(中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500)

1 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)外部管路主要用于輸送燃油、滑油和空氣等介質(zhì)，是發(fā)動(dòng)機(jī)附件系統(tǒng)的重要組成部分[1]。現(xiàn)代航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)上約有50 個(gè)附件，100～250 余根外部管路，數(shù)百個(gè)固定導(dǎo)管的支架和卡箍[2]，如此多的外部支撐結(jié)構(gòu)給航空發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)行安全增加了不確定性。據(jù)統(tǒng)計(jì)，由于管路系統(tǒng)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)失效的比例高達(dá)52%，而由于發(fā)動(dòng)機(jī)其他主要部件引起的失效只有6%[3]。1980 年某新型機(jī)由于管路共振導(dǎo)致墜毀[4]；某型發(fā)動(dòng)機(jī)在一次臺(tái)架試車后分解發(fā)現(xiàn)，用于固定燃油總管的6個(gè)支架中有5個(gè)發(fā)生斷裂，1 個(gè)產(chǎn)生裂紋[5]；某型發(fā)動(dòng)機(jī)鈦合金散熱器支架發(fā)生斷裂故障[6]。由此可見，作為發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性和可靠性的重要組成部分之一的外部管路，保持其結(jié)構(gòu)完整性、設(shè)計(jì)合理的外部支撐結(jié)構(gòu)十分重要。實(shí)際中，航空發(fā)動(dòng)機(jī)的外部支撐結(jié)構(gòu)單元(如支架等)常常由于設(shè)計(jì)問(wèn)題，加之存在其他如振動(dòng)等原因，在使用過(guò)程中發(fā)生破壞。如某航空發(fā)動(dòng)機(jī)用于固定滑油箱的支架發(fā)生斷裂，經(jīng)分析發(fā)現(xiàn)是由于設(shè)計(jì)不合理導(dǎo)致[7]；某小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)懸掛支架斷裂，經(jīng)斷口分析發(fā)現(xiàn)是由于發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)過(guò)大導(dǎo)致[8]。

本文針對(duì)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)外部管路支架在整機(jī)試車中發(fā)生的斷裂故障，通過(guò)斷口分析和故障樹分析，確定了其斷裂性質(zhì)和裂紋萌生的主要原因，并在此基礎(chǔ)上進(jìn)行了支架改進(jìn)，最終故障得以排除。

2 故障描述

該型航空發(fā)動(dòng)機(jī)外部管路支架所用材料為鍛制、軋制和冷拉后的0Cr18Ni9 鋼棒，經(jīng)固溶處理。在臺(tái)架試車后分解發(fā)現(xiàn)，固定于某成附件支架組件上、用于支撐固定兩根燃油管路的支架發(fā)生了斷裂故障。斷裂處位于該支架與某成附件支架連接的螺栓安裝孔處，如圖1所示。

圖1 斷裂支架安裝及斷裂位置示意圖Fig.1 Diagram of the bracket installation and fracture position

3 斷口分析

3.1 宏觀觀察

宏觀觀察，支架表面上有較多黑色污染物。經(jīng)丙酮清洗后，零件表面呈金屬色，可見均勻、平行的加工痕跡，并根據(jù)痕跡特征可確定其采用了電火花加工。斷口整體形貌及源區(qū)位置如圖2 所示，支架斷口附近宏觀上無(wú)明顯塑性變形，斷面呈金屬灰色且整體較為平坦。在體視顯微鏡下觀察，斷面磨損較為嚴(yán)重，源區(qū)位于支架表面，其中a斷口有兩處源區(qū)，b斷口為單源區(qū)。

圖2 斷口整體形貌及源區(qū)位置Fig.2 Fracture morphology and source area

3.2 微觀金相分析

在掃描電鏡下對(duì)斷口進(jìn)行觀察(圖3)發(fā)現(xiàn)，a 斷口的部分區(qū)域磨損嚴(yán)重，部分區(qū)域保留了原始斷口特征。a斷口由高、低兩部分?jǐn)嗝娼M成，二者以臺(tái)階為分界，其中斷口左側(cè)的部分面積較大；斷口有疲勞斷裂特征，兩處源區(qū)均為點(diǎn)源，且點(diǎn)源2 位于拐角處。b斷口有一處源區(qū)，也呈點(diǎn)源特征，斷口部分區(qū)域也存在較為嚴(yán)重的磨損現(xiàn)象。從圖4中的斷口源區(qū)局部形貌及磨損特征可看出，a 斷口兩處源區(qū)均可見放射棱線，源區(qū)及其附近未見材質(zhì)缺陷，另在點(diǎn)源2 位置可見金屬熔球，可能是零件電火花加工殘留；b斷口源區(qū)位置亦可見放射棱線，源區(qū)及其附近未發(fā)現(xiàn)材質(zhì)缺陷。對(duì)殘留的原始斷口組織進(jìn)行觀察(圖5)發(fā)現(xiàn)，兩斷口擴(kuò)展區(qū)多處位置均可見細(xì)密疲勞條帶特征。

