侯衛(wèi)國，袁 春，潘登科，王 超

（工業(yè)和信息化部電子第五研究所 蕪湖實驗室，安徽 蕪湖 241002）

0 引言

飛機著陸、起飛和地面移動過程中，起落架處于垂直載荷、水平載荷和側(cè)向載荷等復(fù)雜的應(yīng)力環(huán)境[1-3]。起落架緩沖器上支臂作為起落架的關(guān)鍵承力件，連接著機身與緩沖器支柱，上支臂通過支座內(nèi)插軸與飛機連接[4]。飛機在開展主起落架緩沖器疲勞試驗過程中，當進行到約8 600 次起落時，緩沖器上支臂支座斷裂[5]。支臂支座示意圖如圖1 所示，廣泛應(yīng)用于起落架連接結(jié)構(gòu)中，國內(nèi)外相關(guān)文獻很少涉及此類的失效現(xiàn)象。為了探究該支座的斷裂模式、失效機理和改進措施，本研究通過宏、微觀觀察分析和各性能測試，開展失效分析。

支座材質(zhì)為30CrMnSiNi2A，采用鍛造生產(chǎn)，工藝過程為：機械粗加工→熱處理（淬火+低溫回火800～900 ℃，油淬250 ℃回火）→精加工→內(nèi)外表面噴丸處理→表面處理→檢驗。其中，外表面噴丸強度為0.25～0.30 A，內(nèi)表面噴丸強度為0.18～0.25 A；產(chǎn)品熱處理強度σb為(1 665±100) Pa；表面處理為D.CdTi18-25.DCH[6]。

1 試驗過程與結(jié)果

1.1 斷口宏觀觀察

上臂支座呈管狀結(jié)構(gòu)，管中心沿最大孔徑橫向通過側(cè)孔與另一構(gòu)件固定。斷裂沿縱向中心孔和橫向側(cè)孔最大孔徑截面發(fā)生，斷口宏觀形貌如圖2 所示，由A、B、C、D 區(qū)域組成。通過宏觀觀察，在區(qū)域A、B 斷口上可見明顯的疲勞斷裂[7]特征。

圖2 斷口宏觀形貌Fig.2 Macro morphology of fracture surface

斷裂件中心孔內(nèi)壁清晰可見2個不同形貌區(qū)域：斷口C、D 區(qū)域一端，為與插軸配合呈現(xiàn)摩擦形成金屬光澤區(qū)域，呈現(xiàn)明顯的金屬接觸摩擦特征；斷口A、B 區(qū)域一端，內(nèi)部表面有黑色覆蓋物。因零件間隙配合、轉(zhuǎn)動摩擦，2個區(qū)域有明顯的分界。

斷口區(qū)域A 低倍下可見裂紋擴展過程，斷面上呈現(xiàn)出裂紋源區(qū)、擴展區(qū)和瞬斷區(qū)3個區(qū)域，如圖3 所示。裂紋萌生于位于中心孔內(nèi)壁管口部，在交變應(yīng)力的作用下，裂紋緩慢由內(nèi)向外擴展，斷面上可見清晰的疲勞弧線[8]，形成較大的裂紋擴展區(qū)。裂紋通過擴展區(qū)后，構(gòu)件快速斷裂，斷口區(qū)域A 靠近側(cè)孔和外壁區(qū)域形成瞬斷區(qū)，呈現(xiàn)出剪切唇斷裂特征[9]。

圖3 斷口區(qū)域A 疲勞弧線Fig.3 Macro morphology of fracture area A

觀察斷口區(qū)域B，斷面形貌特征與區(qū)域A 相似，裂紋萌生于中心孔內(nèi)壁管口部，向外擴展形成疲勞裂紋擴展區(qū)，在靠側(cè)孔和外壁區(qū)域快速斷裂。斷口區(qū)域C、D 未見明顯的裂紋源區(qū)，可見裂紋擴展區(qū)和瞬斷區(qū)。從裂紋的擴展特征分析，斷口區(qū)域C、D 為裂紋擴展越過側(cè)孔后的瞬斷區(qū)。

1.2 斷口微觀觀察

將斷口清洗后在掃描電鏡下對區(qū)域A 進行觀察。斷面上清晰可見多個裂紋合并的臺階和類似白色覆蓋物，裂紋源為線源[10]（圖4）。對源區(qū)含有白色覆蓋物區(qū)域放大后觀察，不是此類材料的典型斷裂特征，但仍可以判定是屬于沿晶斷口形貌[11]（圖5）。在擴展區(qū)觀察無白色覆蓋物區(qū)域，斷面上可見疲勞弧線，呈現(xiàn)準解理和韌窩斷裂特征[12]（圖6）。瞬斷區(qū)剪切唇大部分區(qū)域為韌性窩形貌，是典型的韌斷裂。

圖4 裂紋源區(qū)線源特征Fig.4 Line source feature of crack source region

圖5 裂紋源區(qū)覆蓋物及沿晶斷裂特征Fig.5 Covering and intergranular fracture at crack source region

圖6 擴展區(qū)準解理和韌窩斷裂特征Fig.6 Quasi-cleavage and dimple fracture at extension region

1.3 金相觀察

在斷口上取樣制作金相試樣，試樣用4%（質(zhì)量分數(shù)）硝酸酒精溶液浸蝕，支座材質(zhì)的金相組織如圖7 所示，為典型馬氏體特征，組織未見明顯異常。

