飛機起落架30CrMnSiNi2A下扭力臂裂紋分析

胡小華,龍曉偉,曹鎮君,馬麗莎

(1.93145部隊,江西 南昌 330213; 2. 航空工業洪都,江西 南昌 330024)

30CrMnSiNi2A鋼是在30CrMnSiA鋼的基礎上提高了錳和鉻的含量,并添加了1.40%～1.80% Ni(質量分數),使其淬透性得到了明顯提高,改善了鋼的韌性和回火穩定性。經熱處理后可獲得高的強度、塑性和韌性,良好的抗疲勞性能和斷裂韌度,低的疲勞裂紋擴展速率,因而常常被用作飛機起落架等重要受力結構件[1]。但該鋼對缺口和氫脆較敏感[2],且服役環境比較惡劣,在彎曲、拉伸、扭轉等多種載荷的復合作用下該鋼制作的零部件在服役期間易發生失效,帶來飛行安全隱患[3-4]。

我國在20世紀50年代仿制俄羅斯的鋼種研制出30CrMnSiNi2A鋼[5],并廣泛應用于航空航天領域中,諸多學者在此基礎上對該鋼進行了研究和探索[6-8]。潘雅琴等[9]發現30CrMnSiNi2A鋼在900 ℃奧氏化30 min油淬后,經200～300 ℃回火具有較好的綜合力學性能,而在350～450 ℃回火后出現回火脆性。袁書強等[10]研究了回火溫度對30CrMnSiNi2A鋼微觀組織的影響,在180～280 ℃回火時其顯微組織為回火馬氏體,具有較高的強度和硬度;隨著回火溫度的升高,ε碳化物明顯聚集長大,其組織由回火馬氏體轉變為索氏體,硬度和強度均下降。彭揚文等[11]通過分析得出熱處理溫度過高引起組織過燒,導致30CrMnSiNi2A鋼活塞桿斷裂。胡生雙等[12]研究了真空爐、空氣爐、鹽浴爐及氣體保護爐四種加熱方式對30CrMnSiNi2A鋼淬硬層組織的影響,得出真空爐和氣體保護爐優于鹽浴爐和空氣爐。

某飛機例行檢查時,發現右起落架下扭力臂大雙耳根部處有疑似裂紋,經磁粉檢測,在下扭力臂大雙耳根部R處發現一條長度約6 mm的裂紋。下扭力臂材料牌號為30CrMnSiNi2A(鍛件),熱處理要求σb為1665±100 MPa,加工過程為：鍛件→銑耳片→熱處理→磨耳片外側表面→倒角→去應力回火→磁粉檢測(100%)→檢驗→表面處理(磷化)。裂紋的出現會嚴重影響飛機安全性,因此本文對飛機起落架30CrMnSiNi2A下扭力臂進行失效分析,確定裂紋性質及產生原因,為預防此類問題的發生提供指導。

1 理化檢驗

1.1 宏觀形貌觀察

下扭力臂宏觀形貌如圖1所示,裂紋位于大雙耳根部R處,裂紋長度約為5 mm,且裂紋附近有明顯的磨損痕跡。沿裂紋擴展方向打開斷口,斷口宏觀形貌如圖2所示,整個斷口表面呈黑色且較平坦;而人為打開斷口部分呈白亮色。

圖1 下扭力臂宏觀形貌Fig.1 Macro morphology of the lower torque force armo

圖2 斷口宏觀形貌Fig.2 Macro morphology of fracture surface

1.2 SEM觀察

采用掃描電子顯微鏡觀察斷口形貌,斷口低倍形貌如圖3所示,斷口表面較平坦,裂紋深度約為0.87 mm,裂紋長度約為3.2 mm。

圖3 斷口低倍形貌Fig.3 Macroscopic morphology of fracture surface

觀察斷口微觀形貌,整個斷口表面被腐蝕產物覆蓋,斷口近表面位置的腐蝕形貌如圖4(a)所示。裂紋尾部的腐蝕形貌呈網狀開裂[13],人為打開斷口表面為韌窩特征,如圖4(b)所示。

