劉艷穩(wěn)，張躍飛，陳 林，吳天華

(1.中航航空服務(wù)保障(天津)有限公司，天津 300310；2.中國人民解放軍駐162廠軍事代表室，貴州 安順561018)

0 引言

30CrMnSiA鋼是飛機制造使用最廣泛的一種調(diào)質(zhì)鋼，在淬火高溫回火狀態(tài)下具有較高的強度和足夠的韌性，適用于制造航空重要鍛件、機械加工零件、鈑金件和焊接件，如對接接頭、螺栓、軸、齒輪等[1]。由于承受比較惡劣的環(huán)境，鋼材及其構(gòu)件的斷裂不僅容易發(fā)生而且會造成嚴(yán)重的后果；因此，國內(nèi)外對鋼材的斷裂研究比較多，也取得了很多的成果[2]。

機務(wù)檢查發(fā)現(xiàn)飛機左側(cè)進氣道橫向拉桿的拉緊螺栓發(fā)生斷裂，橫向拉桿的裝配關(guān)系如圖1所示，A、B兩顆拉緊螺栓一端通過螺紋擰入機身，另一端為特制的橢圓形螺帽，分別貼合伸入并鉚接在C鋁制橢圓型材的左右兩側(cè)。拉緊螺栓的設(shè)計尺寸如圖2所示，主要對進氣道起支撐、保形作用。

圖1 橫向拉桿的安裝圖Fig.1 Installation drawing of the lateral rod

通過對宏觀形貌、微觀組織進行觀察，并普查零件裝配和飛機工況，找到拉緊螺栓失效的原因。本研究深化從嚴(yán)控制緊固件預(yù)緊力的認(rèn)識，即承受交變載荷的螺栓更易疲勞斷裂，一旦發(fā)生失效，將給飛行安全造成重大隱患[3]；同時也為今后分析同類產(chǎn)品斷裂產(chǎn)生的原因提供經(jīng)驗和工程借鑒價值[4]。

圖2 橫向拉桿的間隙要求Fig.2 Clearance requirement of the lateral rod

1 試驗過程與結(jié)果

1.1 宏觀觀察

失效拉緊螺栓的機械尺寸符合設(shè)計要求，公差滿足HB 5800—1999《一般公差》規(guī)定，表面鍍鋅處理符合工藝要求。斷裂位置位于第一、二扣螺紋處，斷面與軸線垂直(圖3)；斷口齊整，呈灰色，表面有磨損痕跡，未見明顯塑性變形；螺牙頂存在較嚴(yán)重?fù)p傷，螺桿鍍層存在磨損(圖4)；源區(qū)位于螺紋根部，呈大線源，存在明亮的放射條紋和放射臺階[5]，可見疲勞弧線特征(圖5)。

圖3 橫向拉桿形貌Fig.3 Lateral rod appearance

圖4 螺桿形貌Fig.4 Appearance of the bolt shank

1.2 微觀觀察

采用掃描電鏡觀察失效拉緊螺栓的斷口：源區(qū)位于螺紋底部，線源特征明顯、未見腐蝕和冶金缺陷(圖6)；疲勞擴展充分，約占整個斷口面積的90%，其中穩(wěn)定擴展區(qū)可見細(xì)密短小的疲勞條帶，快速擴展區(qū)疲勞條帶較寬[6](圖7)；瞬斷區(qū)約占整個斷口面積的10%，呈典型的韌窩形貌[7]。

1.3 化學(xué)成分分析

查閱失效拉緊螺栓的原始質(zhì)量證明文件，確認(rèn)零件材料為30CrMnSiA，未發(fā)現(xiàn)異常情況；在斷口源區(qū)、擴展區(qū)和瞬斷區(qū)各取2點，其化學(xué)成分檢測結(jié)果符合相關(guān)技術(shù)要求[8]。

圖5 斷口宏觀形貌Fig.5 Macro appearance of the fracture

1.4 硬度檢測

零件設(shè)計強度指標(biāo)σb=(1 180±100) MPa，換算后的硬度值為HRC 35.5～41.5。目視檢查失效拉緊螺栓的表面鍍層完整，采用HR-150A型洛氏硬度計對其進行硬度測定，實測平均值為HRC 38.5，符合設(shè)計要求[9]。

圖6 源區(qū)低倍形貌Fig.6 Low-magnification morphology of the fracture origin region

圖7 穩(wěn)定擴展區(qū)疲勞條帶Fig.7 Fatigue striations at the steady extension region

1.5 金相檢驗

在失效拉緊螺栓的斷口、螺紋處分別截取金相試樣，經(jīng)4%(質(zhì)量分?jǐn)?shù))硝酸酒精腐蝕后，采用數(shù)字顯微鏡對試樣進行顯微組織觀察，各部位基體組織均勻，為正常的回火索氏體，未發(fā)現(xiàn)冶金缺陷，零件無脫碳現(xiàn)象，如圖8所示。