圖3 斷口整體形貌及磨損特征Fig.3 Morphology and wear characteristics of fracture

圖4 斷口源區(qū)的局部形貌及磨損特征Fig.4 Local morphology and wearing characteristics of fracture source

綜上斷口分析，支架斷口源區(qū)未見材質(zhì)缺陷，說(shuō)明支架斷裂原因與材質(zhì)無(wú)關(guān)。斷口宏觀可見疲勞弧線，微觀可見疲勞條帶，說(shuō)明支架的斷裂性質(zhì)為疲勞斷裂[9]。

4 斷裂故障原因分析

4.1 故障樹

針對(duì)支架斷裂問(wèn)題，從設(shè)計(jì)、加工和裝配方面進(jìn)行了全面、系統(tǒng)清查，共梳理出7項(xiàng)可能導(dǎo)致支架斷裂的因素，建立了對(duì)應(yīng)故障樹(圖6)。

圖5 斷口擴(kuò)展區(qū)疲勞條帶形貌Fig.5 Fatigue band morphology of fracture expansion zone

圖6 支架斷裂故障樹Fig.6 Fault Tree of the bracket fracture

4.2 支架結(jié)構(gòu)尺寸

斷裂支架結(jié)構(gòu)尺寸如圖7所示，結(jié)合圖1 可知，支架與成附件支架連接螺栓安裝孔邊緣發(fā)生斷裂失效，螺栓安裝孔兩側(cè)的寬度單邊為2.5 mm，螺栓安裝孔位置的有效截面面積小，支架與成附件支架接觸側(cè)的厚度為3.0 mm，屬該零件的薄弱環(huán)節(jié)。初步判斷支架結(jié)構(gòu)尺寸設(shè)計(jì)不合理。

4.3 材料選擇

綜合考慮機(jī)匣壁溫的影響，斷裂支架的工作環(huán)境溫度為60～70℃，未超過(guò)材料0Cr18Ni9 的許用溫度[7]。初步判斷材料選擇合理。

圖7 斷裂支架結(jié)構(gòu)尺寸Fig.7 Structure size of the fractured bracket

4.4 振動(dòng)應(yīng)力

為明確支架斷裂原因是否與振動(dòng)相關(guān)，采用帶中節(jié)點(diǎn)的六面體單元Solid186 模擬其實(shí)體結(jié)構(gòu)，建立支架的有限元模型。斷裂支架材料0Cr18Ni9 的部分性能數(shù)據(jù)見表1。表中，σb為拉伸極限，σ0.2為屈服強(qiáng)度，σ-1為高周疲勞強(qiáng)度。

表1 0Cr18Ni9的部分性能參數(shù)[10]Table 1 Material performance parameters of 0Cr18Ni9[10]

所選坐標(biāo)系為直角坐標(biāo)系，如圖8 所示。以支架與卡箍連接側(cè)內(nèi)端面下沿為坐標(biāo)原點(diǎn)，x軸與連接端面平行，指向支架倒圓方向?yàn)檎?；沿x正方向，xOz平面與支架右端面重合。y方向由右手定則確定。

圖8 斷裂支架三維模型Fig.8 Three-dimensional model of the fractured bracket

約束支架與成附件支架接觸端面處的x、y、z向的位移作為強(qiáng)度邊界條件。假設(shè)支架疲勞斷裂原因是管路振動(dòng)(上下振動(dòng)(x方向)和前后振動(dòng)(z方向))，由于其振動(dòng)大小未知，假定傳遞到支架上的振動(dòng)幅值為0.1 mm，其有限元模型如圖9所示。

