飛機(jī)起落架連接螺栓失效分析

吳根林,鄧承佯,尹曉霞,鐘小宏,李偉東,董 娜

(中航工業(yè)洪都飛機(jī)設(shè)計研究所,南昌 330024)

飛機(jī)起落架連接螺栓失效分析

吳根林,鄧承佯,尹曉霞,鐘小宏,李偉東,董 娜

(中航工業(yè)洪都飛機(jī)設(shè)計研究所,南昌 330024)

針對飛機(jī)起落架螺栓失效問題，通過化學(xué)成分分析、硬度檢測和強(qiáng)度校核等方式對其材質(zhì)和設(shè)計進(jìn)行分析，同時運(yùn)用顯微分析、金相檢驗(yàn)等方法對腐蝕原因進(jìn)行探討。結(jié)果表明,螺栓其材質(zhì)和設(shè)計符合要求，斷口有腐蝕產(chǎn)物附著，源區(qū)呈現(xiàn)貝殼形形貌，擴(kuò)展區(qū)呈現(xiàn)疲勞條帶狀和疲勞弧線形貌等特征;同時螺栓主要承受徑向剪切載荷，頭部因殘留裝配應(yīng)力集中形成額外載荷。因此裂紋產(chǎn)生的過程經(jīng)歷了早期微裂紋形成和裂紋擴(kuò)展兩個過程：轉(zhuǎn)角處的鍍鉻防護(hù)層在頭部額外載荷作用下不斷磨損形成凹坑，暴露的鋼與殘留的腐蝕液發(fā)生電化學(xué)腐蝕形成早期微裂紋，最終在徑向交變剪切載荷的長期作用下，微裂紋沿弧切線方向擴(kuò)展導(dǎo)致最終的疲勞失效。

航空材料；30CrMnSiNi2A鋼；疲勞腐蝕

在對飛機(jī)進(jìn)行定檢過程中，起落架某連接螺栓經(jīng)磁粉探傷后發(fā)現(xiàn)其根部出現(xiàn)了裂紋，其裂紋位置如圖1(a)所示，進(jìn)一步觀察可知該裂紋為肉眼難以發(fā)現(xiàn)的周向裂紋，位于螺栓根部，長約8 mm，裂紋處無宏觀可見塑性變形，螺栓表面有許多肉眼可見的磨損凹坑，裂紋源區(qū)也處于凹坑區(qū)域,見圖1(b)。經(jīng)過進(jìn)一步的核查，該螺栓的鍛造條件遵照了相應(yīng)調(diào)質(zhì)工藝技術(shù)條件要求，且采用表面鍍鉻技術(shù)來進(jìn)行防護(hù)。然而其服役時間并未達(dá)到規(guī)定的使用壽命，且該螺栓是起落架的重要零件，一旦失效會對飛行的安全性產(chǎn)生一定影響，因此有必要對其裂紋產(chǎn)生原因進(jìn)行分析。

(a)　宏觀形貌　　 (b)　裂紋位置　　圖1　螺栓腐蝕宏觀形貌和裂紋位置Fig. 1　Macro morphology (a) and crack position (b) of bolt corrosion

1　理化檢測與結(jié)果

1.1材料質(zhì)量

在螺栓裂紋斷口附近取硬度試樣，取三個不同位置進(jìn)行了硬度測試，測試結(jié)果分別為476,484,461 HBW，符合相關(guān)設(shè)計技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定范圍，因此該零件硬度符合設(shè)計技術(shù)條件要求；同時在裂紋斷口附近兩處不同位置取樣進(jìn)行化學(xué)成分檢測，檢測結(jié)果見表1。可見,該零件化學(xué)成分也符合設(shè)計技術(shù)條件要求。這說明螺栓的初始設(shè)計符合相應(yīng)標(biāo)準(zhǔn)，該裂紋的誘發(fā)原因并非是原材料的質(zhì)量問題[2]。

表1　螺栓材料的化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù))Tab. 1　The chemical composition of bolt material(mass)　%

