左繼賓

摘要：由于主起落架內(nèi)筒密封螺套裂紋造成漏氣一直是影響運(yùn)五（B）飛機(jī)飛行安全的重要因素。本文通過對(duì)螺套產(chǎn)生裂紋的機(jī)理進(jìn)行了分析，找出了產(chǎn)生裂紋的原因，并對(duì)提出了改進(jìn)的方法和措施，為飛機(jī)修理安全提供了有力的支撐。

關(guān)鍵詞：起落架;密封螺套;故障;預(yù)防與改進(jìn)

起落架是飛機(jī)的重要組成部分，主要用于飛機(jī)著陸減震和支撐飛機(jī)，是飛機(jī)受力較大的部件之一。它的各部分工作性能的好壞，直接關(guān)系著機(jī)體結(jié)構(gòu)的壽命和飛機(jī)起飛、著陸的安全。近十年來，我們?cè)趯?duì)進(jìn)場大修的運(yùn)五（B）型飛機(jī)起落架內(nèi)筒密封螺套進(jìn)行探傷時(shí)發(fā)現(xiàn)，有近30%發(fā)生裂紋現(xiàn)象。

一、裂紋故障情況

主起落架內(nèi)筒密封螺套作為密封內(nèi)筒工作室與非工作室的重要機(jī)件，在飛機(jī)大修工作中一直作為重點(diǎn)機(jī)件進(jìn)行監(jiān)控，從2010年至今我們共計(jì)探傷起落架內(nèi)筒密封螺套345件，其中產(chǎn)生裂紋報(bào)廢115件，占總數(shù)的30%左右。裂紋產(chǎn)生的地方均為外六方清角根部處和法蘭盤邊緣處。

該件原材料為30CrMnSiA合金結(jié)構(gòu)鋼，經(jīng)車工車制，銑工銑削對(duì)邊六角，熱處理900℃油淬火、480℃油回火，表面鍍鋅、鈍化、除氫加工而成。其化學(xué)成分與見表1，力學(xué)性能見表2。

二、故障分析

為了探尋該螺套產(chǎn)生裂紋的機(jī)理與影響因素，提出有效的改進(jìn)措施，分別對(duì)產(chǎn)生裂紋報(bào)廢的115件中，隨機(jī)抽取6件作工藝尺寸測(cè)量、硬度測(cè)試、化學(xué)成分、能譜測(cè)試、金相組織擰緊力矩的綜合分析。

1、工藝尺寸測(cè)量分析

依據(jù)圖紙尺寸和技術(shù)要求，對(duì)各項(xiàng)尺寸進(jìn)行實(shí)際測(cè)量，內(nèi)外螺紋大徑、中徑、牙型角均符合2a級(jí)圖紙要求，退刀槽符合229AT機(jī)械制造標(biāo)準(zhǔn)要求，各配合尺寸都在要求范圍之內(nèi)，各自由尺寸公差、表面光潔度均符合圖紙要求。

2.硬度測(cè)試分析

對(duì)失效螺套的對(duì)邊六角處，Φ30端面處分別進(jìn)行兩次的硬度測(cè)試，洛氏硬度值分別為38.6、38.9、38.6、38.7均符合工藝要求。

3.化學(xué)成分分析

使用直讀光譜儀對(duì)斷裂螺栓進(jìn)行化學(xué)成分分析，結(jié)果見表3。

結(jié)果表明，螺套的化學(xué)成分含量在標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的范圍內(nèi)。

4.能譜測(cè)試分析

對(duì)失效螺套裂紋處進(jìn)行能譜測(cè)試，測(cè)試結(jié)果見表4

由于P、S元素是有害元素，可導(dǎo)致產(chǎn)生偏析及夾雜等缺陷，所以對(duì)該螺套取樣進(jìn)行能譜分析。從產(chǎn)生裂紋螺套掃描電鏡分析可知，電子探針試驗(yàn)處沒有發(fā)現(xiàn)S等其他敏感元素夾雜物，螺套承受的載荷達(dá)到一定程度時(shí)，不會(huì)出現(xiàn)夾雜物與金屬界面發(fā)生分離，所以螺套的裂紋產(chǎn)生不是由孔洞的變大而引起的。斷口覆蓋的腐蝕產(chǎn)物主要為Fe、Mn、Cr、Si，斷口表面沒有發(fā)現(xiàn)合金鋼的腐蝕敏感元素P和S，說明螺套產(chǎn)生的裂紋與P、S沒有直接的聯(lián)系。綜上述螺套產(chǎn)生的裂紋能譜分析未發(fā)現(xiàn)嚴(yán)重的偏析及夾雜等缺陷。