圖9 斷裂支架有限元模型Fig.9 Finite element model of the fractured bracket

支架的強(qiáng)度計(jì)算結(jié)果見表2，其等效應(yīng)力、第一主應(yīng)力和第三主應(yīng)力分布云圖見圖10。表中，σmax為最大振動(dòng)應(yīng)力，為高周疲勞強(qiáng)度儲(chǔ)備。從中可看出，相同振幅(0.1 mm)下，斷裂支架x方向的最大振動(dòng)應(yīng)力是z方向的2.2倍；x方向的剛度約為z方向的2.4倍；斷裂支架的最大應(yīng)力均出現(xiàn)在約束靠螺栓孔處，且螺栓孔兩側(cè)寬度較小加劇了應(yīng)力集中；斷裂支架材料的高周疲勞強(qiáng)度極限為265 MPa，在x方向0.1 mm振幅下由于管路上下振動(dòng)幅值過(guò)大，導(dǎo)致其高周疲勞強(qiáng)度儲(chǔ)備不足，從而引起支架疲勞斷裂。

表2 斷裂支架強(qiáng)度計(jì)算結(jié)果Table 2 Strength calculation results of the fractured bracket

圖10 支架在0.1 mm振幅下的等效、第一、第三應(yīng)力分布云圖(MPa)Fig.10 Equivalent,first and third stress distribution under 0.1mm amplitude of the bracket

4.5 加工質(zhì)量

由圖7 可知，斷裂支架所有尺寸均要求一般公差，按HB 5800-1999 執(zhí)行；粗糙度均要求Ra6.3，且未有超差呈報(bào)，可排除加工超差因素。但通過(guò)前面的電鏡觀察發(fā)現(xiàn)，斷裂源區(qū)位置可見金屬熔球，可能是零件電火花加工殘留。沒(méi)有去除重熔層，對(duì)裂紋的萌生有一定促進(jìn)作用。

4.6 原材料性能

經(jīng)查，斷裂支架原材料進(jìn)行過(guò)固溶處理，性能無(wú)超差項(xiàng)。且通過(guò)電鏡觀察，源區(qū)及附近未見材料缺陷，原材料性能滿足設(shè)計(jì)要求。

4.7 管路裝配力矩

裝配時(shí)，按外部管路設(shè)計(jì)要求中規(guī)定的螺釘(螺母)擰緊力矩(5.2～6.4 N·m)進(jìn)行擰緊，管路裝配力矩符合設(shè)計(jì)要求。

4.8 裝配應(yīng)力

斷裂支架在疲勞擴(kuò)展末端的外表面(源區(qū)背面)有明顯的擠壓痕跡特征，由于支架與成附件固定支架為半貼合狀態(tài)，支架裂紋起源處在裝配時(shí)就存在一定的彎曲應(yīng)力，如圖11所示。

圖11 支架半貼合狀態(tài)安裝示意圖Fig.11 Installation diagram of semi-laminated bracket

4.9 綜合分析

綜上所述，支架的斷口性質(zhì)為多點(diǎn)源起裂的疲勞斷裂。疲勞裂紋產(chǎn)生的主要原因是支架結(jié)構(gòu)尺寸設(shè)計(jì)不合理，同時(shí)受到振動(dòng)應(yīng)力、裝配應(yīng)力及加工殘留熔球的綜合影響。

5 支架改進(jìn)方案

根據(jù)支架疲勞裂紋產(chǎn)生的主要原因，對(duì)支架進(jìn)行了優(yōu)化。具體優(yōu)化思路是：提高支架剛度(加厚支架與成附件支架接觸側(cè)厚度)以減小振動(dòng)幅值，加寬支架螺栓孔兩側(cè)寬度以減小應(yīng)力集中，以及更換支架材料以提高其高周疲勞強(qiáng)度極限。據(jù)此，設(shè)計(jì)了兩種優(yōu)化方案。

方案一：斷裂支架結(jié)構(gòu)不變，將材料0Cr18Ni9調(diào)整為1Cr11Ni2W2MoV。

方案二：改變支架結(jié)構(gòu)，與成附件支架接觸側(cè)厚度增加2.0 mm，與成附件支架接觸側(cè)加長(zhǎng)5.0 mm，加寬螺栓孔兩側(cè)寬度(單邊增加1.0 mm)，材料調(diào)整為1Cr11Ni2W2MoV，如圖12所示。

圖12 兩種優(yōu)化方案對(duì)比(紅色為方案二，灰色為方案一)Fig.12 Comparison of two options(the red is option Ⅱ,and the gray is option Ⅰ)