1.2強(qiáng)度設(shè)計校核

該螺栓位于起落架內(nèi)，是起落架主要的承力部位。如圖2所示，該螺栓位于接頭內(nèi)部，連接起落架支座和機(jī)輪接頭。從圖中可以判斷，起落架支座的運(yùn)動為垂直于螺栓中軸線的往復(fù)運(yùn)動，因而螺栓服役期間主要承受徑向的交變剪切力作用。因此需要對對螺栓進(jìn)行強(qiáng)度校核[3]，高強(qiáng)度鋼剪切強(qiáng)度極限與強(qiáng)度極限的關(guān)系值為0.6[4]。經(jīng)測量，該螺栓直徑d=20 mm，淬火后強(qiáng)度極限值σb=1 570 MPa，利用ABAQUS軟件對接頭進(jìn)行8節(jié)點(diǎn)6面體單元有限元應(yīng)力分析可知，其使用周期中循環(huán)軸向剪切載荷的最大值q=418 653 N，最小值為143 078 N，因而針對螺栓的強(qiáng)度設(shè)計校核可采用循環(huán)中最大剪

圖2　螺栓服役位置Fig. 2　Service position of bolt

切應(yīng)力產(chǎn)生的壓強(qiáng)進(jìn)行計算。

螺栓剪切面積：

螺栓剪切應(yīng)力：

方法：洗凈兩個番茄，切片剁碎，熱鍋，放入少許植物油，把番茄切碎放入煸炒，炒至2～3分鐘，香味微出，倒入火鍋爐中，加足量溫水，同時加入準(zhǔn)備好的蔥、姜、蒜片，慢火微燉，開鍋即可開涮。

剩余強(qiáng)度系數(shù)：

從以上計算得出，螺栓剩余強(qiáng)度系數(shù)為1.41，完全滿足強(qiáng)度設(shè)計要求[5]，因而螺栓裂紋的原因并非是徑向剪切應(yīng)力過大。

1.3斷口顯微分析

沿裂紋將螺栓打斷，斷口經(jīng)超聲波清洗后在Vega Tescan掃描電鏡下進(jìn)行觀察,見圖3。斷口低倍形貌顯示,斷口左側(cè)為裂紋區(qū)域，顏色較深，右側(cè)為人工打斷非裂紋區(qū)域，顏色較亮，進(jìn)一步觀察可知，裂紋斷口源區(qū)呈貝殼形，表面平整，斷口最深處約有853 μm，裂紋起源于螺栓外表面磨損凹坑，對斷口進(jìn)行能譜分析可知裂紋區(qū)域有氧化物和氯化物存在，這說明斷口處發(fā)生了電化學(xué)腐蝕現(xiàn)象。高倍形貌顯示,人工打斷非裂紋區(qū)域有明顯的韌窩結(jié)構(gòu)，表面較粗糙，起伏較大，而裂紋區(qū)域表面則較平整，沒有明顯的韌窩結(jié)構(gòu)。兩處區(qū)域均未發(fā)現(xiàn)明顯的冶金缺陷和加工缺陷。

進(jìn)一步觀察斷口裂紋區(qū)域可知，裂紋源區(qū)可有見明顯疲勞條帶形貌，裂紋擴(kuò)展區(qū)處低倍可見疲勞弧線形貌，高倍可見疲勞條帶形貌，因此該裂紋形貌特征為典型的疲勞腐蝕裂紋,見圖4。

(a)　低倍形貌 (b)　高倍形貌圖3　斷口形貌Fig. 3Low magnification (a) and high magnification (b) of the fracture surfaces

(a)　源區(qū)疲勞條帶形貌　　　　(b)　擴(kuò)展區(qū)疲勞弧形形貌

(c)　擴(kuò)展區(qū)疲勞條帶形貌　　　(d)　裂紋金相　　　圖4　裂紋區(qū)微觀分析Fig. 4　Microstructure analysis of crack zone (a) the source region of fatigue striation morphology, (b) the expansion area fatigue curved morphology, (c) the expansion area fatigue striation morphology and (d) crack metallography

