徐心潔，林文欽，胡成江，路 寒，蔣洪俊

（航空工業(yè)成都飛機工業(yè)（集團）有限責(zé)任公司，成都 610091）

0 引言

LY12 鋁合金屬于Al-Cu-Mg 系熱處理強化鋁合金，強度高、密度小，通過適當(dāng)?shù)臒崽幚砉に嚳梢允蛊浍@得優(yōu)良的力學(xué)性能。LY 鋁合金被廣泛地應(yīng)用在航天、航空領(lǐng)域，還用于建筑與交通運輸工具的結(jié)構(gòu)件[1-3]。

疲勞是航空零部件失效的主要形式之一，目前，對于鋁合金的疲勞失效相關(guān)研究多集中在疲勞失效理論、疲勞壽命預(yù)測以及建模仿真方面[4-9]，針對實際工況下角片這一特殊連接類零件的疲勞失效案例所進行的具體分析與改良的研究幾乎沒有。為數(shù)不多的、與角片相類似的飛機連接件的分析研究將重點放在如何合理改進飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計方面[10]。但對于已經(jīng)基本定型的機型來說，研究者更傾向于在不對結(jié)構(gòu)設(shè)計進行顯著更改的前提下有效提高連接件的疲勞性能。

本研究通過對失效角片進行理化檢驗和分析討論，確定角片的斷裂原因，并在不對飛機結(jié)構(gòu)做出較大修改的前提下提出有實用性的改進建議。

1 失效件概況

對飛機進行地面例行檢查時，發(fā)現(xiàn)用于固定液壓管的LY12 角片發(fā)生斷裂（圖1），且該角片斷裂時，飛機已使用過一段時間。角片的熱處理工藝為CZ（淬火+自然時效），其主要工藝流程為：下料→機械加工→半成品檢驗→分光檢查→硬度檢查→鉻酸陽極化、鉻酸鹽封閉→成品檢驗。安裝在其他部位的相同牌號材料、相同熱處理工藝的角片亦出現(xiàn)類似的斷裂現(xiàn)象。

圖1 角片零件示意圖Fig.1 Sketch map of the corner plate

2 檢驗及結(jié)果分析

2.1 宏觀分析

經(jīng)肉眼觀察，裂紋主要分布在靠近角片直角邊R 角部位，并沿直角邊橫向貫穿；斷口有一定起伏，起伏最高點基本在斷口中間部位，該處還有一條二次裂紋延伸至角片背面和底部；斷口整體較為干凈，呈銀灰色，局部有少量黑色污染物（圖2a）。為便于后續(xù)描述，將斷口朝向托板螺母的一側(cè)定義為內(nèi)表面，另一側(cè)定義為外表面（圖2b）。

圖2 角片斷裂位置及斷口宏觀形貌圖Fig.2 Fracture location and macrograph of the fracture

2.2 斷口微觀分析

斷口整體較為平坦，有2 處明顯的點源（圖3a中源區(qū)A、B）。2 個源區(qū)均從斷口靠近內(nèi)表面一側(cè)起源，擴展棱線方向均是由內(nèi)表面向外表面擴展；源區(qū)均未見夾雜、孔洞等冶金缺陷和加工痕跡，且源區(qū)A 較源區(qū)B 更為平坦，說明源區(qū)B 受到的應(yīng)力比源區(qū)A 更大（圖3b、圖3c）。斷口擴展區(qū)為典型的鋁合金滑移形貌，且可觀察到明顯的疲勞弧線和疲勞條帶（圖4d、圖4e），這屬于疲勞裂紋擴展階段斷面上最重要的顯微特征[8]。由斷口的微觀檢查結(jié)果可知，角片的斷裂性質(zhì)為疲勞斷裂。用能譜儀對斷口進行檢測，結(jié)果見表1，可見源區(qū)A、B 與其他部位的主要成分均一致，未見明顯腐蝕性元素和夾雜類冶金缺陷。

表1 斷口源區(qū)及其他部位能譜成分檢測結(jié)果表（質(zhì)量分數(shù)/%）Table 1 EDS analysis results of the fracture source region and other region (mass fraction/%)

圖3 斷口微觀形貌Fig.3 Micro-morphology of the fracture

2.3 金相檢查

在斷口附近沿平行于斷口方向制取金相試樣，用Keller’s 腐蝕劑腐蝕后進行觀察。鋁合金出現(xiàn)以下3 種特征之一即可判為過燒：1）復(fù)熔共晶球；2）晶界局部復(fù)熔加寬；3）在3 個晶粒交界處出現(xiàn)復(fù)熔三角形[9]。過燒會使材料力學(xué)性能惡化，尤其強度及延伸率、疲勞性能會大大降低。實際檢查結(jié)果顯示：角片的金相組織正常，未見上述過燒特征（圖4）。根據(jù)腐蝕后觀察到的試樣低倍下顯示出的金屬流線方向，可以判定角片的實際流線方向為圖5 所示的方向。