2 分析與討論

1)失效性質(zhì)。

失效拉緊螺栓的斷口觀察結(jié)果表明：宏觀可見疲勞弧線、微觀可見疲勞條帶，因此失效性質(zhì)為疲勞斷裂。同時其金相組織正常，硬度符合設(shè)計要求，化學(xué)成分符合技術(shù)要求，可判定斷裂與組織、硬度、化學(xué)成分無關(guān)。

2)失效原因。

失效拉緊螺栓的疲勞裂紋由螺紋一側(cè)底部向另一側(cè)擴展，呈大線源，疲勞擴展充分，疲勞區(qū)約占斷口面積的90%，說明其承受較高的萌生應(yīng)力，而擴展應(yīng)力相對較小[10-11]。

普查工藝流程。在0～14框裝配型架上，預(yù)安裝進氣道時，通過卡板和定位器初步協(xié)調(diào)大型零件的空間位置，同時確定2個拉緊螺栓的鉚接位置并修合橢圓型材，進而滿足圖紙要求的橢圓型材與蒙皮裝配間隙1～2 mm；但正式鉚接進氣道時，進氣道蒙皮等鈑金零件會發(fā)生變形，導(dǎo)致事先調(diào)整的間隙加大，一旦間隙超過2 mm，往往通過加大螺母預(yù)緊力將拉緊螺栓拉緊，迫使蒙皮變形進而減小間隙；然而工藝規(guī)程并未明確相應(yīng)的力矩范圍，HB 6586—1992《螺栓螺紋擰緊力矩》規(guī)定M10螺栓施加的扭矩為(35±3.5) N·m(折算拉緊螺栓最大承受15.19 kN拉力/275.81 MPa應(yīng)力)，而現(xiàn)場實測該力矩瞬時峰值最高60 N·m。因此，生產(chǎn)過程中因間隙調(diào)整產(chǎn)生的異常裝配預(yù)緊力會使拉緊螺栓承受較大的橫向拉應(yīng)力。

圖8 斷口處金相組織Fig.8 Metallographic structure

普查飛機工況。通過查閱飛機設(shè)計文件可知：地面開車-空中0.75馬赫時，進氣道承受負(fù)壓，拉緊螺栓受壓，此時負(fù)壓最大值為0.0542 MPa，對應(yīng)拉緊螺栓受6.37 kN壓力/115.66 MPa應(yīng)力；空中0.75馬赫以上時，進氣道承受正壓，拉緊螺栓受拉，此時正壓最大值為0.163 4 MPa，對應(yīng)拉緊螺栓受19.2 kN拉力/348.62 MPa應(yīng)力。因此，進氣道交變載荷使拉緊螺栓承受的拉壓變化范圍比較寬，為-6.37～19.2 kN。

綜上所述：正常工作情況下，拉緊螺栓承受的僅是進氣道交變載荷，該交變載荷最大值施加給拉緊螺栓的348.62 MPa應(yīng)力，低于30CrMnSiA材料的疲勞強度值450 MPa(該值為保守數(shù)字，通常抗拉強度越高，疲勞強度越高，拉緊螺栓σb=(1 180±100)MPa，其實際疲勞強度會高于450 MPa)，并不會導(dǎo)致拉緊螺栓疲勞斷裂；但當(dāng)疊加異常裝配預(yù)緊力后，拉緊螺栓承受的應(yīng)力水平(達到624.43 MPa)已超過30CrMnSiA材料的疲勞強度，工作一定時間后，拉緊螺栓將產(chǎn)生初始裂紋；隨著裂紋的擴展，異常裝配預(yù)緊力得到釋放，拉緊螺栓承受的應(yīng)力水平逐漸減小，使得疲勞裂紋能夠充分?jǐn)U展(達斷口面積的90%)，表現(xiàn)出高應(yīng)力萌生裂紋、低應(yīng)力擴展的斷口特征。

3 改進措施

1)調(diào)整工序順序，將鉚接并安裝橫向拉桿工序放在正式鉚接進氣道工序后進行。

2)增加專用工裝，確保橫向拉桿鉚接和修合的一次性合格率，并滿足間隙要求。

3)完善工藝規(guī)程，內(nèi)控定力扳手的扭矩范圍(30±3) N·m。

通過監(jiān)控現(xiàn)場20架飛機的裝配過程，并收集部隊1年多的飛行反饋信息，外場未發(fā)生同類故障，證明原因定位準(zhǔn)確，改進措施有效。

4 結(jié)論

1)拉緊螺栓斷裂性質(zhì)為疲勞斷裂，斷裂原因與異常裝配預(yù)緊力疊加進氣道載荷有關(guān)。

2)提出調(diào)整工序順序、增加專用工裝、完善工藝規(guī)程的改進措施，外場未再發(fā)生同類故障。