劉甜甜，徐桂榮，遲天佐，鄧 浩

（航空工業(yè)哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司，哈爾濱 150066）

0 引言

近年來，在重復(fù)載荷作用下的結(jié)構(gòu)疲勞斷裂仍然是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全性和可靠性的主要因素，飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞和斷裂特性的研究一直是航空工程中最為復(fù)雜的問題之一。航空結(jié)構(gòu)疲勞主要研究材料、制造工藝、結(jié)構(gòu)布局、細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)、使用環(huán)境等因素對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限性能的影響，以及無損檢測、健康監(jiān)測、腐蝕防護(hù)、結(jié)構(gòu)維修等手段對(duì)飛行器服役/使用壽命的影響[1]。其中對(duì)飛機(jī)構(gòu)件疲勞壽命影響最大的就是表面質(zhì)量。

Mikael等[2]指出金屬材料目前仍然是航空器結(jié)構(gòu)的首選，鋁、鋼、鈦以及高溫合金等傳統(tǒng)材料在航空制造業(yè)中仍占據(jù)重要地位，其中鋁材料在飛機(jī)質(zhì)量中占比20%～60%，鈦材料占比10%～40%，鋼材料在先進(jìn)航空器制造中有著非常廣泛的運(yùn)用，高溫合金作為航空動(dòng)力裝置的主要制造材料具有不可替代的地位；孫俠生等[3]對(duì)國外航空疲勞研究現(xiàn)狀和發(fā)展進(jìn)行了研究，國外非常重視飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性理論方法的研究和應(yīng)用，如美國航空科研機(jī)構(gòu)給出了考慮疲勞載荷、振動(dòng)、熱載荷等因素影響的飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命及可靠性仿真分析設(shè)計(jì)的全過程；Huang 等[4]研究了在飛機(jī)損傷容限控制范圍內(nèi)，受損結(jié)構(gòu)應(yīng)滿足規(guī)定的剩余強(qiáng)度要求，以保證飛機(jī)機(jī)構(gòu)的安全性和可靠性，飛機(jī)傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)抗疲勞強(qiáng)化技術(shù)的特點(diǎn)是在不改變飛機(jī)結(jié)構(gòu)材料及形式的前提下，通過局部強(qiáng)化處理改變結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)表面組織結(jié)構(gòu)和應(yīng)力分布，以提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命；崔德剛等[5]指出目前中國飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性理念在工程實(shí)際中的貫徹仍停留在產(chǎn)品設(shè)計(jì)研制和檢測的層面，中國預(yù)防疲勞破壞的有效方法主要是進(jìn)行關(guān)鍵動(dòng)部件的疲勞試驗(yàn)，估算出動(dòng)部件的疲勞壽命，以此確定直升機(jī)各主要構(gòu)件的使用時(shí)效，從而保證直升機(jī)的使用安全。中國民機(jī)方面通過C919、AG600、ARJ21等大型商業(yè)飛機(jī)發(fā)展了自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的航空疲勞分析方法和工具，但在材料和工藝及應(yīng)用等方面仍存在不足，以上研究多側(cè)重于疲勞極限壽命，而針對(duì)疲勞裂紋分析及檢測研究不足。長期以來，在疲勞試驗(yàn)中判斷試驗(yàn)件是否破壞，主要是以目視檢測出宏觀裂紋為判斷依據(jù)[6]。在飛機(jī)疲勞試驗(yàn)過程中的結(jié)構(gòu)維修，試驗(yàn)方案的制定和調(diào)整，很大程度上依賴無損檢測數(shù)據(jù)的提供，因此做好疲勞試驗(yàn)無損檢測的質(zhì)量控制，不僅關(guān)系到檢測自身的工作質(zhì)量，更關(guān)系到整個(gè)飛機(jī)疲勞試驗(yàn)的成敗[7]。

本文針對(duì)航空關(guān)鍵動(dòng)部件在疲勞試驗(yàn)過程中的開裂問題進(jìn)行包括斷口宏觀及微觀分析，能譜分析，金相分析等等失效分析手段，確定了開裂原因，同時(shí)采用有限元模型計(jì)算其試驗(yàn)過程的應(yīng)力分布情況，并提出了加強(qiáng)檢測方案措施。

