某型發動機架疲勞斷裂分析與對策

孟立輝

(石家莊飛機工業有限責任公司，石家莊 050062)

1 引言

動力裝置是飛機的心臟，而發動機架是發動機的關鍵件，在使用過程中承受著復雜的載荷。近年來，某型發動機架2#管卻多次發生疲勞斷裂故障。據統計，交付用戶的多批次共96架飛機，在使用過成中發生疲勞斷裂故障14起，而疲勞裂紋均集中在發動機架2#管與杯體焊縫封口處，嚴重影響飛行安全，并造成較大經濟損失。

本文從某型發動機架2#管與杯體焊接處裂紋故障機理分析入手，提出解決辦法和維修措施。

2 疲勞斷裂處技術狀態

某型發動機為星型九缸活塞式發動機。發動機架主要由1個架圈、8根撐桿、4個杯體、9個耳座焊接組成。發動機架發生疲勞斷裂部位在撐桿與杯體焊接處撐桿一側。撐桿與杯體均為經調質處理的30CrMnSiA結構鋼管材料，焊接部位的焊材為H18CrMoA焊絲，焊接方法為手工電弧焊，封口處采用HGH3041氬弧焊。

3 疲勞斷裂機理和原因分析

3.1 疲勞斷裂機理

所謂疲勞是指在無裂紋的情況下，當結構受到遠低于材料最大強度的循環重復載荷時，經過一定的時間可能發生的破壞，歸咎于“疲勞”；所謂斷裂是指在各類結構中由于預存缺陷及其增長或其他原因造成結構分離性破壞。而疲勞斷裂是指金屬構件在遠低于材料抗拉強度極限的交變載荷作用下，金屬表面或斷面內部的某一缺陷處由于應力集中，開始產生微裂紋，并逐漸擴大，最后的斷面不能承受所加的載荷，且沒有明顯的塑性變形，甚至未發覺有任何宏觀征兆而突然發生的脆性斷裂現象。

對疲勞斷裂的機理一般認為，疲勞斷裂實質上是一個累積損傷的過程，可分成裂紋成核、裂紋微觀擴展、裂紋宏觀擴展和最終破壞等4個階段，如圖1所示。

（1）裂紋成核階段，即裂紋萌生，是指疲勞裂紋的起始，一般裂紋起始于應力集中部位，如夾雜、晶界、劃痕、蝕坑、截面急劇變化或有機械缺口等處，量級為10-1～10-6mm。2#管斷裂源區形貌如圖2所示。

（2）裂紋微觀擴展階段，主要是指裂紋形成后在疲勞載荷作用下，裂紋周期性地張開、閉合、形成裂紋的微觀延展，可在電子顯微鏡下觀察到每個循環形成的疲勞條紋。其擴展方向由與應力軸成45°，逐漸向與應力軸垂直的方向過渡，擴展速率較慢。2#管斷裂源區疲勞弧線如圖3所示。

（3）裂紋宏觀擴展階段，主要是裂紋擴展速率加快，每循環以μm計。可看見裂紋的開始，其裂紋擴展方向與應力軸垂直，疲勞條紋比較明顯。裂紋微觀擴展與裂紋宏觀擴展統稱為裂紋穩定擴展階段，一般取0.05 mm作為微觀與宏觀的分界線。

（4）最終破壞階段即最后斷裂是指當裂紋擴展到足夠大的尺寸時，出現了裂紋的快速擴展（不穩定擴展）導致構件突然發生脆性斷裂。2#管斷裂斷口宏觀形貌如圖4所示。

3.2 定性分析

3.2.1 疲勞斷裂特點

疲勞斷裂斷口在宏觀和微觀上均呈現明顯的疲勞斷裂特征。斷口按斷裂過程宏觀形貌分為3個區域，即疲勞核心區（疲勞源）、疲勞裂紋擴展區（光滑區）和快速斷裂區（瞬時斷裂區）。

疲勞源一般發生在表面，特別是應力集中嚴重的部位；若材料內部存在缺陷，如脆性夾雜物、空洞、晶界、化學成分偏析等，也可能在表皮下或內部發生；零件間相互擦傷區也會成為疲勞源。

3.2.2 疲勞斷裂原因

針對2#管斷裂特定情況進行了專項分析。結果發現，斷口裂紋源于2#管與杯體焊接部位焊縫封口處管壁的外表面。裂紋萌生后，首先沿管壁厚度方向擴展，在厚度方向裂透后，繼續沿管材周向擴展，最終導致完全斷裂。

斷口具有典型的疲勞斷裂特征，可見源區、擴展區和瞬斷區。斷面上分布有大量細密的疲勞曲線（如圖5所示），疲勞弧線間有疲勞條帶，斷裂性質為典型的高低周復合疲勞斷裂。

分析報告顯示，2#管基體組織與焊縫附近杯體一側織織未見異常，硬度合格，判斷斷裂與基體材料材質無關。此外，斷裂源區未見明顯的冶金缺陷，源區附近粗糙，放射棱線粗大，可見斷裂的起始應力較大。通過金相觀察發現，斷裂源區附近的焊接已把管壁焊穿，焊料已經焊透（如圖6所示），并進入管的基體，使焊縫附近2#管的組織不均，形成薄弱環節，易產生疲勞裂紋。

3.3 定量分析

每1條疲勞弧線相當于裂紋擴展過程中載荷發生1次較大的改變。2#管斷口上的每條疲勞弧線對應發動機的1次起動，或1次較大的機動科目。由于該斷面是從源區起裂后，首先沿管壁厚方向擴展，然后在源區兩側沿管周向基本對稱擴展。因此，從疲勞源區開始，首先在管壁厚度方向沿疲勞擴展方向對斷口上的疲勞弧紋進行觀察和測量，然后沿管周向在對稱的擴展區的一側對弧線進行觀察和測量，測量結果見表1。由表中數據可見隨弧線間距的增大，裂紋長度變長，產生擴展。

