樊智敏，郭 輝，姚志強，宋 燕

(中航飛機起落架有限責任公司，陜西 漢中 723200)

據(jù)統(tǒng)計，70%的飛機機體疲勞失效事故起因于結構連接部位，其中80%的疲勞裂紋發(fā)生于連接孔處。因此改善孔的抗疲勞性能對我國航空事業(yè)的發(fā)展尤為重要，且必不可少[1-2]。開縫襯套冷擠壓強化是國際飛行器制造業(yè)中一種先進的冷擠壓強化技術，能有效提高孔結構件的使用壽命，其擠壓強化技術原理是采用一開縫襯套將擠壓芯棒與孔壁隔開，以避免芯棒直接接觸孔壁，芯棒工作環(huán)部分的直徑加上襯套本身的厚度應略大于孔徑，通過外力使得芯棒以過盈的方式擠壓孔壁，使孔周圍形成塑性變形的強化層。塑性變形層內(nèi)組織結構發(fā)生變化，產(chǎn)生殘余壓應力，降低孔壁的表面粗糙度，進而提高材料的疲勞強度和結構抗疲勞能力[3-6]。開縫襯套孔擠壓強化，按孔的擠壓量大小將孔冷擠壓分為3類：Ⅰ類冷擠壓，指在初孔與工具間具有高的擠壓量(4%～5.5%)，適用于孔間距至少3倍于孔直徑、e/D≥1.75時；Ⅱ類冷擠壓，指在初孔與工具間具有中等擠壓量(3%～4%)，適用于孔間距至少2.25倍于孔直徑、e/D≥1.75時；Ⅲ類冷擠壓，適用于e/D<1.75時。當圖樣或數(shù)模中特定區(qū)域小邊距孔(e/D<1.75)的孔有冷擠壓強化要求時，應針對構件上小邊距和組合孔的冷擠壓進行研究，給出相應的擠壓量，規(guī)范實施孔的冷擠壓操作[7-10]。

1 上扭力臂開縫襯套冷擠壓強化芯棒斷裂原因分析

圖1 上扭力臂小孔擠壓前初孔尺寸

1.1 擠壓量分析

開縫襯套：CNS-210-E-0-16F(厚度為0.52 mm)。

芯棒：CNM-210-E-0-1-40-V2(大端直徑為φ13.31 mm)。

頂冒組件：MEN-26B-1801F。

綜合量規(guī)：CNG-210-E-0。

芯棒量規(guī)：CNMG-210-E-0。

擠壓塑變量=擠壓后孔徑-擠壓前初孔孔徑=0.045 (mm)。

注：通過測量綜合量規(guī)CNG-210-E-0可得初孔直徑=0.537 0×25.4=13.64 (mm)；擠壓后直徑=0.540 5×25.4=13.73 (mm)，擠壓塑變量=(13.73-13.64)÷2=0.045 (mm)。

擠壓量Ia=(芯棒大徑+2倍的襯套厚度-初孔直徑)/初孔直徑=(13.31+2×0.52-13.64)/13.64=5.2%。

規(guī)范要求擠壓量為4.0%～6.7%，上扭力臂孔擠壓量符合規(guī)范要求。

1.2 芯棒斷裂原因分析

上扭力臂在孔擠壓過程中發(fā)生多次芯棒斷裂問題，對其中某一個芯棒進行斷口顯微組織分析。從低倍斷口看(見圖2a)，芯棒屬于瞬時的一次脆性斷裂，且在斷裂前芯棒變形很小。圖2b中圈出區(qū)域為斷裂開始位置，呈現(xiàn)凹坑形狀，斷口上的黑點是長時間放置出現(xiàn)的銹蝕。

圖2 芯棒低倍斷口圖

對斷裂開始位置采用高倍鏡放大(見圖3a)進行觀察，可將斷裂區(qū)域劃分為：1)處于最邊緣的斷口平滑A區(qū)，約為200 μm寬，推測為芯棒的表面鍍層；2)B區(qū)是裂紋生長位置，材料組織比較松散；3)C區(qū)為瞬間斷裂擴展區(qū)，呈現(xiàn)沿斷裂方向發(fā)散的特點。圖3b是裂紋萌生位置的放大圖，反映出該芯棒裂紋開始位置并不在表面，而發(fā)生在外圈保護層A區(qū)和芯棒材料本身B區(qū)的交界處，此處存在較多的顯微裂紋和顯微孔洞，在外力作用下容易萌生裂紋，如白線圈內(nèi)所示。B區(qū)裂紋生長，出現(xiàn)類似疲勞裂紋的周期性條紋，此外沿著裂紋擴展方向也有一些裂紋，如黑線圈所示。瞬間斷裂的C區(qū)有一個凹坑(直徑約為500 μm)，可能此處有結合不緊密的內(nèi)部缺陷，在外力作用下產(chǎn)生區(qū)域性破裂，最終導致芯棒迅速擴展斷裂。