1 動(dòng)部件開裂原因及分析

1.1 動(dòng)部件開裂情況介紹

本文以自動(dòng)傾斜器固定盤為例進(jìn)行分析研究，固定盤材料為7075，類型為關(guān)鍵件，鍛造工藝為模鍛件。根據(jù)設(shè)計(jì)部門要求，固定盤的壽命應(yīng)滿足135 萬次，在設(shè)計(jì)制造完成后進(jìn)入試驗(yàn)驗(yàn)證階段，在此階段，固定盤試驗(yàn)壽命僅為8.9 萬次左右，在其靠近2#耳片加強(qiáng)筋與盤體交界處出現(xiàn)開裂，裂紋已穿透加強(qiáng)筋壁厚，裂紋整體較平直，裂紋兩側(cè)漆層無明顯損傷，在加強(qiáng)筋內(nèi)側(cè)靠近R 轉(zhuǎn)角處的裂紋存在彎曲現(xiàn)象如圖1所示。這個(gè)試驗(yàn)結(jié)果與預(yù)估的差距較大，遠(yuǎn)遠(yuǎn)滿足不了型號(hào)設(shè)計(jì)要求。

圖1 疲勞試驗(yàn)斷裂裂紋

1.2 失效分析試驗(yàn)

1.2.1 斷裂部位斷口宏微觀分析

根據(jù)上訴情況，對(duì)試驗(yàn)斷裂的固定盤加強(qiáng)筋外觀及試件斷口進(jìn)行相關(guān)分析[8-10]，通過宏觀觀察斷口如圖2所示。

圖2 斷口整體及局部宏觀形貌

通過在掃描電鏡下觀察，斷口的源區(qū)低倍形貌如圖3 所示。從圖中可見，斷口線性起源于加強(qiáng)筋內(nèi)側(cè)轉(zhuǎn)角處，斷面宏觀可見疲勞弧線，微觀可見疲勞條帶形貌，說明加強(qiáng)筋開裂性質(zhì)為疲勞開裂。

圖3 斷口的源區(qū)低倍形貌

1.2.2 能譜分析

對(duì)斷口的黑色區(qū)域進(jìn)行能譜分析，結(jié)果如圖4 所示。源區(qū)半橢圓形黑色區(qū)O 元素的質(zhì)量分?jǐn)?shù)高達(dá)31%，三角形黑色區(qū)O 元素的質(zhì)量分?jǐn)?shù)高達(dá)46%，可見該部位的氧的質(zhì)量分?jǐn)?shù)明顯較高，而試件自身成分是不含氧的，同時(shí)黑色區(qū)域的自身的鋁含量偏低[11]，而在斷口其它擴(kuò)展區(qū)O 的質(zhì)量分?jǐn)?shù)約為2%，能譜分析檢測出的其他元素，也均為合金元素，未見明顯異常。分析結(jié)果表明黑色區(qū)域（包括橢圓形及三角形黑色區(qū)）為含氧量較高的缺陷。

圖4 斷口典型區(qū)域能譜分析結(jié)果

1.2.3 金相分析

在斷口附近取平行斷口試樣磨制拋光腐蝕觀察金相組織，流線偏向缺陷一側(cè)，流線變形方向指向加強(qiáng)筋頂部，垂直斷口方向磨制金相組織，觀察缺陷位置顯微特征，低倍檢查如圖5 所示。對(duì)源區(qū)缺陷位置進(jìn)行觀察，缺陷所在平面與斷面的夾角約呈30°～45°，缺陷截面未觀察到明顯厚度，凸出區(qū)域?yàn)榛w鋁合金，缺陷附近可見細(xì)小、分叉的暗色條狀特征，與斷口線狀缺陷一致，如圖6 所示。從圖中可見，垂直斷口方向內(nèi)外側(cè)面表面晶粒粗大，平行斷口方向晶粒細(xì)小，即粗晶出現(xiàn)在加強(qiáng)筋頂部兩側(cè)。根據(jù)缺陷分布狀態(tài)可知，缺陷存在于加強(qiáng)筋靠近內(nèi)側(cè)R 角表面處，并向加強(qiáng)筋內(nèi)部延伸，缺陷且多條分叉狀，表面形貌與鋁合金鑄造氧化膜不同，因此判斷源區(qū)缺陷應(yīng)非冶金缺陷，可能是在金屬變形過程中產(chǎn)生的。

