飛機水平安定面后梁中段失效分析與改進(jìn)措施

鄧承佯，徐環(huán)宇，王學(xué)強，黃 鑫，陳里根

(中航工業(yè)洪都飛機設(shè)計研究所，南昌 330024)

0 引言

應(yīng)力腐蝕［1］在金屬或合金的使用過程中十分常見，指在殘余應(yīng)力或外加應(yīng)力作用下，應(yīng)變與腐蝕介質(zhì)共同作用所導(dǎo)致的材料失效的過程［2］，應(yīng)力腐蝕在材料構(gòu)件未斷裂時沒有明顯的征兆，故其對金屬的破壞性和危害性極大［3］。自1900年鋁合金開始投入實際生產(chǎn)之后，由于鋁合金對SCC(應(yīng)力腐蝕開裂，Stress Corrosion Cracking)的敏感性因而其應(yīng)力腐蝕問題一直都備受關(guān)注［4］，然而飛機的服役環(huán)境復(fù)雜多變，應(yīng)力腐蝕對飛機的飛行安全是潛在的致命威脅。

2009年2月，在對飛機進(jìn)行500 h定檢時，發(fā)現(xiàn)有一架飛機的水平安定面后梁中段出現(xiàn)裂紋，在后續(xù)普查中又相繼發(fā)現(xiàn)多架飛機水平安定面后梁中段腐蝕嚴(yán)重。此后，在某型飛機大修中又發(fā)現(xiàn)部分飛機水平安定面后梁中段出現(xiàn)腐蝕和裂紋。水平安定面后梁中段的裂紋主要出現(xiàn)在梁腹板與梁緣條交界處(圖1a);水平安定面后梁中段腐蝕則出現(xiàn)在梁腹板、緣條等多處地方(圖1b)，該部位是主要的承力段，如果腐蝕防護(hù)處理不好，會造成飛機不可估量的惡果。

在徐周鈺等［5］和趙旭等［6］的研究中，曾對飛機水平安定面后梁的腐蝕案例進(jìn)行過類似研究，兩者均從斷口形貌及斷區(qū)腐蝕產(chǎn)物出發(fā)而展開的討論，闡述了裂紋產(chǎn)生的內(nèi)在原因，指出酸性環(huán)境和工作應(yīng)力的聯(lián)合作用導(dǎo)致了鋁合金應(yīng)力腐蝕開裂，但是這些研究都缺乏對零件的制造過程及殘余應(yīng)力的詳細(xì)分析。

本研究即從零件表面防護(hù)層、設(shè)計和制造出發(fā)探索殘余應(yīng)力的來源，探究了殘余應(yīng)力對裂紋開裂的影響。后續(xù)研究則通過對后梁中段進(jìn)行外觀檢查斷口宏微觀觀察及硬度分析，并對其斷口腐蝕物進(jìn)行能譜分析，進(jìn)一步確定后梁中段的裂紋性質(zhì)和失效原因，為預(yù)防此類故障的再次發(fā)生提供借鑒，為預(yù)防同類材料發(fā)生應(yīng)力腐蝕提供重要的參考。

圖1 水平安定面后梁Fig.1 Rear beam of horizontal stabilizer

1 試驗過程與結(jié)果

1.1 結(jié)構(gòu)簡介與零件表面防護(hù)情況

飛機的水平安定面為雙梁式鉚接結(jié)構(gòu)，其骨架由前梁、后梁、第1～3長桁及9個翼肋組成(圖2a)。水平安定面后梁在對稱軸線兩側(cè)與機身31框的接頭相連。水平安定面后梁中段在左右2肋之間，由LD5鍛鋁合金整體機械加工而成，其中水平安定面與機身的連接孔就布置在水平安定面后梁中段的兩側(cè)，左右1肋之間裝有1～3對配重塊(圖2b)。

水平安定面后梁中段及與其連接的零件表面相關(guān)信息見表1。

圖2 水平安定面后梁中段結(jié)構(gòu)Fig.2 Structure of rear beam of horizontal stabilizer

表1 水平安定面后梁中段處結(jié)構(gòu)材料及表面防護(hù)信息Table 1 Materials and surface protection information of the intermediate section of rear beam of horizontal stabilizer

1.2 產(chǎn)品設(shè)計與工藝復(fù)查

飛機水平安定面通過前梁中段和后梁中段上的連接孔分別與機身上的29和31框接頭連接，其中水平安定面后梁中段材料為LD5(Dm)的機加件，σb≥365 MPa。

螺栓擰緊后殘余應(yīng)力作用下，水平安定面后梁中段的受載情況校核:當(dāng)機身與水平安定面連接螺栓完全擰緊后，在梁緣與腹板交界處應(yīng)力值較低，各部位的服役應(yīng)力強度均遠(yuǎn)小于其抗拉強度σb，因此該裂紋產(chǎn)生的主因并非是單純的外加應(yīng)力。

