劉甜甜，徐桂榮，遲天佐，鄧 浩

（航空工業(yè)哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責任公司，哈爾濱 150066）

0 引言

近年來，在重復載荷作用下的結(jié)構(gòu)疲勞斷裂仍然是影響飛機結(jié)構(gòu)安全性和可靠性的主要因素，飛機結(jié)構(gòu)疲勞和斷裂特性的研究一直是航空工程中最為復雜的問題之一。航空結(jié)構(gòu)疲勞主要研究材料、制造工藝、結(jié)構(gòu)布局、細節(jié)設(shè)計、使用環(huán)境等因素對飛行器結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限性能的影響，以及無損檢測、健康監(jiān)測、腐蝕防護、結(jié)構(gòu)維修等手段對飛行器服役/使用壽命的影響[1]。其中對飛機構(gòu)件疲勞壽命影響最大的就是表面質(zhì)量。

Mikael等[2]指出金屬材料目前仍然是航空器結(jié)構(gòu)的首選，鋁、鋼、鈦以及高溫合金等傳統(tǒng)材料在航空制造業(yè)中仍占據(jù)重要地位，其中鋁材料在飛機質(zhì)量中占比20%～60%，鈦材料占比10%～40%，鋼材料在先進航空器制造中有著非常廣泛的運用，高溫合金作為航空動力裝置的主要制造材料具有不可替代的地位；孫俠生等[3]對國外航空疲勞研究現(xiàn)狀和發(fā)展進行了研究，國外非常重視飛機結(jié)構(gòu)完整性理論方法的研究和應(yīng)用，如美國航空科研機構(gòu)給出了考慮疲勞載荷、振動、熱載荷等因素影響的飛機結(jié)構(gòu)壽命及可靠性仿真分析設(shè)計的全過程；Huang 等[4]研究了在飛機損傷容限控制范圍內(nèi)，受損結(jié)構(gòu)應(yīng)滿足規(guī)定的剩余強度要求，以保證飛機機構(gòu)的安全性和可靠性，飛機傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)抗疲勞強化技術(shù)的特點是在不改變飛機結(jié)構(gòu)材料及形式的前提下，通過局部強化處理改變結(jié)構(gòu)細節(jié)表面組織結(jié)構(gòu)和應(yīng)力分布，以提高飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命；崔德剛等[5]指出目前中國飛機結(jié)構(gòu)完整性理念在工程實際中的貫徹仍停留在產(chǎn)品設(shè)計研制和檢測的層面，中國預(yù)防疲勞破壞的有效方法主要是進行關(guān)鍵動部件的疲勞試驗，估算出動部件的疲勞壽命，以此確定直升機各主要構(gòu)件的使用時效，從而保證直升機的使用安全。中國民機方面通過C919、AG600、ARJ21等大型商業(yè)飛機發(fā)展了自主知識產(chǎn)權(quán)的航空疲勞分析方法和工具，但在材料和工藝及應(yīng)用等方面仍存在不足，以上研究多側(cè)重于疲勞極限壽命，而針對疲勞裂紋分析及檢測研究不足。長期以來，在疲勞試驗中判斷試驗件是否破壞，主要是以目視檢測出宏觀裂紋為判斷依據(jù)[6]。在飛機疲勞試驗過程中的結(jié)構(gòu)維修，試驗方案的制定和調(diào)整，很大程度上依賴無損檢測數(shù)據(jù)的提供，因此做好疲勞試驗無損檢測的質(zhì)量控制，不僅關(guān)系到檢測自身的工作質(zhì)量，更關(guān)系到整個飛機疲勞試驗的成敗[7]。

本文針對航空關(guān)鍵動部件在疲勞試驗過程中的開裂問題進行包括斷口宏觀及微觀分析，能譜分析，金相分析等等失效分析手段，確定了開裂原因，同時采用有限元模型計算其試驗過程的應(yīng)力分布情況，并提出了加強檢測方案措施。

1 動部件開裂原因及分析

1.1 動部件開裂情況介紹

本文以自動傾斜器固定盤為例進行分析研究，固定盤材料為7075，類型為關(guān)鍵件，鍛造工藝為模鍛件。根據(jù)設(shè)計部門要求，固定盤的壽命應(yīng)滿足135 萬次，在設(shè)計制造完成后進入試驗驗證階段，在此階段，固定盤試驗壽命僅為8.9 萬次左右，在其靠近2#耳片加強筋與盤體交界處出現(xiàn)開裂，裂紋已穿透加強筋壁厚，裂紋整體較平直，裂紋兩側(cè)漆層無明顯損傷，在加強筋內(nèi)側(cè)靠近R 轉(zhuǎn)角處的裂紋存在彎曲現(xiàn)象如圖1所示。這個試驗結(jié)果與預(yù)估的差距較大，遠遠滿足不了型號設(shè)計要求。

