白紅超 ，黃景興 ，陳 堯

（1.昌河飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，江西 景德鎮(zhèn) 333002；2.無損檢測(cè)技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室（南昌航空大學(xué)），南昌 330063）

0 引言

1Cr17Ni2 不銹鋼是一種具有較高強(qiáng)度和硬度的低碳馬氏體不銹鋼[1-2]，在航空和船舶等工業(yè)領(lǐng)域常作為緊固件材料[3-5]。由于1Cr17Ni2 不銹鋼的力學(xué)性能對(duì)合金成分、雜質(zhì)限量非常敏感，容易出現(xiàn)應(yīng)力腐蝕開裂[6-7]。應(yīng)力腐蝕開裂是材料在應(yīng)力及腐蝕介質(zhì)共同作用下發(fā)生的一種局部性的、迅速的破壞方式[8-9]。1Cr17Ni2 不銹鋼存在高溫回火脆性，表現(xiàn)在500～600 ℃回火或在較高溫度回火緩冷經(jīng)過上述溫度區(qū)間后，沖擊韌性下降，并產(chǎn)生沿晶斷裂[3-10]。相關(guān)研究表明，直升機(jī)鎖緊螺母開裂是由于螺母在回火脆性溫度區(qū)間回火，導(dǎo)致氯離子與硫離子發(fā)生作用產(chǎn)生應(yīng)力腐蝕開裂，但可以通過提高回火溫度來降低鎖緊螺母的應(yīng)力腐蝕敏感性[11]。蔣克全等[12]通過對(duì)起落架連接螺栓進(jìn)行材質(zhì)、工藝、斷口等分析，發(fā)現(xiàn)螺栓應(yīng)力腐蝕開裂的原因同樣是由于回火溫度選擇不當(dāng)導(dǎo)致。近幾年，航空器關(guān)鍵部件的1Cr17Ni2 不銹鋼緊固件出現(xiàn)多起應(yīng)力腐蝕斷裂故障，該失效可能造成較大的飛行安全事故。上述研究的開展，為減少不同應(yīng)用場(chǎng)景螺栓的應(yīng)力腐蝕開裂，提高直升機(jī)運(yùn)營的安全性提供了解決思路。

擺振限動(dòng)塊是通過螺栓安裝在主槳轂中央件上，用以限制直升機(jī)槳葉的擺振范圍。當(dāng)安裝螺栓斷裂后，擺振限動(dòng)塊被甩出，主槳轂喪失相應(yīng)的槳葉擺振限動(dòng)功能，在極端飛行情況下會(huì)影響飛行安全。2 架直升機(jī)分別飛行33 Fh 59 min 和37 Fh 48 min 時(shí)，經(jīng)例行檢查發(fā)現(xiàn)，主槳轂藍(lán)色支臂和綠色支臂各2 根擺振限動(dòng)塊安裝螺栓斷裂。斷裂螺栓型號(hào)為HB1-101F8×74，材料為1Cr17Ni2，HB 1-101—2002《六角頭螺栓》技術(shù)要求σb=1080～1280 MPa。4 根斷裂螺栓屬于2 個(gè)生產(chǎn)批次。本研究通過對(duì)斷裂螺栓表面的損傷特征、斷口形貌進(jìn)行宏微觀觀察，對(duì)其金相組織和硬度進(jìn)行檢查，確定鎖緊螺母的斷裂性質(zhì)，并對(duì)斷裂原因進(jìn)行綜合分析，針對(duì)試驗(yàn)結(jié)果提出預(yù)防與改進(jìn)措施。

1 試驗(yàn)過程與結(jié)果

1.1 宏觀檢查

斷裂的擺振限動(dòng)塊固定螺栓宏觀形貌見圖1。1#、2#螺栓為飛行33 Fh 59 min 直升機(jī)擺振限動(dòng)塊安裝螺栓，其斷裂位置在螺栓光桿區(qū)域，定義為第1 批次故障件；3#、4#螺栓為飛行37 Fh 48 min 直升機(jī)擺振限動(dòng)塊安裝螺栓，其斷裂位置在螺栓根部，定義為第2 批次故障件。兩批次故障件如圖1所示。

圖1 擺振限動(dòng)塊安裝螺栓外觀形貌及斷裂部位Fig.1 Appearance and fracture position of setting bolt for shimmy stopper