(a)斷口近表面位置腐蝕形貌;(b)裂紋尾部腐蝕形貌和打開斷口的韌窩形貌圖4 斷口微觀形貌(a)corrosion morphology near the surface of the fracture;(b)corrosion morphology of crack tail and dimple morphology of open fracture surfaceFig.4 Micro morphology of fracture surface

1.3 能譜分析

近零件表面處的斷口能譜分析結果見表1,裂紋尾部的斷口能譜分析結果見表2,打開斷口的能譜分析結果見表3。由表1～3可知,原始斷口表面被一層氧化物覆蓋,除了氧元素,未見其他異常元素;而人為打開斷口處未見異常元素[14]。

表1 近零件表面處的斷口能譜分析結果Table 1 Energy spectrum analysis results of fractures near the surface of parts

表2 裂紋尾部的斷口能譜分析結果Table 2 Energy spectrum analysis results of fracture surface at the crack tail

表3 打開斷口的能譜分析結果Table 3 Energy spectrum analysis results of open fracture surface

1.4 化學成分分析

在30CrMnSiNi2A下扭力臂零件上取樣進行化學成分分析,結果見表4,其化學成分符合標準GJB 1951—1994技術要求。

表4 化學成分檢測結果Table 4 Chemical composition test results

1.5 金相組織觀察

在斷口處截取金相試樣進行金相組織觀察,如圖5所示。從圖5中可以看出,心部金相組織為回火索氏體,斷口處(“裂紋”側面)有脫碳現象。

(a)斷口處脫碳形貌;(b)心部金相組織圖5 試樣金相組織(a)decarburization morphology at the fracture surface;(b) core microstructureFig.5 Microstructure of sample

1.6 硬度檢測

在零件上截取硬度試樣進行布氏硬度檢測,檢測結果分別為471 HBW、477 HBW,換算強度分別為1620 MPa、1646 MPa(換算強度值僅供參考)。對斷口處脫碳層的硬度進行顯微硬度檢測,檢測結果分別為40.30 HRC、39.42 HRC,換算強度約為1243 MPa(換算強度值僅供參考)。

2 分析討論

通過對30CrMnSiNi2A下扭力臂進行化學成分分析(表4),其結果符合標準GJB 1951—1994技術要求,這說明下扭力臂裂紋并不是由原材料的錯混料問題而致。另外,通過對斷口進行SEM觀察、能譜分析(圖3、圖4,表1～3),發現斷口表面有較嚴重的氧化腐蝕形貌,說明裂紋已產生了較長的時間;整個原始斷口特征一致,無明顯差異,說明在使用過程中裂紋并未擴展[15]。通過對斷口進行金相組織觀察(圖5)和顯微硬度檢測,發現裂紋斷口表面存在脫碳現象,且顯微硬度較低,說明裂紋在熱處理前已產生;心部金相組織為回火索氏體,其硬度約為1620 MPa,檢測結果符合要求,說明零件加工后的熱處理過程符合要求。

綜合分析下扭力臂鍛件的鍛造過程和下扭力臂零件的生產過程,導致裂紋斷口處出現脫碳現象的主要原因是鍛件在鍛造過程的加熱和零件在熱處理過程的加熱[16]。下扭力臂零件在熱處理前,扭力臂大雙耳根部并沒有加工工序,由零件加工過程生產裂紋的概率極少,因此該裂紋是下扭力臂鍛件在鍛造過程中產生的。

在鍛造過程中,由于終鍛溫度控制不好導致終鍛溫度偏低,在鍛壓過程產生較大的應力,甚至產生裂紋;另外,在鍛造過程中存在較大的熱應力,如果未及時進行去應力回火,極易產生裂紋或使裂紋擴展,最終導致鍛件應力相對集中的拐角處出現裂紋。

3 結論

飛機起落架30CrMnSiNi2A下扭力臂出現裂紋,是由于鍛造過程中的終鍛溫度偏低和未及時進行去應力回火,導致鍛件拐角處產生較大的應力,從而使起落架在彎曲、拉伸、扭轉等多種載荷的復合作用下出現裂紋。