圖1 疲勞試驗斷裂裂紋

1.2 失效分析試驗

1.2.1 斷裂部位斷口宏微觀分析

根據(jù)上訴情況，對試驗斷裂的固定盤加強筋外觀及試件斷口進行相關(guān)分析[8-10]，通過宏觀觀察斷口如圖2所示。

圖2 斷口整體及局部宏觀形貌

通過在掃描電鏡下觀察，斷口的源區(qū)低倍形貌如圖3 所示。從圖中可見，斷口線性起源于加強筋內(nèi)側(cè)轉(zhuǎn)角處，斷面宏觀可見疲勞弧線，微觀可見疲勞條帶形貌，說明加強筋開裂性質(zhì)為疲勞開裂。

圖3 斷口的源區(qū)低倍形貌

1.2.2 能譜分析

對斷口的黑色區(qū)域進行能譜分析，結(jié)果如圖4 所示。源區(qū)半橢圓形黑色區(qū)O 元素的質(zhì)量分數(shù)高達31%，三角形黑色區(qū)O 元素的質(zhì)量分數(shù)高達46%，可見該部位的氧的質(zhì)量分數(shù)明顯較高，而試件自身成分是不含氧的，同時黑色區(qū)域的自身的鋁含量偏低[11]，而在斷口其它擴展區(qū)O 的質(zhì)量分數(shù)約為2%，能譜分析檢測出的其他元素，也均為合金元素，未見明顯異常。分析結(jié)果表明黑色區(qū)域（包括橢圓形及三角形黑色區(qū)）為含氧量較高的缺陷。

圖4 斷口典型區(qū)域能譜分析結(jié)果

1.2.3 金相分析

在斷口附近取平行斷口試樣磨制拋光腐蝕觀察金相組織，流線偏向缺陷一側(cè)，流線變形方向指向加強筋頂部，垂直斷口方向磨制金相組織，觀察缺陷位置顯微特征，低倍檢查如圖5 所示。對源區(qū)缺陷位置進行觀察，缺陷所在平面與斷面的夾角約呈30°～45°，缺陷截面未觀察到明顯厚度，凸出區(qū)域為基體鋁合金，缺陷附近可見細小、分叉的暗色條狀特征，與斷口線狀缺陷一致，如圖6 所示。從圖中可見，垂直斷口方向內(nèi)外側(cè)面表面晶粒粗大，平行斷口方向晶粒細小，即粗晶出現(xiàn)在加強筋頂部兩側(cè)。根據(jù)缺陷分布狀態(tài)可知，缺陷存在于加強筋靠近內(nèi)側(cè)R 角表面處，并向加強筋內(nèi)部延伸，缺陷且多條分叉狀，表面形貌與鋁合金鑄造氧化膜不同，因此判斷源區(qū)缺陷應(yīng)非冶金缺陷，可能是在金屬變形過程中產(chǎn)生的。

圖5 垂直斷口方向金相低倍照片（加強筋頂端表面）

圖6 缺陷源區(qū)附近局部形貌觀察

圖7 疲勞試驗載荷應(yīng)力分布

1.3 疲勞試驗過程應(yīng)力分析

高精度的結(jié)構(gòu)應(yīng)力應(yīng)變響應(yīng)分析是開展航空疲勞研究的基礎(chǔ)?；诠潭ūP的結(jié)構(gòu)及其受力特點，對其建立了無缺陷的有限元模型分析，施加與疲勞試驗相同參數(shù)的載荷，通過軟件進行分析，得到的應(yīng)力云圖如下所示，直觀可以看出，耳片的兩側(cè)加強筋處呈現(xiàn)出黃色偏橘色區(qū)域，是整個工件在疲勞試驗中最大的應(yīng)力集中區(qū)域，承受的極限拉應(yīng)力的最大值為224.34 MPa，也正是本次工件疲勞開裂的缺陷出現(xiàn)的位置，在零件截面幾何突然變化處，局部應(yīng)力遠大于名義應(yīng)力，這種現(xiàn)象稱為應(yīng)力集中[12]。應(yīng)力集中系數(shù)與缺陷尺寸、形狀密切相關(guān)，缺陷的形狀越尖銳，應(yīng)力集中系數(shù)越大，因此所導致的應(yīng)力水平也越大。

