田 浩 ， 陳 榮 ， 傅國(guó)如 ， 李 權(quán)

（北京航空工程技術(shù)研究中心，北京 100076）

0 引言

飛機(jī)液壓系統(tǒng)是以液壓油為工作介質(zhì)，通過油壓來(lái)驅(qū)動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)，進(jìn)而完成飛機(jī)所需的特定操縱動(dòng)作。液壓系統(tǒng)中的導(dǎo)管是液壓油在液壓系統(tǒng)內(nèi)部有序流動(dòng)、實(shí)現(xiàn)特定操縱功能的重要保證。由于液壓導(dǎo)管距離長(zhǎng)、接頭多、形狀復(fù)雜，內(nèi)部液壓油壓力高、脈動(dòng)強(qiáng)，外部振動(dòng)環(huán)境復(fù)雜，導(dǎo)管在使用中斷裂和出現(xiàn)裂紋故障時(shí)有發(fā)生，導(dǎo)致液壓油泄露，相關(guān)操縱無(wú)法完成，嚴(yán)重影響飛行安全[1-5]。鉚釘作為一類重要的緊固件，其連接方式具有工藝簡(jiǎn)單、抗震、耐沖擊、傳力均勻、牢固可靠等優(yōu)點(diǎn)，在飛機(jī)構(gòu)件上被廣泛使用。由于鉚釘主要受剪應(yīng)力，而不易受到扭轉(zhuǎn)載荷作用；因此，剪切過載斷裂是鉚釘主要的破壞形式，疲勞斷裂則不常見。鉚釘發(fā)生失效將導(dǎo)致被鉚接件的連接狀態(tài)發(fā)生變化，可能造成一連串嚴(yán)重后果[6-12]。

飛機(jī)在飛行過程中，同時(shí)發(fā)生一起液壓系統(tǒng)高壓油濾進(jìn)油導(dǎo)管裂紋及油濾支座固定鉚釘斷裂問題。高壓油濾進(jìn)油導(dǎo)管材料牌號(hào)為1Cr18Ni10Ti，規(guī)格為G16 mm×1.5 mm，強(qiáng)度要求≥550 MPa。油濾支座固定鉚釘材質(zhì)為L(zhǎng)Y10 鋁合金，直徑為4 mm。

通過對(duì)液壓系統(tǒng)高壓油濾進(jìn)油導(dǎo)管裂紋及油濾支座固定鉚釘斷裂進(jìn)行失效分析，確定兩者失效的原因和先后關(guān)系，提出相應(yīng)的改進(jìn)措施。旨在防止類似故障重復(fù)發(fā)生，為液壓導(dǎo)管和緊固件的失效分析與預(yù)防研究提供具有工程價(jià)值的參考和依據(jù)。

1 宏觀觀察

1）高壓油濾進(jìn)油導(dǎo)管。

高壓油濾進(jìn)油導(dǎo)管一端與液壓泵連接，一端與高壓油濾連接，高壓油濾通過4 個(gè)螺釘固定在油濾支座上，油濾支座航前方向通過4 個(gè)鉚釘與前側(cè)垂尾承力桁條固定，中間通過8 個(gè)鉚釘與垂尾壁板固定，航后方向通過6 個(gè)鉚釘與后側(cè)垂尾承力桁條固定（圖1）。

圖1 高壓油濾部位各構(gòu)件的相對(duì)位置關(guān)系Fig.1 Relative position relationship of components at high-pressure filter area

故障導(dǎo)管呈“Z”字形，裂紋位于導(dǎo)管高壓油濾端（圖2）。送檢時(shí)平管嘴不可從導(dǎo)管喇叭口處退出，從喇叭口部位檢查導(dǎo)管內(nèi)表面，在導(dǎo)管順航向方向右側(cè)可見明顯裂紋，沿順航向縱向切開導(dǎo)管，檢查導(dǎo)管外表面，導(dǎo)管順航向方向左右兩側(cè)（即橫向方向）外表面均存在多條裂紋，裂紋集中在導(dǎo)管對(duì)應(yīng)平管嘴根部位置至喇叭口方向2～4 mm，其中右側(cè)外表面開口最大的主裂紋呈臺(tái)階狀，由多條不同高度的裂紋相交形成的，已經(jīng)裂穿整個(gè)管壁。部分裂紋附近可見軸向磨損及黃褐色氧化痕跡（圖3），平管嘴內(nèi)表面可見相應(yīng)的磨損及黃褐色氧化痕跡。

圖2 進(jìn)油導(dǎo)管的宏觀形貌Fig.2 Macro morphology of oil inlet duct

人為打開導(dǎo)管主裂紋，在體視顯微鏡下觀察裂紋斷口宏觀形貌，斷口斷面灰亮、有金屬光澤，斷口上可見明顯疲勞弧線、放射棱線等典型疲勞斷裂特征區(qū)。從弧線和放射棱線收斂的方向看，疲勞區(qū)從導(dǎo)管外表面多源線性起始，向兩側(cè)及導(dǎo)管厚度方向擴(kuò)展（圖4）。

