飛輪殼螺紋孔開裂原因分析

王春雁， 王 芳， 王 嘉， 李珊珊， 紀 靜

（河北華北柴油機有限責任公司， 河北 石家莊 050081）

0 引言

飛輪殼雖然不是運動部件，但它是發(fā)動機與變速箱之間的連接載體，不但承擔發(fā)動機及變速器的部分重量，保護著離合器和飛輪，而且還是發(fā)動機的支承部件[1]，因此飛輪殼也是發(fā)動機的主要部件。 為了滿足動力輕量化的需求，飛輪殼材料由灰口鑄鐵材料改進為鑄造工藝性能、抗腐蝕性、 機械性能良好的鋁-硅系為基的ZL114A 材料，鑄造澆注時加入了變質(zhì)劑鍶進行變質(zhì)處理，鑄造后進行了固溶處理和時效處理。通過對失效的飛輪殼進行斷口宏觀及微觀、化學成分、力學性能、金相組織等相關(guān)項目的一系列檢測分析，意在探討飛輪殼螺紋孔開裂原因，預防此類故障再次發(fā)生。

1 理化檢測分析

1.1 斷口形貌分析

1.1.1 斷口宏觀觀察

飛輪殼螺紋孔承受外力最大的部位1 裂紋最長，裂紋穿過螺紋孔兩側(cè)并擴展至工件本體上見圖1，承受外力次之部位2 裂紋貫穿螺紋孔兩側(cè)未擴展至本體見圖2，部位3 裂紋貫穿螺紋孔薄壁一側(cè)未擴展至本體見圖3。

圖1 部位1 裂紋形貌圖

圖2 部位2 裂紋形貌圖

圖3 部位3 裂紋形貌圖

將三個部位從裂紋處打開， 試樣超聲清洗后觀察三個部位的斷口形貌，三個試樣的斷口形貌相似，螺紋孔斷面較粗糙，表面呈銀灰色，斷面有疑似疏松、夾雜類黑色缺陷，無明顯宏觀塑性變形，呈現(xiàn)晶體學平面，脆性斷裂特征，見圖4、圖5。

圖4 裂紋處打開斷面形貌

圖5 裂紋處打開斷面形貌

1.1.2 斷口SEM 檢測分析

將三個試樣放在掃描電鏡下檢測分析， 三個試樣斷口微觀形貌基本相似， 經(jīng)能譜分析確定黑色缺陷為氧化物夾雜和疏松，見圖6；斷口夾雜物及疏松微觀形貌圖，見圖7、圖8。

圖6 氧化物夾雜能譜分析圖

圖7 氧化物夾雜形貌圖

圖8 疏松形貌圖

1.2 化學成分分析

對飛輪殼螺紋孔失效樣塊及其它部位進行材料化學成分分析，參照標準GB1173，此飛輪殼的化學成分符合標準要求，見表1。

表1 飛輪殼化學成分分析數(shù)據(jù)表（質(zhì)量分數(shù)）%

1.3 力學性能檢測

1.3.1 硬度檢測

（1）開裂部位硬度檢測。對飛輪殼開裂螺紋孔處失效部位進行硬度檢測， 采用壓頭直徑為10mm 的硬質(zhì)合金壓頭、施加負荷1000kg、加載保荷時間30s 進行布氏硬度測試， 部位1 失效樣塊硬度值為HB106、HB108、HB112，硬度偏差值為HB6，平均值為HB109；部位2 失效樣塊硬度值為HB105、HB108、HB110，硬度偏差值為HB5，平均值為HB108； 部位3 失效樣塊硬度值為HB107、HB109、HB112，硬度偏差值為HB5，平均值為HB109；三個失效樣塊硬度值均符合標準GB1173 要求（≥HB85）。

（2）其他部位硬度檢測。對飛輪殼其它部位取樣進行硬度檢測， 采用與1.3.1.1 同樣的檢測方法， 檢測數(shù)據(jù)為HB107、HB112、HB109，硬度偏差值為HB5，平均值為HB109，符合標準GB1173 要求（≥HB85）。

1.3.2 拉伸力學性能檢測

從飛輪殼上取2 個試樣進行拉伸試驗測試， 試驗結(jié)果不符合標準GB1173 要求， 拉伸試樣斷口未發(fā)現(xiàn)夾雜、疏松、氣孔等鑄造缺陷，試驗有效，測試數(shù)據(jù)結(jié)果見表2。

表2 飛輪殼拉伸試驗力學性能數(shù)據(jù)表

1.4 金相組織檢測分析

對3 個開裂部位試樣裂紋末端位置取樣進行金相分析，裂紋主要沿共晶硅相呈鋸齒狀擴展，見圖9；金相組織依據(jù)JB/T7946.1《鑄造鋁合金金相》標準鍶變質(zhì)分級進行評定，α 枝晶與共晶體分布不均勻，部分共晶硅為短桿狀，部分為針狀，見圖10，評級為變質(zhì)不足；變質(zhì)正常組織應為α 枝晶與共晶體分布均勻，共晶硅為點狀或蠕蟲狀，因此開裂部位樣塊金相組織異常。 對飛輪殼未開裂部位取樣進行金相分析，與開裂試樣同樣方法進行分析評定，α 枝晶與共晶體分布不均勻，部分共晶硅為短桿狀，部分為針狀，評級為變質(zhì)不足，未開裂部位金相組織異常，見圖11。

