陳體磊 張迪 張志強(qiáng) 吳笑笑 邢敬偉

摘要：卡箍在飛機(jī)上應(yīng)用廣泛，常用于各種氣瓶的固定，其質(zhì)量關(guān)系著飛行安全。飛機(jī)冷氣瓶固定卡箍經(jīng)常發(fā)生箍體斷裂問(wèn)題。用點(diǎn)焊方式焊接斷裂位置處，通過(guò)體視觀察、斷口金相觀察、斷面成分分析、低倍試驗(yàn)、拉伸試驗(yàn)分析發(fā)現(xiàn)，卡箍斷裂屬于腐蝕疲勞斷裂，疲勞源在卡箍表面焊點(diǎn)與熱影響區(qū)交界處;金相檢查發(fā)現(xiàn)卡箍焊點(diǎn)與熱影響區(qū)的交界處存在細(xì)小裂紋。分析了卡箍斷裂原因，并提出了預(yù)防措施。

關(guān)鍵詞：失效分析;腐蝕疲勞;焊接缺陷;1Cr11Ni20Ti2B焊接

中圖分類號(hào)：TG457.11 ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A ? ? ? ? 文章編號(hào)：1001-2003（2021）04-0101-04

DOI：10.7512/j.issn.1001-2303.2021.04.20

0 ? ?前言

飛機(jī)的冷氣氣瓶固定卡箍是用1.2 mm厚的1Cr11Ni20Ti2B鋼板制成的鋼帶經(jīng)沖壓、彎折、電阻焊接而成的環(huán)形件。卡箍的技術(shù)性能要求較高，工作條件惡劣，一旦失效會(huì)影響系統(tǒng)性能，從而影響飛機(jī)壽命?？ü坑袊?yán)格的密封性要求，并且要具有抗高溫變形和氣體流動(dòng)、抗各種沖擊載荷等特性，以應(yīng)對(duì)各種復(fù)雜飛行環(huán)境的考驗(yàn)。

文中詳細(xì)分析了氣瓶固定卡箍的宏觀、斷口宏微觀，并通過(guò)材料成分分析、低倍試驗(yàn)、拉伸試驗(yàn)等分析了影響卡箍斷裂的原因。

1 試驗(yàn)過(guò)程與結(jié)果

1.1 宏觀及體視觀察

該卡箍是通過(guò)卡箍帶螺紋一側(cè)從螺栓套一側(cè)穿出，將兩側(cè)螺栓套組合起來(lái)，從而固定住卡圈，并進(jìn)一步將鎖緊螺母箍緊，組合卡箍成一體，實(shí)現(xiàn)其功能，如圖1所示。宏觀觀察發(fā)現(xiàn)，卡箍帶螺紋一側(cè)焊接位置處斷裂失效，該處由兩層相同材質(zhì)的1.2 mm+1.2 mm厚度的1Cr11Ni20Ti2B鋼點(diǎn)焊而成，斷裂點(diǎn)在內(nèi)側(cè)箍帶部位，斷面沿兩個(gè)點(diǎn)焊位置邊緣延伸呈不規(guī)則斷裂，同時(shí)邊沿處未見(jiàn)機(jī)械損傷跡象，其變形角度較大，如圖2所示。

1.2 斷口微觀形貌

用丙酮清洗卡箍斷口后，在掃描電鏡下進(jìn)行觀察，斷面微觀形貌如圖3所示?？梢钥闯觯c(diǎn)焊處有明顯變形，分析其原因是：在壓力作用下，瞬時(shí)大電流將兩層母材焊接在一起，卡箍箍帶母材會(huì)有一定的變形量。

斷口擴(kuò)展區(qū)相比其他區(qū)較為平整，可見(jiàn)部分弧形裂紋棱線無(wú)規(guī)則地交叉，形成較稠密的擴(kuò)展線，這些擴(kuò)展線的交點(diǎn)即為疲勞裂紋源[1]。這是多種疲勞源的典型特征，也是腐蝕疲勞的典型特征[2]。通常腐蝕疲勞為多源疲勞，分布有較多的腐蝕產(chǎn)物。因此，初步分析該卡箍是腐蝕疲勞開(kāi)裂引起的疲勞斷裂。腐蝕疲勞源區(qū)通常能看到沿晶斷口上的細(xì)微明顯特征，如圖4所示。

進(jìn)一步觀察發(fā)現(xiàn)，撕裂棱線從焊點(diǎn)壓痕處開(kāi)始，可判定斷裂起源于兩焊點(diǎn)壓痕與基體交接處，即外表面焊縫的熱影響區(qū)交接處，卡箍表面的疲勞源區(qū)附近有釬細(xì)型開(kāi)口形狀裂紋，如圖5所示。

觀察箍帶表面痕跡、損傷發(fā)現(xiàn)，斷口位置無(wú)明顯的磨損痕跡，如圖6所示。

瞬斷區(qū)呈現(xiàn)韌窩斷裂特征，部分?jǐn)嗝娲嬖诿苊苈槁椤⒉灰?guī)則分布的韌窩[3]，韌窩大小、深淺程度、凹凸感不同，分析疲勞斷裂表現(xiàn)為塑性斷裂，如圖7所示。