1.4 斷口能譜分析

在斷口裂紋源區(qū)分別選擇白色覆蓋物區(qū)Ⅰ和非白色覆蓋物區(qū)Ⅱ進行能譜分析，并與無白色覆蓋物區(qū)域Ⅲ進行對比測試，結(jié)果見表1。結(jié)果表明：裂紋源區(qū)白色覆蓋物主要成分為C、O、Fe、Zn、Si、S、Cd，其中Cd 的含量較高，達到51.30%；裂紋源區(qū)非白色覆蓋物主要成分為C、O、Fe、Zn、Si、Cd，其中Cd 的含量為16.01%；擴展區(qū)域主要成分為C、O、Fe、Si，為該構(gòu)件使用材質(zhì)中正常成分[6]。

圖7 支座金相組織Fig.7 Metallographic morphology

表1 裂紋源區(qū)能譜分析結(jié)果(質(zhì)量分數(shù)/%)Table 1 The results of energy spectrum analysis for each region of crack source region (mass fraction/%)

1.5 材料成分分析

材料成分分析結(jié)果如表2 所示，經(jīng)分析并與材料相關(guān)標準[6]比較，其化學成分符合標準要求。

表2 材料成分分析結(jié)果Table 2 Chemical composition analysis results of materials

1.6 材料硬度檢測

采用洛氏硬度計對金相試樣進行硬度測試并換算其強度，結(jié)果如表3 所示。檢測結(jié)果符合標準要求。

2 分析與討論

根據(jù)斷口的宏微觀形貌特征，斷口為疲勞斷裂特征。緩沖器在試驗過程中，在交變應(yīng)力的作用下，裂紋萌生于支座中心孔管口內(nèi)壁兩側(cè)，裂紋源為線源，呈現(xiàn)沿晶斷裂特征，形成不同的裂紋擴展臺階。在裂紋擴展階段，可見清晰的疲勞斷裂弧線，在斷面上呈現(xiàn)較大的裂紋擴展區(qū)。裂紋經(jīng)充分擴展后，從中心孔兩側(cè)分別越過側(cè)孔，沿外壁向上快速斷裂形成瞬斷區(qū)，斷口四個區(qū)域瞬斷區(qū)均包含面積較大的剪切唇。

表3 材料硬度測試結(jié)果Table 3 Hardness test results of materials

根據(jù)構(gòu)件材料的硬度、成分分析和金相組織觀察，其硬度和化學成分均為正常，材料組織未見明顯異常，裂紋邊緣無脫碳現(xiàn)象。由此可知，支座在加工過程中未產(chǎn)生不符合規(guī)定的缺陷，斷裂原因與基體材料和淬火工藝無關(guān)。

支座的斷口形貌是疲勞斷口，從裂紋源區(qū)覆蓋物能譜分析可知，在斷口覆蓋物中含有較高的Cd 元素成分，含量達到51.30%。大量Cd 元素存在于裂紋源區(qū)，結(jié)合沿晶斷裂特征，失效模式應(yīng)為鎘脆，在裂紋源區(qū)存在低熔點金屬而致脆，形成裂紋源。

根據(jù)該支臂的生產(chǎn)工藝，采用了電鍍鎘的表面處理工藝。電鍍鎘是一種機械產(chǎn)品常用的電鍍工藝，由于鍍鎘在海洋性氣候的防腐蝕性能優(yōu)良，故在航空領(lǐng)域大量使用鍍鎘處理[13]。但Cd 是一種低熔點金屬，可與Fe 生成更低熔點的共晶體，故在工作溫度高時會在鋼鐵材料的晶界和Fe 形成Fe-Cd 共晶，并沿著晶界滲入基體，損害基體結(jié)構(gòu)連續(xù)性。導(dǎo)致材料沿晶界出現(xiàn)缺陷，這是鍍鎘會造成的風險。該支臂在工藝上采用電鍍鎘鈦，是一種取代含氰電鍍的先進鍍鎘工藝。但支臂在工作中通過中心孔和側(cè)孔與其它構(gòu)件有配合關(guān)系。從斷口中心孔內(nèi)壁，清晰可見支臂與其他構(gòu)件形成摩擦形貌，在持續(xù)的試驗過程中，由于支座與其他構(gòu)件反復(fù)相互作用，在摩擦部位出現(xiàn)高溫環(huán)境，Cd 元素滲入基體產(chǎn)生低熔點金屬致脆。

3 結(jié)論與建議

1）該起落架緩沖器上支臂支座為疲勞斷裂，失效模式為隔脆。

2）斷裂的原因為：在交變應(yīng)力的作用下，中心孔內(nèi)壁管口部形成局部高溫環(huán)境，鍍層Cd 元素在高溫和應(yīng)力的作用下和基體中的Fe 形成共晶，沿基體晶界滲入基體，在基體晶界上形成低熔點共晶體。致使零件在此形成缺陷。在交變應(yīng)力的作用下開裂，形成疲勞源。在應(yīng)力作用下，裂紋在有鎘共晶的條件下擴展，形成鎘脆。

3）該構(gòu)件的材料符合標準要求，零件熱處理工藝正確，強度、硬度滿足要求，與斷裂失效無關(guān)。建議調(diào)整該支臂的表面處理工藝，配合面不宜采用鍍鎘工藝，可采用鍍鋅等工藝或采用其它防腐蝕能力較強的超高強度鋼。