圖9 裂紋沿共晶硅擴展形貌200X

圖10 變質(zhì)不足組織200X

圖11 變質(zhì)不足組織200X

2 飛輪殼受力分析

飛輪殼通過螺栓固定在發(fā)動機箱體上， 保護著飛輪與離合器。 飛輪殼上方安裝增壓器和過渡脈沖座， 左下方安裝起動電機， 承擔著一定的重量，靜載荷情況下，如果各部位所受到的應力值超出設(shè)計許用應力， 不可避免地會產(chǎn)生裂紋。 通過模擬計算部位1 螺紋孔處所受應力最大，部位1 位置為危險截面，此飛輪殼部位1 螺紋孔處的設(shè)計許用應力值遠大于其實際所受到的應力值， 無異常情況、運行平穩(wěn)狀態(tài)下不會產(chǎn)生裂紋。

3 開裂原因分析與探討

斷口形貌呈晶體學平面，無塑性變形特征，為脆性斷裂。 目測斷口有黑色缺陷，通過掃描電子顯微鏡微觀檢測斷定為疏松和氧化物夾雜缺陷。疏松是由于體積收縮或其它原因所形成的細小而分散的孔洞，多存在于枝晶間，造成鑄件內(nèi)部組織不致密性[2]。疏松會減小鑄件的有效承載面積，特別是對于承載零件會在此處造成應力集中，極易使零件在工作中斷裂失效[3]。夾雜物一般是指一切液相線溫度以上的固相或液相外生雜質(zhì)，氧化物夾雜一般呈黑色團絮狀或彎曲的絲狀物[2]。通常情況下，夾雜物的彈性模量、膨脹系數(shù)等性能參數(shù)與鋁合金材料的基體不同，因此在外力存在的作用下，夾雜物本身或夾雜物與基體交界處易產(chǎn)生應力集中， 這為裂紋的萌生和擴展提供了條件，隨著外力的不斷作用，裂紋不斷擴展，最終導致合金斷裂，嚴重影響合金的力學性能[4-5]。因此螺紋孔處疏松和夾雜物的存在是導致此處開裂的主要原因之一。

失效飛輪殼化學成分、 硬度符合要求； 金相組織異常，拉伸力學性能不符合要求。 飛輪殼采用鋁-硅系為基的ZL114A 材料，屬于亞共晶鋁合金，含硅量較高，鑄造時容易產(chǎn)生粗大的共晶硅，粗大共晶硅為脆性相，嚴重割裂基體，降低合金的強度和塑性。 為了改善粗大組織，常采用變質(zhì)處理細化晶粒、改善脆性相、改善晶粒形態(tài)和分布狀況，從而提高材料的力學性能。失效飛輪殼鑄造過程中加入了變質(zhì)劑鍶， 從金相組織形態(tài)可見點狀共晶硅說明此飛輪殼是經(jīng)過變質(zhì)處理的， 但是其組織中還存在著針狀、短桿狀的共晶硅可判斷變質(zhì)不完全，其組織評級結(jié)果為變質(zhì)不足組織，針狀、短桿狀的共晶硅的存在會降低力學性能，尤其是塑性。拉伸力學試驗過程中斷口未發(fā)現(xiàn)缺陷，試驗是有效的，性能未達到要求正是金相組織變質(zhì)不足的外在表現(xiàn)。 一般鑄造后的材料經(jīng)固溶處理和時效處理可以提高其機械性能， 但是鑄造變質(zhì)處理異常會影響其后續(xù)熱處理的效果， 通過熱處理也無法消除粗大共晶硅對基體的割裂作用。 因此變質(zhì)不足造成的金相組織缺陷是導致開裂的另外一個主要原因。

飛輪殼安裝位置不良，曲軸、飛輪安裝配合間隙不合標準、飛輪殼固定螺栓沒有按規(guī)定扭矩擰緊，都會影響傳動系統(tǒng)運轉(zhuǎn)平穩(wěn)性，引起振動過大，產(chǎn)生強大的沖擊而使飛輪殼所受到的應力過大， 應力超過極限時會在薄弱位置萌生裂紋源進而擴展斷裂。裝配現(xiàn)場進行檢查，飛輪殼及相關(guān)零部件的各部位尺寸符合圖紙要求， 飛輪殼與箱體結(jié)合面平整，定位基準準確，曲軸軸向間隙在規(guī)定范圍內(nèi)，飛輪、曲軸、飛輪殼中心線同軸度差在規(guī)定范圍內(nèi)，飛輪殼定位螺釘緊固可靠，螺栓按規(guī)定順序、扭矩分次交替擰緊且擰緊力矩符合規(guī)定要求。 因此排除因裝配過程不當及零件尺寸不符造成的失效。

4 結(jié)論

通過以上討論分析得出，飛輪殼采用鑄造工藝性能、機械性能良好的亞共晶鋁合金ZL114A 材料，鑄造澆注過程中加入變質(zhì)劑鍶進行變質(zhì)處理， 再通過固溶處理及時效處理后其力學指標是完全可以滿足飛輪殼其本身的性能要求的， 但是由于鑄造過程中存在變質(zhì)不足缺陷，使飛輪殼未達到規(guī)定的力學性能， 造成飛輪殼本身承載能力不足， 螺紋孔處存在疏松、夾雜物缺陷又極大降低了此處的性能，飛輪殼上安裝著增壓器、起動電機、脈沖座等部件，發(fā)動機起動后又產(chǎn)生振動，外部應力疊加的作用下，很快導致在飛輪殼最薄弱的螺紋孔處發(fā)生脆性過載開裂。

5 結(jié)束語

飛輪殼螺紋孔開裂為脆性過載斷裂， 究其根本原因為鑄造澆注過程中控制不當造成飛輪殼組織變質(zhì)不足缺陷， 及飛輪殼薄弱部位螺紋孔加工處產(chǎn)生氧化夾雜物及疏松缺陷。 因此為了避免鑄鋁飛輪殼同類失效事件的發(fā)生要加強鑄造工藝的改進及管控。