1.4金相分析

沿裂紋橫截面區(qū)域取金相試樣，金相組織見圖4(d)。觀察可知該裂紋細(xì)直，裂紋兩側(cè)均未見夾雜物等物質(zhì)，裂紋深度約為0.2 mm，金相組織為細(xì)小的粒狀滲碳體和等軸鐵素體構(gòu)成的回火索氏體結(jié)構(gòu)[6]，并未發(fā)現(xiàn)組織內(nèi)有任何的熱處理加工缺陷。

2　綜合分析

2.1受力分析

對于螺栓連接件，可分為受剪螺栓和受拉螺栓[7]，而該裂紋出現(xiàn)的位置并非是橫截面積最小的B部位，因此該螺栓的受載形式應(yīng)為徑向剪切暨剪切螺栓，然而剪切螺栓在受純剪切應(yīng)力作用下的破壞位置應(yīng)為螺栓圓柱，螺栓頭部則不會出現(xiàn)載荷。但是實(shí)際過程中，裂紋出現(xiàn)在螺栓頭部轉(zhuǎn)角處暨A處，故螺栓頭必然受到其他額外載荷，考慮到裂紋擴(kuò)展方向，所以螺栓頭的受載應(yīng)為平行于主載荷方向的剪切應(yīng)力，見圖5。

圖5　螺栓受力分析Fig. 5　Stress analysis for bolt

考慮到螺栓頭平面與裝配件間存在間隙，此間隙以手工操作修銼螺栓棱面及倒角的方法來實(shí)現(xiàn)，因而在修銼過程中很容易造成間隙過小從而造成配合過緊等現(xiàn)象，故裝配殘留應(yīng)力極易集中在倒角處形成額外載荷。

2.2裂紋成因分析

由螺栓的化學(xué)成分、硬度和顯微組織等檢驗(yàn)結(jié)果可知，該螺栓的化學(xué)成分、硬度及組織均滿足相關(guān)的技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)要求，這表明螺栓的斷裂失效與材料的質(zhì)量及熱處理加工工藝無關(guān)。進(jìn)一步對螺栓壽命周期受載強(qiáng)度進(jìn)行有限元分析可知，螺栓的剩余強(qiáng)度系數(shù)符合強(qiáng)度設(shè)計要求，因而材質(zhì)和設(shè)計并非裂紋主因。

螺栓表面出現(xiàn)了很多肉眼可見的磨損凹坑，且裂紋源區(qū)處于凹坑處，從斷口的顯微分析可以看出，螺栓的宏觀斷口呈貝殼形特征，同時微觀斷口也呈現(xiàn)疲勞條帶、疲勞弧線特征等特征。斷口的能譜分析結(jié)果也顯示裂紋區(qū)域有腐蝕產(chǎn)物存在，因此該裂紋的性質(zhì)為疲勞腐蝕裂紋，同時這說明裂紋的產(chǎn)生過程經(jīng)歷了緩慢的裂紋形成和電化學(xué)腐蝕過程。早期裂紋形成的主因是表面的磨損凹坑。

磨損凹坑的形成與螺栓服役環(huán)境和螺栓頭所受額外載荷有關(guān)，由于飛機(jī)服役環(huán)境比較復(fù)雜，在飛機(jī)起飛和降落過程中地面飛濺的積水極易殘留在螺栓r角間隙處，因而在額外載荷作用下，硬脆、不耐沖擊的鍍鉻層[8]在和周圍部件發(fā)生濕摩擦[9]的過程中不斷制造磨損形成凹坑，暴露出的鋼構(gòu)件[10]就會不斷與附著的腐蝕液發(fā)生進(jìn)一步的電化學(xué)反應(yīng)，從而誘發(fā)裂紋源形成微裂紋，因此對于在承受交變載荷的鋼構(gòu)件進(jìn)行表面鍍鉻的工藝并非最佳工藝。此外，螺栓還不斷承受徑向的交變剪切載荷，因而螺栓表面形成的微裂紋就會沿著弧切線方向開始擴(kuò)展。同時金相檢測結(jié)果顯示,該螺栓在調(diào)質(zhì)過程中生成的球狀碳化物較少，組織中尺寸較小的粒狀滲碳體結(jié)構(gòu)對位錯擴(kuò)展的阻礙非常有限，微裂紋不斷擴(kuò)展最終導(dǎo)致螺栓疲勞失效。