圖3 裂紋萌生位置放大圖

通過斷口顯微分析：芯棒破壞屬于脆性斷裂。斷裂原因如下：孔邊距遠小于1.75，擠壓量較大且被擠壓孔較深；芯棒選用的材質(zhì)比較硬脆，易發(fā)生疲勞斷裂。

2 工藝試驗

為解決上扭力臂孔擠壓芯棒斷裂問題，需在滿足塑變量前提下，重新尋找一款替代原開縫襯套孔擠壓的芯棒和開縫襯套。查閱FTI公司《利用標準系列開縫襯套進行孔的冷擠壓和沉頭孔的冷擠壓》工藝規(guī)范，發(fā)現(xiàn)一個與φ14.2H12初孔尺寸比較接近，其塑變量為0.06 mm的開縫襯套，其塑變量比防扭臂0.045 mm略大0.015 mm。因此，理論上可用φ14.2H12孔擠壓工具進行替代擠壓。為進一步確定擠壓效果是否滿足規(guī)范要求，需在工藝試驗件上進行擠壓驗證。

2.1 工藝試驗件

圖4 孔擠壓工藝試件

2.2 擠壓工量具

綜合量規(guī)：CNG-751-C-0。

開縫襯套：CNS-751-C-0-16F(厚度為0.325 mm)。

芯棒：CNM-751-C-0-2-50-V2(大端直徑為φ13.53 mm)。

頂冒組件：MEN-26B-1801F。

芯棒量規(guī)：CNMG-751-C-0。

終孔量規(guī)：CNFG-751-C-0-M14.2/14.3。

擠壓塑變量=擠壓后孔徑-擠壓前初孔孔徑=0.06 (mm)。

注：通過測量綜合量規(guī)CNG-751-C-0可得初孔直徑=0.537 0×25.4=13.64 (mm)；擠壓后直徑=0.542×25.4=13.76 (mm)，擠壓塑變量=(13.76-13.64)÷2=0.06 (mm)。

擠壓量Ia=(芯棒大徑+2倍的襯套厚度-初孔直徑)/初孔直徑=(13.53+2×0.325-13.64)/13.64=4.0%。

2.3 試驗數(shù)據(jù)分析

按圖4分別制取14件工藝試驗件，采用新開縫襯套和擠壓芯棒進行強化擠壓，具體情況見表1。

表1 試驗數(shù)據(jù)分析

通過工藝試驗件的開縫襯套擠壓強化試驗可知：使用新開縫襯套和擠壓芯棒進行冷擠壓強化，可滿足塑變量要求。

3 產(chǎn)品試驗數(shù)據(jù)

對上扭力臂某3項零件使用表1確定的新開縫襯套型號和擠壓芯棒規(guī)格進行擠壓強化，塑變量符合工藝規(guī)范擠壓量4.0%～6.7%，符合冷擠壓強化要求。同時，在額定擠壓過程中，未發(fā)生芯棒斷裂現(xiàn)象。產(chǎn)品試驗數(shù)據(jù)見表2。

表2 產(chǎn)品試驗數(shù)據(jù)

4 結語

開縫襯套冷擠壓強化技術是抗疲勞增壽技術中行之有效的強化技術。雖然該項技術在國內(nèi)外航空領域廣泛應用，但是國內(nèi)技術成熟度與國外還有一定的差距[11]。上扭力臂作為某型號起落架重要零件，因特定區(qū)域小邊距孔(e/D<1.75)有冷擠壓強化要求，按常規(guī)操作，在擠壓過程中曾多次發(fā)生芯棒斷裂現(xiàn)象。分析擠壓量均在規(guī)范要求的范圍內(nèi)，斷口顯微分析可知，芯棒破壞屬于脆性斷裂。斷裂原因是在擠壓量較大、孔較深的情況下，芯棒發(fā)生了脆性疲勞斷裂。為此，參照FTI工藝規(guī)范選取了一款尺寸接近、塑變量略大的開縫襯套和擠壓芯棒，通過工藝驗證，各項指標符合規(guī)范。本文可作為小邊距孔的開縫襯套冷擠壓強化、開縫襯套和擠壓芯棒優(yōu)選的一種工藝方法。