表1 疲勞裂紋長度與疲勞弧線間距相關數據

對于一般金屬材料在疲勞穩定擴展區的裂紋擴展，Paris公式給出了裂紋擴展速率與裂紋長度之間存在的關系

式中：c、m為材料常數。

式中：△σ為最大應力與最小應力之差，即△σ=σmax-σmin，a為裂紋長度，Y為與裂紋有關的構件形狀因子。

對Paris公式進行設定和變換，得到

由式（1）可以進行設定和變換，得到表達疲勞擴展壽命的表達式

對式（1）取對數得

lg(da/dN)與lga成函數關系，函數曲線為一直線，即裂紋擴展速率da/dN的對數與裂紋長度的對數為直線函數關系，其截距為lgc0，斜率為m/2。

由式（2）、（3）可以看出，只要利用式（3）求出c0和m值后，并確定 af和 a0的值代入式（2），即可求出疲勞擴展壽命，方法如下。

對表1中的數據取對數，見表2。

表2 裂紋長度與疲勞弧線間距分別取對數后的數據

將表2中的數據進行擬合，擬合曲線如圖7所示。

由圖7可知，裂紋長度與弧線間距分別取對數后并不能很好符合直線關系。為了減小計算誤差，采用分段的方法計算，即利用表2中前3點擬合的曲線可以計算出疲勞弧線條數N1，后3點擬合的曲線可以計算出疲勞弧線條數N2，而總的弧線條數為N=N1+N2。

利用表2中前3點數據擬合的曲線如圖8所示。

該曲線的數學表達式為

其中，a0為裂紋開始擴展的尺寸，由于距源區0.22 mm處首次發現疲勞弧線，因此，在前3點數據擬合中取a0=0.22 mm；而在前3點數據擬合中af為第3點觀察到疲勞弧線的位置，即af=10 mm。將c、m、a0、af的值代入式（2），可得出N1=534。

用表2中后3點數據擬合的曲線如圖9所示。

該曲線的數學表達式為在后3點數據擬合中，a0為第3點距源區的距離，因此，取a0=10 mm；af為最后1點觀察到疲勞弧線的位置，即af=47 mm。將c、m、a0、af的值代入式（2），計算得出N2的值，N2=372。

故疲勞弧線總條數為N=N1+N2=537+372=906條。

3.4 分析結果

由以上的定性和定量分析，可得出某型發動機架2#管斷裂故障的最終分析結果：（1）斷裂性質為典型的高低周復合疲勞斷裂；（2）管壁焊穿，焊料進入基體，而焊縫附近2#管的組織不均勻是2#管斷裂的主要原因，飛機工作過程中存在的振動應力加速了2#管疲勞裂紋的萌生；（3）通過對斷口上擴展區疲勞弧線的定量分析，計算出疲勞弧線為906條，說明該發動機架斷裂是在經受了900余次的起停循環或載荷變化較大的機動科目后發生的。

4 解決措施

針對某型發動機架2#管與杯體焊接處裂紋的后果及其產生的原因，對解決方案進行了專題研究，并對發動機架的疲勞斷裂故障主要采取了如下措施。

（1）對發動機架的疲勞斷裂特殊部位，提出具體檢查要求。

加強疲勞裂紋的甄別，規定了在使用維護中執行目視檢查、敲擊檢查、渦流檢查和熒光滲透檢查等4種檢查方法，加強對萌生裂紋的檢驗和判斷，消除可能產生的嚴重后果。

（2）加強對發動機架制造過程中的質量控制。

首先了解發動機架制造的工藝過程，據此分析影響發動機架質量的主要因素（如圖10所示）。針對管壁焊穿的主要原因，制定工藝改進方案和實施措施。影響封口熔深的因素主要為焊接電流大小、施焊時間和鎢極角度等。通過現場調查統計，并進行模擬分析，發現其中2個因素可相對固定：由于2#管與杯體夾角一定，為避免2#管壁焊穿，將鎢極偏向壁厚的杯體一側起弧，使封口時鎢極角度基本不變；經過統計，完成封口的施焊時間約為40 s也基本不變。因此控制熔深就可從確定電流參數入手，原工藝參數為80～110 A，沒有熔深規定。參考航空標準中關于角接焊熔深的規定，并結合該部位的特殊情況，制定熔深占管壁的15%～40%為合格的設計方案，最終確定封口焊接電流為85～90 A。

（3）結構改進

發動機架在設計之初就有完善的強度計算報告，其各項強度數據均可以滿足使用要求，但為了進一步改善2#管與杯體焊接處的應力分布，擬在撐桿之間增焊一加強片（如圖11所示），改進方案需做裝機驗證試驗。目前已提供的2個機架在某試飛單位進行裝機飛行試驗，并分別飛行了530 h和152 h，運行狀況良好。

5 結論

（1）實施疲勞斷裂故障措施后，某型發動機架沒有發生嚴重故障，從對某批次發動機架按比例做金相低倍檢查結果表明，封口處沒有焊穿，熔深符合要求，表明疲勞斷裂的隱患已消除。

（2）減少了由于發動機架2#管疲勞斷裂帶來的維修損失，節省了維修費用，消除了飛行安全隱患。

（3）對類似發動機架焊接結構疲勞斷裂故障的分析和處理提供了借鑒。

[1]趙萍,何清華,楊治國.航空發動機葉片疲勞斷裂研究領域與方法概述 [J].航空發動機,2009,35(3):58-61.