3　結(jié)論與建議

(1) 螺栓裂紋的性質(zhì)為疲勞腐蝕裂紋。

(2) 建議使用裝配前預(yù)留固定間隙進(jìn)行機(jī)械加工,或者改進(jìn)模具特種鍛造相應(yīng)樣式螺栓，以減少殘余應(yīng)力，并適當(dāng)提高熱處理溫度并適當(dāng)延長熱處理保溫時間，以更好地均勻析出球徑更大的碳化物增加鋼的強(qiáng)度，以阻礙裂紋擴(kuò)展。

(3) 建議對于承受交變載荷的鋼構(gòu)件，其表面處理方法可采用抗沖擊性能更佳的熱鍍鋅或化學(xué)鍍鎳等工藝。

[1]許澤建,李玉龍,李娜,等. 加載速率對高強(qiáng)鋼40Cr和30CrMnSiNi2A I型動態(tài)斷裂韌性的影響[J]. 金屬學(xué)報,2006,42(9):965-970.

[2]花峰,劉憲民,王春旭. 化學(xué)成分對30CrMnSiNi2A鋼力學(xué)性能的影響[J]. 鋼鐵研究學(xué)報,2003(3):25-29.

[3]齊昭田. 受拉螺栓聯(lián)接可靠性設(shè)計實(shí)用計算方法的研究[J]. 中國井礦鹽,2001(2):38-40.

[4]胡勇,崔維成. 散貨船碰撞損傷后的剪切極限強(qiáng)度[J]. 船舶力學(xué),2004(4):68-79.

[5]李清揚(yáng),王羨農(nóng),賈建輝,等. 力矩作用下受剪螺栓連接計算的近似方法及應(yīng)用[J]. 煤炭工程,2007(6):49-50.

[6]李雪峰,王春芬,王嘉敏. 回火馬氏體和回火索氏體辨析[J]. 熱處理,2012,27(4):12-16.

[7]解思適. 飛機(jī)設(shè)計手冊. 第9冊[M]. 北京:航空工業(yè)出版社,2000:644.

[8]奚兵. 鍍鉻層的性能及影響因素[J]. 腐蝕與防護(hù),2000,21(11):502-504.

[9]張書,劉錦云,李孔軍,等. QPQ表面改性層和鍍鉻層干摩擦狀態(tài)下磨損特性的研究[J]. 潤滑與密封,2011,36(11):67-70.

[10]高玉魁,劉天琦,殷源發(fā),等. 表面完整性對30CrMnSiNi2A鋼疲勞極限的影響[J]. 航空材料學(xué)報,2002,22(2):21-23.

Failure Analysis of Landing Gear Bolt

WU Gen-lin, DENG Cheng-yang, YIN Xiao-xia, ZHONG Xiao-hong, LI Wei-dong, DONG Na

(Hongdu Aviation Industry Group, Nanchang 330024, China)

Aiming at the failure problem of landing gear bolt, material analysis, hardness tests and strength check were used to analyze the quality of materials and design, and methods of microscopic analysis, metallographic testing were used to explore the corrosion reasons. The results show that the material and design meet the requirements, and corrosion products adhere to the fracture. The source area showed shell-shaped morphology and extended area showed fatigue banded and fatigue arc appearance characteristics. The bolt mainly bore radial shear loads, and the additional load of head was due to residual assembly stress concentrated. Therefore, the failing process consised of early micro-crack formation and crack propagation: the chrome protective layer around the corner was worn and pits were formed under the head of the extra load. Then the electrochemical corrosion between exposed steel and remained etching solution happened to form early micro cracks, finally under the effect of alternating long-term radial shear loads, the micro cracks propagated along the arc tangent direction and led to the eventual fatigue failure of the landing gear bolt.

aeronautical material; 30CrMnSiNi2A steel; corrosion fatigue

10.11973/fsyfh-201510021

2014-10-09

鄧承佯(1992-),助理工程師,學(xué)士,從事飛機(jī)結(jié)構(gòu)防腐蝕工作,15210582336,an123yi@126.com

TG172

B

1005-748X(2015)10-1000-04