圖5 垂直斷口方向金相低倍照片（加強(qiáng)筋頂端表面）

圖6 缺陷源區(qū)附近局部形貌觀察

圖7 疲勞試驗(yàn)載荷應(yīng)力分布

1.3 疲勞試驗(yàn)過程應(yīng)力分析

高精度的結(jié)構(gòu)應(yīng)力應(yīng)變響應(yīng)分析是開展航空疲勞研究的基礎(chǔ)?；诠潭ūP的結(jié)構(gòu)及其受力特點(diǎn)，對(duì)其建立了無缺陷的有限元模型分析，施加與疲勞試驗(yàn)相同參數(shù)的載荷，通過軟件進(jìn)行分析，得到的應(yīng)力云圖如下所示，直觀可以看出，耳片的兩側(cè)加強(qiáng)筋處呈現(xiàn)出黃色偏橘色區(qū)域，是整個(gè)工件在疲勞試驗(yàn)中最大的應(yīng)力集中區(qū)域，承受的極限拉應(yīng)力的最大值為224.34 MPa，也正是本次工件疲勞開裂的缺陷出現(xiàn)的位置，在零件截面幾何突然變化處，局部應(yīng)力遠(yuǎn)大于名義應(yīng)力，這種現(xiàn)象稱為應(yīng)力集中[12]。應(yīng)力集中系數(shù)與缺陷尺寸、形狀密切相關(guān)，缺陷的形狀越尖銳，應(yīng)力集中系數(shù)越大，因此所導(dǎo)致的應(yīng)力水平也越大。

1.4 失效分析結(jié)果及建議

根據(jù)上述分析結(jié)果，提前開裂的原因是由于加強(qiáng)筋內(nèi)側(cè)R轉(zhuǎn)角處存在缺陷造成材料不連續(xù)性，導(dǎo)致疲勞試驗(yàn)中顯著增加了缺陷處的應(yīng)力水平，使其超過材料疲勞強(qiáng)度，產(chǎn)生提前疲勞開裂，為閉合型缺陷，為了提高關(guān)鍵動(dòng)部件固定盤的疲勞壽命，滿足設(shè)計(jì)要求，建議對(duì)缺陷產(chǎn)生的工藝階段進(jìn)行分析并加強(qiáng)零件表面缺陷檢測。

2 加強(qiáng)檢測方法的分析改進(jìn)

根據(jù)上述的開裂的失效分析研究結(jié)果，加強(qiáng)零件的工藝階段分析及零件表面缺陷檢測是關(guān)鍵，尤其是應(yīng)力集中區(qū)域的檢驗(yàn)檢測。斷裂力學(xué)分析表明工件表面裂紋要比內(nèi)部裂紋具有更大的危險(xiǎn)性，零件表面上1 個(gè)很微小的裂紋都可能會(huì)造成重大事故，因此表面缺陷的檢測就顯得尤為重要[13]。

2.1 零件工藝過程分析

在鍛造過程中坯料中的部分原始缺陷發(fā)生變形，或者鍛造過程的加熱溫度、變形速度等控制不當(dāng)可產(chǎn)生新的工藝缺陷。鍛件的常見表面缺陷為裂紋，折疊（重皮），表面龜裂等。固定盤制造過程如圖8 所示。從圖中可見，固定盤由于加工工序較多，在加工過程中需要進(jìn)行兩次滲透檢測，分別在模鍛件的熱處理和機(jī)加之后。熱處理可引起的缺陷最主要是裂紋，工件某些應(yīng)力集中的部位，截面變化部位，在熱處理的附加應(yīng)力作用下可能導(dǎo)致開裂。在零件進(jìn)行機(jī)加時(shí)，工件表層金屬要經(jīng)歷反復(fù)的、多次的變性和摩擦，表面硬度將提高，但是由于常伴有殘余應(yīng)力，而出現(xiàn)表面裂紋，典型的可能產(chǎn)生的缺陷是磨削產(chǎn)生的網(wǎng)狀表面磨削裂紋。