1.2 斷口觀察

在實(shí)體顯微鏡下觀察4 個(gè)螺栓斷口，其宏觀形貌如圖2 所示。斷口均無明顯的宏觀塑性變形，斷面較平齊，斷裂方向垂直于螺栓軸向；斷面呈顆粒狀，未見放射棱線，無明顯斷裂起源；斷面總體呈亮灰色，局部存在褐色銹蝕痕跡。觀察斷口側(cè)表面形貌，未見異常。

圖2 螺栓斷口宏觀形貌Fig.2 Macroscopic appearance of bolt fracture

采用掃描電子顯微鏡觀察斷口微觀形貌，結(jié)果如圖3 所示。4 個(gè)斷口表面均觀察到明顯的沿晶特征，呈冰糖塊狀，并有二次裂紋沿晶界分布，分析斷口性質(zhì)均為沿晶脆性斷裂。

圖3 螺栓斷口微觀形貌Fig.3 Microscopic appearance of bolt fracture

1.3 化學(xué)成分分析

對(duì)4 根螺栓基體材料分別進(jìn)行化學(xué)成分分析，結(jié)果見表1，均符合技術(shù)條件要求。

表1 螺栓化學(xué)成分分析結(jié)果（質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%）Table 1 Chemical composition analysis results of bolts (mass fraction/%)

1.4 硬度檢測(cè)

在螺栓斷口附近截取試樣進(jìn)行硬度檢測(cè)，結(jié)果見表2。根據(jù)HB 1-101—2002 中關(guān)于1Cr17Ni2螺栓抗拉強(qiáng)度1080～1280 MPa 的要求，按GB/T 1172—1999《黑色金屬硬度及強(qiáng)度換算值》換算成洛氏硬度要求為HRC 35.5～41.3。由表2 可知，4 個(gè)斷裂螺栓硬度值均符合技術(shù)要求。

表2 硬度HRC 測(cè)試結(jié)果Table 2 Results of HRC hardness testing

1.5 試驗(yàn)驗(yàn)證

1）熱處理核查。核查斷裂螺栓批次的熱處理記錄，結(jié)果見表3。HB/Z 80—2011《航空用不銹鋼熱處理》規(guī)定，1Cr17Ni2 材料抗拉強(qiáng)度為1080～1280 MPa 時(shí)，淬火溫度為950～1040 ℃，回火溫度為480～540 ℃。2 批次螺栓熱處理溫度滿足技術(shù)要求。

表3 斷裂螺栓的熱處理溫度Table 3 Heat treatment temperature of the fracture bolts ℃

2）擰緊力矩試驗(yàn)。為了測(cè)試螺栓承受最大擰緊力矩，選取故障件2 批次螺栓各5 件，進(jìn)行擰緊力矩試驗(yàn)（擰緊力矩均為濕力矩）。首次加載力矩為理論最大值19 N·m，未發(fā)現(xiàn)異常情況下按5 N·m 遞增繼續(xù)加載力矩；若發(fā)現(xiàn)異常時(shí)，按每1 N·m 遞增繼續(xù)加載力矩，直至螺栓斷裂為止。各螺栓承受的最大擰緊力矩如圖4 所示。從圖4可以看出，2 批次螺栓所承受的擰緊力矩均超過30 N·m，擺振限動(dòng)塊安裝螺栓設(shè)計(jì)擰緊力矩區(qū)間為15～19 N·m，試驗(yàn)最大力矩范圍為設(shè)計(jì)要求的1.6～2.0 倍。

圖4 2 批次螺栓的極限擰緊力矩Fig.4 Results of tightening torque of 2 batches of bolts

3）拉伸試驗(yàn)。根據(jù)GJB 715.23—2015《緊固件試驗(yàn)方法拉伸強(qiáng)度》，對(duì)該2 批次各3 件的擺振限動(dòng)塊螺栓進(jìn)行破壞拉力試驗(yàn)，結(jié)果見表4。由表4 可知，螺栓拉伸強(qiáng)度均滿足最小破壞拉力要求37 240 N。

表4 拉力試驗(yàn)結(jié)果Table 4 Results of tensile testing N

4）沖擊韌性試驗(yàn)。為了驗(yàn)證不同熱處理溫度對(duì)1Cr17Ni2 材料沖擊韌性的影響，采用1000、1030 ℃對(duì)試樣進(jìn)行淬火，然后分別進(jìn)行300、400、500、600 ℃回火，最后進(jìn)行沖擊韌性試驗(yàn)，結(jié)果如圖5 所示。由圖5 可知：在300～600 ℃回火溫度區(qū)間內(nèi)，材料沖擊韌性隨著回火溫度的升高而降低；淬火溫度為1030 ℃的試樣較淬火溫度為1000 ℃的試樣具有更高的沖擊韌性；當(dāng)淬火溫度為1030 ℃時(shí)，300 ℃回火的試樣沖擊韌性比1000 ℃淬火+600 ℃回火溫度試樣沖擊韌性高4 倍。