1.4 失效分析結(jié)果及建議

根據(jù)上述分析結(jié)果，提前開裂的原因是由于加強筋內(nèi)側(cè)R轉(zhuǎn)角處存在缺陷造成材料不連續(xù)性，導致疲勞試驗中顯著增加了缺陷處的應(yīng)力水平，使其超過材料疲勞強度，產(chǎn)生提前疲勞開裂，為閉合型缺陷，為了提高關(guān)鍵動部件固定盤的疲勞壽命，滿足設(shè)計要求，建議對缺陷產(chǎn)生的工藝階段進行分析并加強零件表面缺陷檢測。

2 加強檢測方法的分析改進

根據(jù)上述的開裂的失效分析研究結(jié)果，加強零件的工藝階段分析及零件表面缺陷檢測是關(guān)鍵，尤其是應(yīng)力集中區(qū)域的檢驗檢測。斷裂力學分析表明工件表面裂紋要比內(nèi)部裂紋具有更大的危險性，零件表面上1 個很微小的裂紋都可能會造成重大事故，因此表面缺陷的檢測就顯得尤為重要[13]。

2.1 零件工藝過程分析

在鍛造過程中坯料中的部分原始缺陷發(fā)生變形，或者鍛造過程的加熱溫度、變形速度等控制不當可產(chǎn)生新的工藝缺陷。鍛件的常見表面缺陷為裂紋，折疊（重皮），表面龜裂等。固定盤制造過程如圖8 所示。從圖中可見，固定盤由于加工工序較多，在加工過程中需要進行兩次滲透檢測，分別在模鍛件的熱處理和機加之后。熱處理可引起的缺陷最主要是裂紋，工件某些應(yīng)力集中的部位，截面變化部位，在熱處理的附加應(yīng)力作用下可能導致開裂。在零件進行機加時，工件表層金屬要經(jīng)歷反復的、多次的變性和摩擦，表面硬度將提高，但是由于常伴有殘余應(yīng)力，而出現(xiàn)表面裂紋，典型的可能產(chǎn)生的缺陷是磨削產(chǎn)生的網(wǎng)狀表面磨削裂紋。

圖8 固定盤制造過程

2.2 零件表面缺陷檢測

滲透檢測是一種利用毛細現(xiàn)象檢查材料表面缺陷的無損檢測方法，不受被檢測物體組織結(jié)構(gòu)和化學成分的限制[14]。滲透檢測對有一定深寬比的缺陷如開口細而深的裂紋有很高的檢測靈敏度，不受缺陷方向、位置等局限，且缺陷顯示直觀容易判斷，廣泛應(yīng)用于航空制件的表面檢測[15]。對復雜制件可以一次檢測出各個方向的缺陷，它能檢測出裂紋、冷隔、夾雜、疏松、折疊氣孔等缺陷[16]。

鍛造鋁合金工件表面光潔度高，內(nèi)部金屬結(jié)構(gòu)致密，其中最常見的就是折疊缺陷，在鍛造過程中產(chǎn)生的一些金屬氧化皮重疊在工件表面上的缺陷，折疊通常和工件表面成一定的夾角，多發(fā)生在鍛件的轉(zhuǎn)接部位，且結(jié)合緊密。故滲透液滲入較為困難，只要露出表面，采用高靈敏度的滲透液和較長的滲透時間，仍然可以發(fā)現(xiàn)。折疊的缺陷顯示為連續(xù)或者斷續(xù)的細線條，有時呈月牙狀。由于固定盤自身制造狀態(tài)和實際使用情況的不同，其滲透檢測方法及檢測工藝參數(shù)也不相同，并且要對可能影響到檢測質(zhì)量的關(guān)鍵環(huán)節(jié)進行詳細規(guī)定。根據(jù)所采用的試驗設(shè)計任務(wù)書及相關(guān)標準規(guī)范要求，對檢測部位及檢測情況進行識別，編制無損檢測操作規(guī)程或工藝卡，作為后續(xù)實施無損檢測工作的指導依據(jù)。