圖8 固定盤制造過程

2.2 零件表面缺陷檢測

滲透檢測是一種利用毛細(xì)現(xiàn)象檢查材料表面缺陷的無損檢測方法，不受被檢測物體組織結(jié)構(gòu)和化學(xué)成分的限制[14]。滲透檢測對(duì)有一定深寬比的缺陷如開口細(xì)而深的裂紋有很高的檢測靈敏度，不受缺陷方向、位置等局限，且缺陷顯示直觀容易判斷，廣泛應(yīng)用于航空制件的表面檢測[15]。對(duì)復(fù)雜制件可以一次檢測出各個(gè)方向的缺陷，它能檢測出裂紋、冷隔、夾雜、疏松、折疊氣孔等缺陷[16]。

鍛造鋁合金工件表面光潔度高，內(nèi)部金屬結(jié)構(gòu)致密，其中最常見的就是折疊缺陷，在鍛造過程中產(chǎn)生的一些金屬氧化皮重疊在工件表面上的缺陷，折疊通常和工件表面成一定的夾角，多發(fā)生在鍛件的轉(zhuǎn)接部位，且結(jié)合緊密。故滲透液滲入較為困難，只要露出表面，采用高靈敏度的滲透液和較長的滲透時(shí)間，仍然可以發(fā)現(xiàn)。折疊的缺陷顯示為連續(xù)或者斷續(xù)的細(xì)線條，有時(shí)呈月牙狀。由于固定盤自身制造狀態(tài)和實(shí)際使用情況的不同，其滲透檢測方法及檢測工藝參數(shù)也不相同，并且要對(duì)可能影響到檢測質(zhì)量的關(guān)鍵環(huán)節(jié)進(jìn)行詳細(xì)規(guī)定。根據(jù)所采用的試驗(yàn)設(shè)計(jì)任務(wù)書及相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范要求，對(duì)檢測部位及檢測情況進(jìn)行識(shí)別，編制無損檢測操作規(guī)程或工藝卡，作為后續(xù)實(shí)施無損檢測工作的指導(dǎo)依據(jù)。

2.2.1 預(yù)處理工序的改進(jìn)加強(qiáng)

為了防止批產(chǎn)的固定盤在制件因多次返修酸洗而產(chǎn)生晶間裂紋，從而影響到零件材料強(qiáng)度，故在熱處理后的毛坯件熒光滲透檢測工序中，對(duì)機(jī)加表面及非機(jī)加表面進(jìn)行嚴(yán)格且明確的分區(qū)，由于機(jī)加區(qū)域的缺陷在后續(xù)機(jī)械加工過程中能夠被去除，所以不作為零件拒收返修的依據(jù)。機(jī)加表面裂紋僅進(jìn)行標(biāo)記（采用記號(hào)筆標(biāo)記裂紋位置、大小和大致形貌，不作為合格與否判定依據(jù)），對(duì)于非機(jī)加表面的缺陷情況進(jìn)行記錄并進(jìn)行判定，由請(qǐng)托車間進(jìn)行修理，缺陷全部排除后，采用丙酮清理，然后進(jìn)行熒光檢測。

