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摘要:本文通过对轮缘的裂纹断口进行宏微观形貌观察,并检查了轮缘的组织、硬度,确定了轮缘的失效性质,并对其失效原因进行了分析。
关键词: 轮缘 裂纹 疲劳断裂
引言:某部歼 X 飞机修理过程中,发现其两件轮缘出现裂纹。飞机襟翼通过内、外两条滑轨安装在机翼上,滑轨上下两面为滑道。每块襟翼的两端各装有两组滑轮架。前滑轮架装有一个滚子轴承,后滑轮架上装有两个滚子轴承。滚子轴承装在滑轨滚道内。此轮缘的作用为:与相连的滑轮在轮缘内滑动,改变襟翼的运动方向。轮缘材质为 30CrMnSiA, 调质处理,表面镀镉钝化。
外观检查
两件轮缘外观如图 1 所示,分别标记为 1#和 2#。轮缘呈弧形, 弧长约 500mm,宽约 40mm,高 20mm 左右;轮缘材料厚度为 2mm 左右, 但轮缘边缘为过渡状,厚度逐渐减小,见图 1c 所示。轮缘外表面镀铬层较完整,呈亮黄色;内表层磨损较严重,大部分镀铬层已被磨损, 同时滚轮轴在内表面磨出一道弧线,见图 1a 箭头所示。而轮缘的内侧上下表面,磨损更加严重,除了镀层外,基体也出现了磨损现象, 见图 1b。两个轮缘的断裂位置相同,均位于襟翼下摆时滑轮的行程终点处,此处距离轮缘边缘约 8mm,见图 1b。两个轮缘断口均呈弧形; 1#轮缘断裂部分未见。2#轮缘即将断裂,见图 1c。
图 1 轮缘宏观形貌
将 2#轮缘沿裂纹打开,打开后的轮缘和断裂片分别标记为 2#-1和 2#-2。在体式显微镜下观察 1#及 2#轮缘断口,见图 2。1#及 2#轮缘裂纹均起源于轮缘的内表面,呈线源特征;扩展楞线明显,至轮缘外表面时断裂,扩展区与瞬断区分界明显。在 2#轮缘人为打断的断口上存在许多孔洞,见图 2b。2#-2 上还存在一处由裂纹表面向内部扩展的裂纹,见图 2c;由此可以推断,裂纹的扩展方向为由左向右,即从轮缘的一端拐角处开始,沿着楞线向里扩展。当扩展至滑轮终点位置附件,在应力作用下,裂纹出现分叉。
图 2 轮缘断口体式形貌
微观断口观察
1#和 2#-1 轮缘断口的微观形貌如图 3 所示。两个轮缘断口特征相似,断口从轮缘内表面起源,部分源区存在剪切特征,而未见沿晶或腐蚀形貌;扩展区呈类解理形貌,未见疲劳条带;瞬断区为剪切韧窝或大的撕裂韧窝。
图 3 轮缘断口微观形貌
轮缘尺寸检查
为了检查 1#和 2#-1 轮缘的壁厚,从轮缘横截面上随机选取几处进行厚度测量,结果如图 4 所示。两个轮缘的板材壁厚大多在 1.8mm 以下,只有部分区域达到了 1.8mm。相应的零件图号要求为:壁厚
20 mm,装配时允许锉修外缘保证最小壁厚 1.7mm。因此,轮缘壁厚整体偏小,部分拐角处已超出规定的下限。
a.1#轮缘壁厚
b.2#-1 轮缘壁厚图 4. 轮缘壁厚测量
1#和 2#-1 轮缘的内表面高度如图 5 所示,其内表面高度分别为
34.980mm 和35.132mm。而相关零件图号中规定的高度为35.5+0.35mm;
可见,两个轮缘的内表面高度均低于要求。
图 5. 1#和 2#-1 轮缘内表面高度
金相检查
从轮缘的横截面上取样抛光,检查其夹杂物情况,如图 3 所示。1#和 2#轮缘基体上都存在许多大小不等的夹杂物,其中较大的约有40um。
图 3 轮缘基体夹杂物
对轮缘的横截面试样经过磨抛并用硝酸酒精侵蚀后的金相组织如图 4 所示。由图可见,经调质处理后,轮缘的组织均为保留有马氏体位相的回火索氏体;另外,马氏体板条及奥氏体晶界较明显。
图 4 轮缘金相组织
硬度检查
在试样表面测试其维氏硬度,结果如表 1 所示。按照 GB/T 1172-1999 《黑色金属硬度及强度换算值》换算成强度值分别为
1285MPa 和 1307MPa。而工艺要求为热处理至σb=1180±100MPa。可见,两个轮缘的硬度值均略超出了工艺要求。
分析与讨论
宏微观的观察结果表明,两个轮缘的断口基本一致;断口源区无氧化腐蚀特征,扩展区主要为类解理形貌;瞬断区为韧窝形貌。综
合以上结果可以判定,轮缘的断裂性质为疲劳断裂。失效原因分析:
轮缘材质为 30CrMnSiA,经调整处理后组织应为回火索氏体,这与金相观察到的组织一致。材料的硬度略微超出了规定要求,这可能是由于回火过程中回火温度较低或回火时间较短造成的,这就导致了材质的韧性会有所降低,脆性增加。另外,轮缘材质中存在较多的大尺寸夹杂物,这些夹杂物会在应力作用下产生应力集中,促进裂纹的产生和扩展。但考虑到材料设计时的安全系数,上述因素不足以引起轮缘的失效。总体而言,轮缘的材料不符合要求,这在一定程度上对断裂有促进作用,但不是导致轮缘失效的主要原因。
通过测量表明,轮缘材料的厚度偏小,尤其在轮缘拐角处的厚度已经超出的规定厚度的下限。同时,轮缘上下表面之间的高度小于图号要求。当襟翼滑轮滑到行程终点时,轮缘会受到滑轮较大的压应力。尤其在起飞或降落时,襟翼将承受较大的阻力,同时受到飞机振动及气流扰动的影响,轮缘受到滑轮的压应力将更大。而距离滑轮行程终点 8mm 处即为轮缘的边缘,此处轮缘厚度更小,因而承受的应力也更大。当应力超过材料的强度时,便会导致轮缘边缘的开裂,并使裂纹在以后的飞行过程中沿着薄弱区扩展。这是导致轮缘断裂的主要原因。
综上所述,轮缘的失效性质为疲劳断裂;轮缘结构设计不合理
是导致轮缘失效的主要原因;轮缘厚度偏低及材质中的较大夹杂物对轮缘的失效有促进作用。建议优化轮缘设计,可以适当增加轮缘的长度,使滑轮的行程终点远离轮缘边缘,保证轮缘材料厚度并舍弃轮缘边缘厚度逐渐减小的设计方案;同时,严格控制轮缘材料冶金质量及轮缘的热处理工艺。
结束语
1、轮缘的失效性质为疲劳断裂,轮缘结构设计不合理是导致轮缘断裂的主要原因;
2、轮缘厚度偏低以及材质中较大的夹杂物对轮缘的失效具有促进作用;3、建议优化轮缘的设计方案,保证轮缘材料厚度,并严格控制轮缘材料质量及调质工艺。