)計(jì)算K值，其中形狀因子Y可以參考相關(guān)手冊，在接頭結(jié)構(gòu)下裂紋斷面的名義應(yīng)力不是恒值而為漸變值，需要大量試算才能獲得K=KIC狀態(tài)。將KIC直接代入式(1)，獲得式(2)，即獲取ac和σc的關(guān)系，關(guān)系曲線左側(cè)為安全區(qū)域。通過有限元軟件分析接頭在最大工況條件下裂紋所處截面的應(yīng)力分布情況，獲取距離表面不同深度處的應(yīng)力，此深度-應(yīng)力曲線與ac-σc曲線相交位置即為接頭在最大工況條件下的臨界裂紋長度(圖7)。

(1)

(2)

圖7 臨界裂紋長度計(jì)算示意圖Fig.7 Calculation sketch map of critical crack length

另外，在有條件的情況下，也可以通過裂紋擴(kuò)展軟件直接算出不同裂紋長度下的K值，直接與KIC相對比，從而計(jì)算出ac0。

3)接頭裂紋擴(kuò)展速率研究。

依據(jù)飛機(jī)真實(shí)飛行起落中接頭的載荷譜，制定合理的實(shí)驗(yàn)室載荷譜，開展裂紋擴(kuò)展速率試驗(yàn)，獲得裂紋長度a與飛行起落次數(shù)N之間的關(guān)系，并擬合a與N之間的關(guān)系曲線a=f(N)。圖8為案例示意圖。

圖8 裂紋長度與飛行起落次數(shù)之間的關(guān)系Fig.8 Relationship between crack length and representative flights

4)裂紋擴(kuò)展壽命和剩余壽命分析。

根據(jù)a=f(N)關(guān)系，可以獲得裂紋擴(kuò)展至a0時(shí)所需要的飛行起落次數(shù)，以及裂紋長度由a0繼續(xù)擴(kuò)展至ac所需要的飛行起落次數(shù)，從而評價(jià)構(gòu)件的裂紋擴(kuò)展壽命和剩余壽命。

通過上述方法的實(shí)施，可以實(shí)現(xiàn)對帶裂紋體的安全使用性以及可維修性進(jìn)行評價(jià)。

3 結(jié)論

1)起落架調(diào)節(jié)接頭開裂性質(zhì)為疲勞開裂，疲勞開裂主要與轉(zhuǎn)角處安全裕度不足有關(guān)。

2)起落架接頭為壽命件，可基于損傷容限設(shè)計(jì)和斷裂力學(xué)對帶裂紋的接頭反推裂紋擴(kuò)展壽命和裂紋剩余壽命，通過反推方法的實(shí)施可實(shí)現(xiàn)對帶裂紋體的安全使用性以及可維修性進(jìn)行評價(jià)。