白紅超 ，黃景興 ，陳 堯

（1.昌河飛機工業(yè)（集團）有限責(zé)任公司，江西 景德鎮(zhèn) 333002；2.無損檢測技術(shù)教育部重點實驗室（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]通過對起落架連接螺栓進行材質(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)用場景螺栓的應(yīng)力腐蝕開裂，提高直升機運營的安全性提供了解決思路。

擺振限動塊是通過螺栓安裝在主槳轂中央件上，用以限制直升機槳葉的擺振范圍。當(dāng)安裝螺栓斷裂后，擺振限動塊被甩出，主槳轂喪失相應(yīng)的槳葉擺振限動功能，在極端飛行情況下會影響飛行安全。2 架直升機分別飛行33 Fh 59 min 和37 Fh 48 min 時，經(jīng)例行檢查發(fā)現(xiàn)，主槳轂藍色支臂和綠色支臂各2 根擺振限動塊安裝螺栓斷裂。斷裂螺栓型號為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 個生產(chǎn)批次。本研究通過對斷裂螺栓表面的損傷特征、斷口形貌進行宏微觀觀察，對其金相組織和硬度進行檢查，確定鎖緊螺母的斷裂性質(zhì)，并對斷裂原因進行綜合分析，針對試驗結(jié)果提出預(yù)防與改進措施。

1 試驗過程與結(jié)果

1.1 宏觀檢查

斷裂的擺振限動塊固定螺栓宏觀形貌見圖1。1#、2#螺栓為飛行33 Fh 59 min 直升機擺振限動塊安裝螺栓，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 直升機擺振限動塊安裝螺栓，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

在實體顯微鏡下觀察4 個螺栓斷口，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4 根螺栓基體材料分別進行化學(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)量分數(shù)/%）Table 1 Chemical composition analysis results of bolts (mass fraction/%)

1.4 硬度檢測

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

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

1.5 試驗驗證

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 材料抗拉強度為1080～1280 MPa 時，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。為了測試螺栓承受最大擰緊力矩，選取故障件2 批次螺栓各5 件，進行擰緊力矩試驗（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，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，擺振限動塊安裝螺栓設(shè)計擰緊力矩區(qū)間為15～19 N·m，試驗最大力矩范圍為設(shè)計要求的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。根據(jù)GJB 715.23—2015《緊固件試驗方法拉伸強度》，對該2 批次各3 件的擺振限動塊螺栓進行破壞拉力試驗，結(jié)果見表4。由表4 可知，螺栓拉伸強度均滿足最小破壞拉力要求37 240 N。

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

4）沖擊韌性試驗。為了驗證不同熱處理溫度對1Cr17Ni2 材料沖擊韌性的影響，采用1000、1030 ℃對試樣進行淬火，然后分別進行300、400、500、600 ℃回火，最后進行沖擊韌性試驗，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，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)、抗拉強度和拉伸強度均符合技術(shù)要求。從故障件同批次螺栓的擰緊力矩試驗中可以看出，螺栓所承受的擰緊力矩均超過設(shè)計最小要求的1.6 倍，螺栓固定的擰緊力不會造成螺栓的斷裂。

根據(jù)HB 1-101—2002，1Cr17Ni2 螺栓抗拉強度應(yīng)達到1080～1280 MPa。為滿足抗拉強度的要求，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 ℃。但該標準中相關(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 ℃進行回火”。螺栓相關(guān)工藝的設(shè)計人員在選擇熱處理工藝時可能并未考慮到該回火溫度對性能的影響。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。

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

針對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 為改進熱處理工藝后2 個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，表明改進工藝后螺栓試樣的斷口性質(zhì)為非脆性斷裂。因此，改進后的熱處理工藝能夠有效提高擺振限動塊安裝螺栓的沖擊韌性，避免在服役過程中發(fā)生斷裂。自實施上述熱處理工藝后，擺振限動塊安裝螺栓一年內(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。