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北京市重點實驗室，北京 100095；4.中國航空發(fā)動機集團材料檢測與評價重點實驗室，北京 100095；5.國營蕪湖機械廠，安徽 蕪湖 241007)

0 引言

軍機結構設計思想正朝著滿足長壽命、高機動性、高可靠性、高出勤率、低維修成本的結構強度綜合設計方向發(fā)展，基于損傷容限設計以確保安全的可靠性設計體系在我國已經(jīng)基本建立，并且應用于新研飛機的設計和現(xiàn)役飛機壽命的可靠性評定[1-3]。在維修過程中基于損傷容限設計理論，基于裂紋生長理論和剩余強度理論建立的周期性的結構檢查方案，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。維修人員運用失效分析方法與飛機可靠性、維修性以及質(zhì)量控制與管理有機地結合起來，提高飛機維修質(zhì)量[7-9]。另外，失效分析不僅在飛機維修中發(fā)揮作用，還在民用領域指導著維修方向，例如某零件開裂是由于應力腐蝕開裂，而設計應力較大是產(chǎn)生應力腐蝕的主要來源，那么維修就不僅要修復裂紋，還要通過補強等手段降低失效部位應力水平[10]。疲勞斷口定量分析技術是基于斷裂力學發(fā)展的一項分析技術，通過獲得零件的疲勞壽命、疲勞應力和原始疲勞質(zhì)量等與裂紋擴展相關參量，不僅可得出構件在實際工作過程中的疲勞裂紋擴展速率,不但對深入分析失效原因提供依據(jù)，還可實現(xiàn)對零部件進行疲勞壽命估算，可確定構件形成裂紋的時間，評價其制造質(zhì)量、檢測周期的合理性,解決工程實際問題[11-12]。

飛機在經(jīng)歷約1 000個起落后進行大修，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)和開裂原因進行分析，并針對接頭使用情況從損傷容限設計、疲勞斷口定量分析技術等角度出發(fā)對其安全評估方法進行分析。

1 試驗過程與結果

1.1 斷口宏觀觀察

接頭宏觀形貌見圖1，裂紋位于轉角處(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《黑色金屬硬度及強度換算值》，換算為抗拉強度為1 210 MPa，滿足1 080～1 280 MPa的技術要求。

1.4 金相檢驗

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，分析認為裂紋性質(zhì)為疲勞裂紋。

接頭金相組織和力學性能檢查未見異常。

接頭在工作時受軸向作用力，退刀槽與耳片外壁之間的倒圓角處是應力集中位置，當應力大于疲勞強度時就會產(chǎn)生疲勞破壞，引起接頭在倒圓角處疲勞開裂。而當?shù)箞A角處及附近表面存在加工痕跡或加工凹槽時，一方面會進一步增大應力集中現(xiàn)象，放大倒圓角處的應力水平，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)，容易引起結構破壞。據(jù)介紹，接頭設計為無限壽命，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)接頭進一步進行強度計算，核實倒圓角處的安全裕度是否合適。

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

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，可以通過表面強化的方法對其處理，如對倒圓角處進行噴丸處理，使其表面處于壓應力狀態(tài)，從而提高其抗疲勞性能。

2.2 接頭安全評估

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

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

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

1)測試材料斷裂韌度KIC。

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

2)臨界裂紋長度ac0分析。

通過應力強度因子K與斷裂韌性KIC的比較，即K=KIC時，最終計算出臨界裂紋長度。首先需要按式(1)計算K值，其中形狀因子Y可以參考相關手冊，在接頭結構下裂紋斷面的名義應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的關系，關系曲線左側為安全區(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力分布情況，獲取距離表面不同深度處的應力，此深度-應力曲線與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，從而計算出ac0。

3)接頭裂紋擴展速率研究。

依據(jù)飛機真實飛行起落中接頭的載荷譜，制定合理的實驗室載荷譜，開展裂紋擴展速率試驗，獲得裂紋長度a與飛行起落次數(shù)N之間的關系，并擬合a與N之間的關系曲線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)之間的關系Fig.8 Relationship between crack length and representative flights

4)裂紋擴展壽命和剩余壽命分析。

根據(jù)a=f(N)關系，可以獲得裂紋擴展至a0時所需要的飛行起落次數(shù)，以及裂紋長度由a0繼續(xù)擴展至ac所需要的飛行起落次數(shù)，從而評價構件的裂紋擴展壽命和剩余壽命。

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

3 結論

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

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