實(shí)測(cè)導(dǎo)管外徑為16.1 mm，壁厚為1.5 mm，符合導(dǎo)管尺寸規(guī)格要求。

2）油濾支座固定鉚釘。

斷裂鉚釘為油濾支座航前方向與前側(cè)垂尾承力桁條固定的4 個(gè)鉚釘，拆卸前未注意標(biāo)注鉚釘殘段位置及與航向的位置關(guān)系。其中有2 個(gè)鉚釘墩頭及釘桿在拆解時(shí)被破壞，斷口表面被嚴(yán)重蹭傷，看不出原始形貌，另2 個(gè)鉚釘斷口形貌基本一致：斷口整體比較平坦，可見2 處明顯疲勞弧線、放射棱線等典型疲勞斷裂特征區(qū)，2 處疲勞區(qū)大致呈180°，從弧線和放射棱線收斂的方向看，2 處疲勞區(qū)均從鉚釘外表面線性起始（圖5）。

圖3 進(jìn)油導(dǎo)管表面形貌（其他微裂紋未標(biāo)識(shí)）Fig.3 Macro morphology of surface of oil inlet duct

圖4 進(jìn)油導(dǎo)管主裂紋斷口形貌Fig.4 Macro morphology of main crack fracture surface of oil inlet duct

圖5 斷裂鉚釘?shù)湫蛿嗫诤暧^形貌Fig.5 Typical macro morphology of fracture surface of rivet

2 微觀觀察

在掃描電鏡下觀察導(dǎo)管順航向方向（橫向）左右兩側(cè)外表面的微觀形貌，可見兩側(cè)表面均存在多條裂紋，部分裂紋附近可見明顯徑向磨損痕跡（圖6）。對(duì)導(dǎo)管主裂紋斷口進(jìn)行微觀觀察，形貌如圖7 所示，可見：疲勞區(qū)放射棱線收斂于導(dǎo)管外表面，疲勞裂紋從導(dǎo)管外表面多源線性起始；部分源區(qū)從表面溝槽缺陷部位起始，表面溝槽最深約10 μm；裂紋擴(kuò)展區(qū)可見疲勞條帶；瞬斷區(qū)為韌窩特征。觀察導(dǎo)管主裂紋對(duì)應(yīng)側(cè)表面微觀形貌，裂紋附近也可見局部磨損痕跡，但裂紋并未從磨損部位處起始（圖7a），分析磨損痕跡可能是導(dǎo)管開裂后與平管嘴發(fā)生干涉造成的。

選取1 個(gè)典型的斷裂油濾支座固定鉚釘，在掃描電鏡下進(jìn)微觀形貌行觀察，斷口2 處疲勞棱線均收斂于鉚釘外表面，呈線性起源，源區(qū)未見明顯冶金缺陷，疲勞擴(kuò)展區(qū)可見清晰疲勞條帶（圖8）。

3 金相組織及硬度檢查

在導(dǎo)管上取樣進(jìn)行金相組織檢查，顯微組織未見異常。材質(zhì)硬度檢測(cè)結(jié)果為HV0.3200，參考GB/T 1172—1999 換算成抗拉強(qiáng)度σb為674 MPa，滿足導(dǎo)管強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求（σb≥550 MPa）。

4 分析討論

4.1 高壓油濾進(jìn)油導(dǎo)管裂紋原因分析

圖6 進(jìn)油導(dǎo)管表面微觀形貌Fig.6 Micro morphology of surface cracks of oil inlet duct

圖7 進(jìn)油導(dǎo)管斷口微觀形貌Fig.7 Micro morphology of fracture surface of oil inlet duct

圖8 鉚釘?shù)湫蛿嗫谖⒂^形貌Fig.8 Typical micro morphology of fracture surface of rivet

導(dǎo)管主裂紋斷口宏觀可見明顯疲勞弧線、放射棱線等典型疲勞斷裂特征區(qū)，微觀可見清晰疲勞條帶，表明導(dǎo)管斷裂性質(zhì)為疲勞開裂。

導(dǎo)管是否出現(xiàn)疲勞開裂主要取決于載荷大小及導(dǎo)管自身抗疲勞能力兩方面因素。故障導(dǎo)管材質(zhì)（組織、硬度）檢測(cè)結(jié)果均符合要求，導(dǎo)管順航向方向左右（橫向）兩側(cè)外表面均存在多條裂紋；因此，分析認(rèn)為導(dǎo)管出現(xiàn)疲勞裂紋與其承受順航向橫向方向的異常大載荷有關(guān)。此外，導(dǎo)管疲勞裂紋部分疲勞源區(qū)從表面溝槽缺陷處起始，表面溝槽進(jìn)一步加速疲勞裂紋的產(chǎn)生。