1.3 斷口表面材料化學(xué)成分

為進(jìn)一步研究疲勞裂紋產(chǎn)生的原因，在斷裂件上取樣，采用光譜法進(jìn)行化學(xué)成分分析，結(jié)果見(jiàn)表1。斷裂鋼帶的主要元素含量符合技術(shù)條件的要求。

1.4 低倍試驗(yàn)

在斷裂件上切取一焊點(diǎn)試片，沿焊點(diǎn)中心部位橫向制成金相試樣，截取斷面所在焊點(diǎn)截面進(jìn)行低倍檢驗(yàn)，并分析焊接質(zhì)量。根據(jù)HB 5282 《結(jié)構(gòu)鋼和不銹鋼電阻點(diǎn)焊和焊縫質(zhì)量檢驗(yàn)》中相關(guān)要求，斷面處兩個(gè)焊核焊透率約為58%，符合要求（見(jiàn)圖8）。同時(shí)，低倍腐蝕后觀察熔核形貌，熔核直徑3.6 mm，焊透率67%，壓痕深度0.16 mm。其中，熔核直徑、焊透率滿足設(shè)計(jì)要求，同時(shí)未見(jiàn)氣孔、縮孔及裂紋缺陷（見(jiàn)圖9），說(shuō)明焊接質(zhì)量合格。

1.5 拉伸試驗(yàn)

選取50件點(diǎn)焊試樣，焊接參數(shù)如表2所示，點(diǎn)焊前用丙酮清洗試樣表面，去除油污，并用180#砂紙清理焊點(diǎn)處，進(jìn)行100%X光檢測(cè)，合格后進(jìn)行拉伸試驗(yàn)，50個(gè)試件的平均值為6 491.06 N，試驗(yàn)值均在平均值的±10%范圍內(nèi)，滿足產(chǎn)品技術(shù)要求。具體分布如圖10所示。

2 分析與討論

通過(guò)微觀觀察初步判斷該卡箍斷裂為疲勞斷裂。由金相組織、斷口表面化學(xué)成分可知，母材材料符合技術(shù)條件要求。而從斷口區(qū)典型的疲勞條帶特征進(jìn)一步證實(shí)了疲勞斷裂是引起卡箍斷裂的原因，并根據(jù)以往同類產(chǎn)品實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)，加上疲勞裂紋擴(kuò)展性能研究[4-6]，觀察箍帶表面摩擦痕跡，斷口位置未見(jiàn)明顯的機(jī)械磨損痕跡。從宏觀上看，斷口側(cè)表面無(wú)機(jī)械損傷特征，但斷裂后的卡箍張開(kāi)角度程度較大，證實(shí)安裝狀態(tài)的卡箍表面殘余拉應(yīng)力較大，這必然導(dǎo)致零件局部應(yīng)力提高[7]。殘余壓應(yīng)力使疲勞斷裂抗力增大，影響抗疲勞性能，而殘余拉應(yīng)力使疲勞斷裂抗力進(jìn)一步降低[8-9]，減弱卡箍抗拉強(qiáng)度同時(shí)削弱了其承載能力。綜上分析可知，應(yīng)力集中處往往是構(gòu)件破壞的起始點(diǎn)[10]，最終引起卡箍斷裂失效。應(yīng)力釋放形成較大的張開(kāi)角度，變形量達(dá)到一定程度引起卡箍斷裂。建議嚴(yán)格控制卡箍裝配過(guò)程，減小安裝造成的殘余拉應(yīng)力。

可知斷裂失效原因?yàn)椋海?）焊接過(guò)程中工藝參數(shù)調(diào)整不當(dāng)，熱輸入較大，卡箍表面存在殘余應(yīng)力;（2）電極壓力大，焊點(diǎn)壓痕深度過(guò)大，使焊接接頭有效受力面積減小;（3）裝配工藝不當(dāng)，存在殘余拉應(yīng)力。

可采取以下措施：（1）優(yōu)化焊接工藝，改善焊點(diǎn)的金相組織;（2）降低卡箍裝配中拉應(yīng)力;（3）增加卡箍的探傷檢測(cè)工序。

3 結(jié)論

（1）卡箍斷裂由疲勞引起，疲勞源區(qū)在卡箍表面焊縫與熱影響區(qū)的交界處。金相觀察發(fā)現(xiàn)在卡箍表面的疲勞源區(qū)附近有細(xì)小裂口，需加強(qiáng)對(duì)卡箍焊接質(zhì)量的檢查，杜絕將有細(xì)小裂口的卡箍件安裝到機(jī)體。

（2）應(yīng)力集中引起疲勞裂紋，通過(guò)優(yōu)化工藝參數(shù)、減少熱輸入、降低裝配過(guò)程中的應(yīng)力等措施，降低零件上應(yīng)力集中對(duì)其性能的影響。

（3）嚴(yán)格控制焊接過(guò)程，增加探傷檢測(cè)工序。

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收稿日期：2020-11-08

作者簡(jiǎn)介：陳體磊（1987—），男，學(xué)士，工程師，主要從事航空焊接的相關(guān)研究。E-mail：450674937@qq.com。