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)在外場使用過程中，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，長度約為20mm，如圖1所示。兩架飛機(jī)的使用時間不長，起落次數(shù)也較少。其中，6383#飛機(jī)使用6年，飛行839小時、1635個起落；6403#飛機(jī)使用4.5年，飛行250小時、347個起落。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，同時用兩個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，以及長時間的地面停放載荷。

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，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)展臺階，斷口無明顯塑性變形，顏色灰暗，無金屬光澤。

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]，見圖3。

圖3 1#、2#斷口的泥紋狀花樣形貌（×500）

對腐蝕產(chǎn)物進(jìn)行能譜分析見表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，見圖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異常，均未出現(xiàn)過熱、過燒及其它組織缺陷。

對試樣進(jìn)行維氏硬度測試，試樣各個區(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)力的長期共同作用下，前輪叉產(chǎn)生了應(yīng)力腐蝕開裂[5]。

2 原因分析

應(yīng)力腐蝕開裂是在拉應(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)力腐蝕開裂出現(xiàn)有三個必要條件：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，相對干涉量0.57%～1.95%。采用Abaqus軟件對干涉配合進(jìn)行了模擬，固定輪叉六個方向的自由度，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軟件計算分析摩擦系數(shù)對干涉應(yīng)力的影響，繪制曲線見圖6。

圖6 輪叉與活塞桿摩擦系數(shù)對干涉應(yīng)力的影響

從圖6可以發(fā)現(xiàn)，對于不同的摩擦系數(shù)，干涉應(yīng)力幾乎沒有變化，摩擦系數(shù)對于該模型的分析結(jié)果幾乎沒有影響，故摩擦系數(shù)最終取0.1進(jìn)行分析[8]。最大干涉量下的計算分析結(jié)果見圖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，采用同樣的方法計算了不同干涉量下的應(yīng)力值，見圖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)力基本上呈線性關(guān)系。

2.2 輪叉與螺栓干涉連接

由于兩個交叉螺栓中的一個距離裂紋處相對較遠(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軟件計算分析摩擦系數(shù)對輪叉干涉應(yīng)力的影響，繪制曲線見圖9。

圖8 輪叉應(yīng)力-輪叉與活塞桿干涉量曲線

圖9 輪叉與螺栓摩擦系數(shù)對干涉應(yīng)力的影響

從圖9可知，摩擦系數(shù)對輪叉干涉應(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。最大干涉量下的計算分析結(jié)果見圖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算了不同干涉量下的應(yīng)力值，見圖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

2.3 輪叉受地面停放載荷作用

在飛機(jī)地面停放時，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)點和活塞桿孔節(jié)點X、Y、Z方向的平動位移，在輪心處施加方向與活塞桿成7°角的地面反作用力，計算結(jié)果見圖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]。同時有實驗表明在48.3MPa拉應(yīng)力和間浸3.5%NaCl的作用下，7A09-T6鍛件高向開始發(fā)生應(yīng)力腐蝕[11]。從以上輪叉三種受載情況疊加來看，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性關(guān)系，摩擦系數(shù)對干涉應(yīng)力的影響基本可以忽略不計；

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)力腐蝕門檻值，同時加強(qiáng)腐蝕防護(hù)，減少外界腐蝕環(huán)境對其的影響，具體措施如下：

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

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

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