2.2.1 預(yù)處理工序的改進加強

為了防止批產(chǎn)的固定盤在制件因多次返修酸洗而產(chǎn)生晶間裂紋，從而影響到零件材料強度，故在熱處理后的毛坯件熒光滲透檢測工序中，對機加表面及非機加表面進行嚴格且明確的分區(qū)，由于機加區(qū)域的缺陷在后續(xù)機械加工過程中能夠被去除，所以不作為零件拒收返修的依據(jù)。機加表面裂紋僅進行標記（采用記號筆標記裂紋位置、大小和大致形貌，不作為合格與否判定依據(jù)），對于非機加表面的缺陷情況進行記錄并進行判定，由請托車間進行修理，缺陷全部排除后，采用丙酮清理，然后進行熒光檢測。

鋁及鋁合金件除油清洗后，在空氣中非常容易被氧化，從而會在表面形成一層氧化膜，由于零件表面存在氧化膜會影響零件熒光滲透檢測的效果，會產(chǎn)生熒光背景過度的后果[17]，材料質(zhì)地較軟，關(guān)鍵零件進行熒光檢驗之前，一般應(yīng)進行酸洗腐蝕[18]，酸洗又稱為表面腐蝕[19]，將待檢表面至少腐蝕掉0.0381～0.0508 mm。浸蝕時要保護精密孔關(guān)鍵或螺紋，避免過量腐蝕。浸蝕溶液不應(yīng)引起表面變粗糙、包鋁層被去除和影響或超出圖紙要求的尺寸公差，并不應(yīng)引起超過0.025 mm 深度的腐蝕點或深度超過0.005 mm 的晶間腐蝕。

2.2.2 應(yīng)力集中區(qū)重點檢測

對在役的工件進行檢測前，分析缺陷時必須考慮到該工件的服役過程，由于固定盤的工作性質(zhì)，長時間承受較大的交變應(yīng)力的作用，考慮其最有可能出現(xiàn)的缺陷就是疲勞裂紋。滲透檢測前，使用中的零件，應(yīng)去除表面積炭、氧化層和涂層之后在進行滲透檢測。由于固定盤的支臂屬于高應(yīng)力區(qū)域，設(shè)計部門給出的重點檢查區(qū)域范圍為：3 個長支臂的6 個加強筋上表面區(qū)域，距離支臂耳片孔中心點60～150mm；包括支臂加強筋表面，分別向內(nèi)側(cè)和外側(cè)延伸8mm。用錫紙膠帶將非檢測區(qū)域進行隔離保護，對檢測區(qū)域利用化學溶劑方法進行脫漆處理，打磨處理的金屬粉末會堵塞表面缺陷的開口，從而使?jié)B透液無法滲入到缺陷中，導致滲透檢測失敗，經(jīng)過打磨處理區(qū)域必須進行適當?shù)谋砻嫠嵛g處理，使得缺陷開口充分暴露，方可進行滲透檢測。滲透檢測過程如圖9所示。

圖9 固定盤加強筋的滲透檢測

3 結(jié)論

（1）固定盤耳片加強筋開裂性質(zhì)為疲勞斷裂；尤其是缺陷出現(xiàn)在加強筋內(nèi)側(cè)R轉(zhuǎn)角處，導致應(yīng)力水平顯著提高，從而對固定盤的疲勞壽命影響較大。

（2）在飛機關(guān)鍵動部件疲勞試驗中的滲透檢測圍繞及時發(fā)現(xiàn)表面缺陷的目的，得出對零件工藝制造過程分析評估并加強零件表面缺陷檢測是保證零件質(zhì)量的關(guān)鍵因素，尤其是應(yīng)力集中區(qū)域的缺陷的檢驗檢測，根據(jù)其疲勞試驗中的無損檢測特點，圍繞“人、機、料、法、環(huán)”這5 個無損檢測質(zhì)量要素，進一步細化滲透檢測的注意事項及無損檢測質(zhì)量關(guān)鍵控制點，保證表面檢測的能夠有效進行，從而保證產(chǎn)品質(zhì)量及其可靠性，提升飛機疲勞試驗的無損檢測質(zhì)量。

（3）當檢測對象材料種類繁多、結(jié)構(gòu)復雜、表面狀態(tài)有差異等條件下，必要時可綜合應(yīng)用其余幾大常規(guī)的無損檢測作為補充判斷。進一步探求并發(fā)現(xiàn)疲勞缺陷以獲取更多的有用數(shù)據(jù)。