4.2 油濾支座固定鉚釘斷裂原因分析

斷裂鉚釘斷口宏觀可見明顯疲勞弧線、放射棱線等典型疲勞斷裂特征區(qū)，微觀可見清晰疲勞條帶，表明鉚釘?shù)臄嗔研再|(zhì)為疲勞開裂。

故障發(fā)生后，對(duì)其余飛機(jī)進(jìn)行普查，發(fā)現(xiàn)有6 架飛機(jī)高壓油濾固定鉚釘存在不同程度斷裂。據(jù)反映，高壓油濾部位鉚釘在外場(chǎng)服役和入廠故檢時(shí)均發(fā)現(xiàn)過多起斷裂/裂紋問題，故障率接近20%。對(duì)比故障飛機(jī)與近型號(hào)引進(jìn)飛機(jī)相同部位油濾支座鉚釘斷裂情況，引進(jìn)飛機(jī)基本未發(fā)生斷裂問題，進(jìn)一步將該型飛機(jī)與引進(jìn)飛機(jī)高壓油濾部位的結(jié)構(gòu)進(jìn)行對(duì)比，主要有3 個(gè)方面區(qū)別：

1）垂尾壁板結(jié)構(gòu)。引進(jìn)飛機(jī)采用整體銑削成型，故障飛機(jī)采用拼接成型。

2）油濾支座固定方式。引進(jìn)飛機(jī)在航前和航后方向用螺栓與承力桁條連接，中間用鉚釘連接，且支座底部與壁板之間涂膠。故障飛機(jī)在航前和航后方向用鉚釘與承力桁條連接，中間用鉚釘連接，支座底部與壁板之間不涂膠。

3）油濾情況。引進(jìn)飛機(jī)只安裝一個(gè)鋁合金回油濾，故障飛機(jī)安裝一個(gè)鋁合金回油濾和一個(gè)鋼材質(zhì)高壓油濾。

對(duì)比可見，故障飛機(jī)在高壓油濾部位的整體結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性和抗疲勞性能遠(yuǎn)弱于引進(jìn)飛機(jī)。此外，查該架飛機(jī)故障發(fā)生前10 個(gè)架次飛參數(shù)據(jù)，最大Z 向（橫向方向）過載超過1 G，而高壓油濾和油濾支座總凈重約(10.2±0.3) kg，在Z 向過載情況下，固定油濾支座的鉚釘將承受較大順航向橫向方向的附加載荷，較大的橫向附加載荷，將加速鉚釘?shù)臄嗔选?/p>

綜上鉚釘斷裂普查結(jié)果、歷史故障數(shù)據(jù)、結(jié)構(gòu)對(duì)比情況和飛參判讀數(shù)據(jù)分析可判斷：故障飛機(jī)高壓油濾部位實(shí)際載荷情況比較復(fù)雜，鉚釘抗疲勞裕度不足。

4.3 導(dǎo)管裂紋與油濾支座固定鉚釘斷裂的先后關(guān)系

高壓油濾進(jìn)油導(dǎo)管與高壓油濾連接，高壓油濾固定在油濾支座上，油濾支座通過鉚釘固定在垂尾壁板上。從原理上分析，如果高壓油濾進(jìn)油導(dǎo)管先出現(xiàn)穿透性裂紋，會(huì)導(dǎo)致液壓油發(fā)生泄露，液壓壓力下降，不會(huì)導(dǎo)致油濾支座固定鉚釘受力狀態(tài)發(fā)生明顯變化。相反，油濾支座固定鉚釘斷裂會(huì)使得高壓油濾在沿航向方向橫向晃動(dòng)，并傳遞給導(dǎo)管，導(dǎo)管承受異常載荷，產(chǎn)生疲勞裂紋。導(dǎo)管順航向方向橫向兩側(cè)均存在多條裂紋，裂紋性質(zhì)為疲勞開裂，說(shuō)明其受到順航向橫向方向的異常載荷力的作用；因此，油濾支座固定鉚釘斷裂是導(dǎo)管裂紋產(chǎn)生的直接原因，導(dǎo)管裂紋是鉚釘斷裂后的受害件。

5 結(jié)論及建議

1）液壓系統(tǒng)高壓油濾進(jìn)油導(dǎo)管裂紋性質(zhì)為疲勞開裂，原因是其承受順航向橫向方向的異常大載荷。

2）油濾支座固定鉚釘斷裂性質(zhì)為疲勞斷裂，原因?yàn)楦邏河蜑V部位實(shí)際載荷情況比較復(fù)雜，鉚釘抗疲勞裕度不足。

3）高壓油濾進(jìn)油導(dǎo)管疲勞裂紋是油濾支座固定鉚釘斷裂后產(chǎn)生異常振動(dòng)導(dǎo)致的，為受害件。

4）高壓油濾進(jìn)油導(dǎo)管表面存在溝槽缺陷，加速疲勞裂紋的產(chǎn)生。

5）建議對(duì)高壓油濾部位實(shí)際載荷情況進(jìn)行校核，采取有效措施提高該部位結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性和抗疲勞性能。