5.金相組織分析

在失效的件上取樣經(jīng)過精磨-細(xì)磨-機(jī)械拋光后，用4%硼酸酒精溶液腐蝕后，經(jīng)金相顯微鏡500X觀察其組織為回火索氏體，未見異常組織。表明該螺套整個(gè)截面均已流淬透，熱處理工序符合工藝要求。

6.擰緊力矩分析

為保證螺栓安全的工作，要求螺栓內(nèi)的最大切應(yīng)力必須小于材料的扭轉(zhuǎn)許用切應(yīng)力 ，因此，螺栓發(fā)生扭轉(zhuǎn)時(shí)的強(qiáng)度條件為;

式中的扭轉(zhuǎn)許用切應(yīng)力 是根據(jù)扭轉(zhuǎn)實(shí)驗(yàn)，并考慮適當(dāng)?shù)陌踩禂?shù)確定它與許用拉應(yīng)力 之間的近似關(guān)系：

對(duì)于塑性材料， =

對(duì)于脆性材料， =

由于螺栓材料為30CrMnSiA，強(qiáng)度極限

=1080MPa 屈服強(qiáng)度 =835MPa，故有

式中的 表示抗扭截面系數(shù)，單位為 或 ，對(duì)于空心圓截面，它的抗扭截面系數(shù)可表示為;

式中， ，所以，

計(jì)算得

=

所以，通過以上式子得：

故有螺栓的扭轉(zhuǎn)力矩為

所以，由計(jì)算得螺栓的扭轉(zhuǎn)力矩不能超過2203.533N.m。

在實(shí)際裝配中，擰緊力矩遠(yuǎn)小于最大扭轉(zhuǎn)力矩，所以可以斷定裂紋非裝配原因造成。

7、裂紋部位受力分析

螺套材料：30CrMnSiA ?抗拉強(qiáng) 屈服強(qiáng)度為： ，假設(shè)螺套內(nèi)部受到的壓強(qiáng)為P，螺套的受力分析（見圖1）。

（圖1）

由 F=PA得

應(yīng)力為：

式中 A1為圖1螺套受力面積。

依據(jù)計(jì)算可知，在螺套的退刀槽與外六方清角疊加處存在著應(yīng)力集中現(xiàn)象。

三、產(chǎn)生裂紋綜合原因分析

綜合上述7點(diǎn)的原因分析，該螺套在機(jī)械加工、原材料化學(xué)成分，熱處理工藝等方面均未發(fā)現(xiàn)異常。在受力分析中，退刀槽部與外六方根部設(shè)計(jì)正好處于同一截面上，退刀槽處有應(yīng)力，六方清角處也有應(yīng)力，造成應(yīng)力疊加，即應(yīng)力集中，在飛機(jī)起飛和著落過程中，該螺套受到交變載荷的作用力，容易產(chǎn)生疲勞裂紋。

四、預(yù)防與改進(jìn)措施

1）優(yōu)化改良螺套的工藝尺寸，盡量降低應(yīng)力集中程度。通過對(duì)裂紋的綜合原因分析，我們認(rèn)為在保證機(jī)械加工、原材料化學(xué)成分、熱處理工藝等方面正常的情況下，還應(yīng)對(duì)退刀槽與六方清角根部容易產(chǎn)生應(yīng)力集中處進(jìn)行優(yōu)化改良。一是把外六方清角更改為R3圓弧，二是對(duì)螺套法蘭盤進(jìn)行加厚。更改圖樣。

更改后受力分析如下：

由直角改為圓角得壁厚增大有幾何關(guān)系（見圖2）

式中A2為螺套受力面積。

由計(jì)算得：

更改前應(yīng)力為：

更改后應(yīng)力為：

由于 故改進(jìn)之后應(yīng)力值減小，有效減小了出現(xiàn)裂紋的幾率。

2）加強(qiáng)螺套材料的質(zhì)量控制，嚴(yán)格原材料的質(zhì)量檢驗(yàn)，把好進(jìn)貨關(guān)口。

3）嚴(yán)格按照標(biāo)準(zhǔn)圖樣進(jìn)行機(jī)械加工，重點(diǎn)監(jiān)控30CrMnSiA鋼的熱處理工藝，并采用批次抽檢驗(yàn)收的質(zhì)量控制方法，使該螺套工藝尺寸與力學(xué)性能符合標(biāo)準(zhǔn)。

4）嚴(yán)格按照裝配要求進(jìn)行螺套的裝配，重點(diǎn)把握擰緊力力矩，使力矩控制在規(guī)定范圍內(nèi)。