圖5 角片流線方向示意圖Fig.5 Sketch map of streamline direction

圖4 金相組織形貌Fig.4 Microstructure

2.4 化學(xué)成分分析

使用真空直讀光譜儀對角片的化學(xué)成分進行檢測，結(jié)果見表2，可知角片的主要化學(xué)成分符合GB/T 3190—2008 要求。

表2 化學(xué)成分分析結(jié)果表（質(zhì)量分數(shù)/%）Table 2 Results of chemical composition analysis (mass fraction/%)

2.5 硬度檢測

根據(jù)角片制造大綱要求，CZ（淬火+自然時效）狀態(tài)下的LY12 板材和型材的HRB≥66。由于角片在打磨去漆后，其厚度達不到HRB 硬度檢測的要求，故對角片金相試樣進行維氏顯微硬度檢測，得到的實測平均值為HV0.1146.3。根據(jù)HB/Z 215—1992《鋁合金板材硬度與強度換算值》，換算硬度值約為HRB 78.8，滿足硬度要求。

3 分析與討論

根據(jù)斷裂角片宏、微觀檢查結(jié)果可知，角片的斷裂性質(zhì)為疲勞斷裂；2 處點源均位于靠近內(nèi)表面一側(cè)，基本在托板螺母與鉚釘?shù)陌惭b位置連線上。由點源的微觀特征可知源區(qū)B 受到的應(yīng)力比源區(qū)A 更大，據(jù)此推測源區(qū)A 先開裂，源區(qū)B 后開裂，源區(qū)A 開裂之后由于失穩(wěn)導(dǎo)致源區(qū)B 受力更大；兩處源區(qū)開裂擴展后在中間部位匯合，形成二次裂紋并繼續(xù)朝角片底部擴展。根據(jù)角片多點源起裂以及斷口起伏較大的形貌特征可知角片受到的應(yīng)力水平較大。

角片的源區(qū)未見夾雜、孔洞等冶金缺陷，金相組織正常，硬度換算值符合技術(shù)標準要求，故可排除因材質(zhì)不符合標準要求導(dǎo)致疲勞開裂的可能性，所以角片的斷裂應(yīng)主要與其受力有關(guān)。

角片的開裂源區(qū)基本上是在托板螺母與鉚釘?shù)陌惭b位置連線上，且均在角片內(nèi)表面，靠近角片內(nèi)R 角處，此處從整體結(jié)構(gòu)上來看存在一定的應(yīng)力集中，屬于整個零件的薄弱部位。鋁合金的突出弱點是其疲勞強度對應(yīng)力集中比較敏感，且隨著硬度的提高，這一敏感程度增大[10]。根據(jù)角片的裝配形式示意圖（圖6），角片是2 顆鉚釘固定在框上的，通過2 顆托板螺母與夾具相連固定液壓管，除此以外并無其他固定裝置，即夾具只有上方固定，其他方向均懸空，形成懸臂梁結(jié)構(gòu)。這種情況下會對板材產(chǎn)生局部彎曲，引起零件局部應(yīng)力偏高[11]。角片在飛機上的安裝位置（靠近發(fā)動機艙）決定了其在使用過程中會受到較大的、持續(xù)不斷的外部振動應(yīng)力，所以角片最終從零件最薄弱部位即R 角內(nèi)表面起裂并擴展至外表面造成斷裂?；诖耍跅l件允許的情況下可以考慮增加夾具的固定裝置。

圖6 角片裝配形式示意圖Fig.6 Assembly form diagram of the corner plate

另外，根據(jù)對角片的金相檢查結(jié)果可知，其流線方向與斷口方向相平行。由斷口從內(nèi)表面向外表面擴展的實際情況，可以看出角片受力方向與其流線方向相垂直。對零件來說，受力方向與流線方向一致可以提高零件的抗力水平。金屬流線使金屬的力學(xué)性能具有明顯的方向性，縱向上的強度、塑性和韌性顯著大于橫向上的；沿纖維方向的強度和塑性明顯高于垂直方向的[12]。因此，將角片的材料由型材改為鈑金件，并在下料時保證其流線方向與受力方向一致是有一定可行性的改良方法。但考慮到在實際情況中不同的安裝位置受力方向不同，無法保證零件的受力方向與其流線方向一致，所以將角片更換成抗疲勞強度更高的材料更有可行性。

綜合飛機在零件生產(chǎn)和裝配過程中的實際情況以及從設(shè)計方面出發(fā)的改良可行性，后續(xù)采取的改進措施是將角片的材料更改為1Cr18Ni9Ti，在實際應(yīng)用中有效延長了角片的使用壽命。

4 結(jié)論

1）角片的斷裂性質(zhì)為疲勞斷裂，斷裂是由零件的裝配結(jié)構(gòu)與實際受力的綜合作用所致。

2）對角片所連接的夾具增加額外固定裝置，角片材料更換成抗疲勞強度更高的材料（如不銹鋼），可延長其使用壽命。