鋁及鋁合金件除油清洗后，在空氣中非常容易被氧化，從而會(huì)在表面形成一層氧化膜，由于零件表面存在氧化膜會(huì)影響零件熒光滲透檢測的效果，會(huì)產(chǎn)生熒光背景過度的后果[17]，材料質(zhì)地較軟，關(guān)鍵零件進(jìn)行熒光檢驗(yàn)之前，一般應(yīng)進(jìn)行酸洗腐蝕[18]，酸洗又稱為表面腐蝕[19]，將待檢表面至少腐蝕掉0.0381～0.0508 mm。浸蝕時(shí)要保護(hù)精密孔關(guān)鍵或螺紋，避免過量腐蝕。浸蝕溶液不應(yīng)引起表面變粗糙、包鋁層被去除和影響或超出圖紙要求的尺寸公差，并不應(yīng)引起超過0.025 mm 深度的腐蝕點(diǎn)或深度超過0.005 mm 的晶間腐蝕。

2.2.2 應(yīng)力集中區(qū)重點(diǎn)檢測

對(duì)在役的工件進(jìn)行檢測前，分析缺陷時(shí)必須考慮到該工件的服役過程，由于固定盤的工作性質(zhì)，長時(shí)間承受較大的交變應(yīng)力的作用，考慮其最有可能出現(xiàn)的缺陷就是疲勞裂紋。滲透檢測前，使用中的零件，應(yīng)去除表面積炭、氧化層和涂層之后在進(jìn)行滲透檢測。由于固定盤的支臂屬于高應(yīng)力區(qū)域，設(shè)計(jì)部門給出的重點(diǎn)檢查區(qū)域范圍為：3 個(gè)長支臂的6 個(gè)加強(qiáng)筋上表面區(qū)域，距離支臂耳片孔中心點(diǎn)60～150mm；包括支臂加強(qiáng)筋表面，分別向內(nèi)側(cè)和外側(cè)延伸8mm。用錫紙膠帶將非檢測區(qū)域進(jìn)行隔離保護(hù)，對(duì)檢測區(qū)域利用化學(xué)溶劑方法進(jìn)行脫漆處理，打磨處理的金屬粉末會(huì)堵塞表面缺陷的開口，從而使?jié)B透液無法滲入到缺陷中，導(dǎo)致滲透檢測失敗，經(jīng)過打磨處理區(qū)域必須進(jìn)行適當(dāng)?shù)谋砻嫠嵛g處理，使得缺陷開口充分暴露，方可進(jìn)行滲透檢測。滲透檢測過程如圖9所示。

圖9 固定盤加強(qiáng)筋的滲透檢測

3 結(jié)論

（1）固定盤耳片加強(qiáng)筋開裂性質(zhì)為疲勞斷裂；尤其是缺陷出現(xiàn)在加強(qiáng)筋內(nèi)側(cè)R轉(zhuǎn)角處，導(dǎo)致應(yīng)力水平顯著提高，從而對(duì)固定盤的疲勞壽命影響較大。

（2）在飛機(jī)關(guān)鍵動(dòng)部件疲勞試驗(yàn)中的滲透檢測圍繞及時(shí)發(fā)現(xiàn)表面缺陷的目的，得出對(duì)零件工藝制造過程分析評(píng)估并加強(qiáng)零件表面缺陷檢測是保證零件質(zhì)量的關(guān)鍵因素，尤其是應(yīng)力集中區(qū)域的缺陷的檢驗(yàn)檢測，根據(jù)其疲勞試驗(yàn)中的無損檢測特點(diǎn)，圍繞“人、機(jī)、料、法、環(huán)”這5 個(gè)無損檢測質(zhì)量要素，進(jìn)一步細(xì)化滲透檢測的注意事項(xiàng)及無損檢測質(zhì)量關(guān)鍵控制點(diǎn)，保證表面檢測的能夠有效進(jìn)行，從而保證產(chǎn)品質(zhì)量及其可靠性，提升飛機(jī)疲勞試驗(yàn)的無損檢測質(zhì)量。

（3）當(dāng)檢測對(duì)象材料種類繁多、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、表面狀態(tài)有差異等條件下，必要時(shí)可綜合應(yīng)用其余幾大常規(guī)的無損檢測作為補(bǔ)充判斷。進(jìn)一步探求并發(fā)現(xiàn)疲勞缺陷以獲取更多的有用數(shù)據(jù)。