5.1 相同振動(dòng)幅值下的對(duì)比分析

在相同振幅(x方向0.1 mm 振幅)下進(jìn)行強(qiáng)度對(duì)比分析。采用4.4節(jié)方法對(duì)方案二支架進(jìn)行建模(圖13)、約束和加載。1Cr11Ni2W2MoV 的部分性能數(shù)據(jù)見表3。0Cr18Ni9 和1Cr11Ni2W2MoV 的泊松比均取0.3。

圖13 方案二支架有限元模型Fig.13 Finite element model of the option II

強(qiáng)度對(duì)比結(jié)果見表4，其振動(dòng)應(yīng)力分布云圖見圖14。從表4、圖10(a)和圖14 可看出，原方案和方案一的振動(dòng)應(yīng)力分布相同，最大振動(dòng)應(yīng)力相當(dāng)，剛度相當(dāng)，但方案一(1Cr11Ni2W2MoV)的高周疲勞強(qiáng)度儲(chǔ)備是原方案(0Cr18Ni9)的1.9倍；與方案一相比，方案二的最大振動(dòng)應(yīng)力值大20%，高周疲勞強(qiáng)度儲(chǔ)備低17%，但剛度增大3.3倍，在相同激振力下振動(dòng)，其振幅大幅減小，振動(dòng)應(yīng)力大幅降低。

表3 1Cr11Ni2W2MoV的部分性能參數(shù)[10]Table 3 Material performance parameters of 1Cr11Ni2W2MoV[10]

表4 不同方案在x方向0.1 mm振動(dòng)幅值下的結(jié)果對(duì)比Table 4 Results comparison of several bracket options under 0.1 mm amplitude in x-direction

圖14 兩種方案在x方向0.1 mm振幅下的振動(dòng)應(yīng)力分布云圖(MPa)Fig.14 Vibration stress distribution nephogram of several bracket options under 0.1 mm amplitude in x-direction

5.2 相同激振力下的強(qiáng)度對(duì)比分析

在相同激振力下對(duì)方案一和方案二支架的強(qiáng)度進(jìn)行對(duì)比分析。將原方案在x方向0.1 mm振幅下的支反力(112 N)作為激振力載荷(代替4.4節(jié)模型中的振動(dòng)載荷)，分別作用在方案一和方案二支架上，強(qiáng)度對(duì)比結(jié)果見表5，振動(dòng)應(yīng)力分布云圖見圖15。從中可看出，在相同激振力載荷下，方案二支架的高周疲勞強(qiáng)度儲(chǔ)備是方案一支架的3.6倍，其抗振能力大幅提高。

表5 兩種方案在相同激振載荷下的結(jié)果對(duì)比Table 5 Results comparison of two options under the same excitation load

圖15 兩種方案在x方向112 N激振力下的振動(dòng)應(yīng)力分布云圖(MPa)Fig.15 Vibration stress distribution under 112 N excitation load in x-direction of the two options

綜上，最終選擇方案二對(duì)支架進(jìn)行改進(jìn)，大幅提高了其高周疲勞強(qiáng)度儲(chǔ)備、剛度及抗振能力，使得振動(dòng)應(yīng)力、裝配應(yīng)力對(duì)改進(jìn)后的支架影響相對(duì)較小，同時(shí)增加去除重熔層的技術(shù)要求，排除了電火花加工易產(chǎn)生熔球?qū)χЪ艿挠绊?。在后續(xù)試車過(guò)程中，改進(jìn)支架未出現(xiàn)故障，故障得以排除。

6 結(jié)論

某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)外部管路支架在整機(jī)試車中發(fā)生的斷裂，為多點(diǎn)源起裂的疲勞斷裂，主要原因是支架結(jié)構(gòu)尺寸設(shè)計(jì)不合理，加上振動(dòng)應(yīng)力、裝配應(yīng)力及加工質(zhì)量不符合要求綜合導(dǎo)致。據(jù)此，對(duì)支架結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)：其與成附件支架接觸側(cè)的厚度增加2.0 mm，與成附件支架接觸側(cè)加長(zhǎng)5.0 mm，螺栓孔兩側(cè)的寬度加寬(單邊增加1.0 mm)，將材料調(diào)整為1Cr11Ni2W2MoV，同時(shí)增加去除重熔層的技術(shù)要求。改進(jìn)支架經(jīng)過(guò)了后續(xù)試車驗(yàn)證，支架斷裂故障得以排除。