圖5 不同熱處理溫度下的試樣沖擊韌性Fig.5 Impact toughness of specimens at different heat treatment temperatures

2 分析與討論

從以上分析結(jié)果可知，斷裂螺栓的材料化學(xué)成分、熱處理狀態(tài)、抗拉強(qiáng)度和拉伸強(qiáng)度均符合技術(shù)要求。從故障件同批次螺栓的擰緊力矩試驗(yàn)中可以看出，螺栓所承受的擰緊力矩均超過設(shè)計(jì)最小要求的1.6 倍，螺栓固定的擰緊力不會(huì)造成螺栓的斷裂。

根據(jù)HB 1-101—2002，1Cr17Ni2 螺栓抗拉強(qiáng)度應(yīng)達(dá)到1080～1280 MPa。為滿足抗拉強(qiáng)度的要求，斷裂的螺栓熱處理工藝依據(jù)HB/Z 80—2011選擇淬火溫度分別為1000、1030 ℃，回火溫度分別為510、520 ℃。但該標(biāo)準(zhǔn)中相關(guān)內(nèi)容備注指出“考慮到回火脆性的不良影響，除制件有特殊要求外，不宜采用480～540 ℃進(jìn)行回火”。螺栓相關(guān)工藝的設(shè)計(jì)人員在選擇熱處理工藝時(shí)可能并未考慮到該回火溫度對(duì)性能的影響。從螺栓斷口形貌可以看出，斷口均無明顯斷裂起源，為沿晶冰糖塊形貌，符合回火沿晶脆性斷裂的特征，可以說明螺栓的斷裂是由于熱處理回火溫度選擇不當(dāng)引起的回火脆性。

直升機(jī)擺振限動(dòng)塊主要功能是限制槳葉的擺振范圍，當(dāng)直升機(jī)地面開車關(guān)車或非正常狀態(tài)時(shí)，槳葉擺振角度達(dá)到限制范圍時(shí)，會(huì)與支臂的擺振限動(dòng)片發(fā)生碰撞，由于擺振限動(dòng)塊安裝螺栓具有回火脆性，碰撞時(shí)的沖擊力導(dǎo)致了螺栓斷裂。1Cr17Ni2 不銹鋼是一種對(duì)回火溫度極其敏感的材料，因此，在選擇熱處理工藝時(shí)應(yīng)充分考慮其使用環(huán)境的要求，分析回火溫度對(duì)性能的影響，選擇合適的回火溫度。

針對(duì)1Cr17Ni2 材料出現(xiàn)的回火脆性問題，將1Cr17Ni2 螺栓熱處理工藝調(diào)整為1030 ℃ 淬火+300 ℃回火。圖6 為改進(jìn)熱處理工藝后2 個(gè)螺栓試樣的人為斷口形貌。由圖6 觀察可知，斷口微觀形貌為韌窩特征，而并非圖3 所示的冰糖狀斷口形貌，表明改進(jìn)工藝后螺栓試樣的斷口性質(zhì)為非脆性斷裂。因此，改進(jìn)后的熱處理工藝能夠有效提高擺振限動(dòng)塊安裝螺栓的沖擊韌性，避免在服役過程中發(fā)生斷裂。自實(shí)施上述熱處理工藝后，擺振限動(dòng)塊安裝螺栓一年內(nèi)未再發(fā)生相同的斷裂故障。

圖6 改進(jìn)熱處理工藝后的螺栓斷口微觀形貌Fig.6 Microscopic appearance of bolt fracture after improving heat treatment process

3 結(jié)論

1）擺振限動(dòng)塊安裝螺栓服役過程中發(fā)生斷裂是由于熱處理工藝不當(dāng)，回火溫度過高產(chǎn)生回火脆性引起的。

2）通過降低回火溫度改善擺振限動(dòng)塊螺栓的回火脆性，以降低飛行過程中因其受槳葉沖擊導(dǎo)致的脆性斷裂風(fēng)險(xiǎn)。