圖3 擰緊螺栓后梁中段受載情況Fig.3 Lord Spectrum of rear beam of horizontal stabilizer after screwing bolt

水平安定面后梁中段為典型的機加類零件，采用數(shù)控加工。加工時需要對鍛鋁板材進(jìn)行銑切，要在鋁板上銑出一個長度近1 m，寬度100mm，深度大于30mm的凹槽。由于加工時銑切量相對剩余材料厚度較大，在內(nèi)應(yīng)力的作用下，零件會有向凹槽內(nèi)明顯收縮變形的趨勢，即兩側(cè)緣條向腹板中心收縮以及兩端向中間收縮(圖4)。

圖4 銑切后收縮變形趨勢Fig.4 Shrinkage deformation trend after milling

表面進(jìn)行陽極氧化處理，工藝是鋁合金零件表面處理的通用工藝，在各種航空產(chǎn)品上均被采用，且工藝成熟。但是零件在加工成型、表面處理后沒有進(jìn)行表面噴漆防護(hù)，且在檢查后梁中段過程中發(fā)現(xiàn)，所有零件都有裝配時留下的打磨、修銼及鉚卡印跡，其表面防護(hù)層的完整性均被破壞。

1.3 理化檢測

為了進(jìn)一步查明裂紋產(chǎn)生的原因，需要對發(fā)生裂紋的后梁中段進(jìn)行理化分析。

1)宏觀觀察。

將樣件(圖1a)沿裂紋打開，可以觀察腹板內(nèi)表面腐蝕產(chǎn)物的形貌，見圖5a，其中區(qū)域1形貌見圖5b，區(qū)域2形貌見圖5c;同時在腹板與緣條交界一完好位置人工打斷，其斷口形貌見圖5d。

圖5 斷口宏觀形貌Fig.5 Fracture morphology

通過對比觀察，人為斷口有明顯塑性變形，斷面呈銀白色金屬光澤，而裂紋斷口則較平坦，無明顯塑性變形，斷面顏色灰暗無金屬光澤。

2)微觀觀察。

斷口超聲波清洗后采用掃描電鏡進(jìn)行微觀觀察，各區(qū)域斷口形貌見圖6。區(qū)域1、2斷口均有腐蝕產(chǎn)物附著，且區(qū)域2較多，兩斷口均未發(fā)現(xiàn)有明顯的韌窩形貌，未見明顯的塑性變形;人工斷口則有明顯的韌窩形貌;斷口均未發(fā)現(xiàn)有明顯的冶金缺陷。

圖6 斷口微觀形貌Fig.6 Fracture microstructure

3)金相分析。

沿區(qū)域2斷口取其縱截面制取金相試樣，金相腐蝕前，其金相試樣的裂紋分枝或不分枝，數(shù)量較多，因而不是疲勞裂紋或外加應(yīng)力一次破裂裂紋(圖7)。

圖7 金相腐蝕前裂紋形貌Fig.7 Crack morphology before metallurgical corrosion

將區(qū)域2金相試樣用混合酸溶液腐蝕之后再進(jìn)行金相分析，試樣分層剝落部位的橫向上呈現(xiàn)典型帶狀分離的剝層組織(圖8a)，心部組織見圖8b。觀察發(fā)現(xiàn)其斷裂特征為沿晶斷裂，其剝層組織和心部組織未見異常，均未出現(xiàn)過熱、過燒及其它組織缺陷。

4)硬度測試。

對試樣進(jìn)行維氏硬度測試，并按照 GBn 166—1982換算成抗拉強度，結(jié)果見表2。結(jié)果顯示原材料符合標(biāo)準(zhǔn)，因此裂紋產(chǎn)生的原因并非原材料的材質(zhì)問題。

表2 硬度檢測結(jié)果Table 2 Results of hardness testing

1.4 環(huán)境分析

通過對斷口腐蝕產(chǎn)物進(jìn)行能譜分析，可以測得的元素種類及其含量如表3所示。結(jié)果顯示腐蝕產(chǎn)物中存在大量的O，此外還有Cl和S。

圖8 斷口金相形貌Fig.8 Fracture metallurgical morphology

表3 斷口腐蝕產(chǎn)物能譜分析結(jié)果(質(zhì)量分?jǐn)?shù) /%)Table 3 EDS analysis of corrosion products(mass fraction/%)

飛機服役的環(huán)境晝夜溫差較大，容易在比熱容較小的物體表面形成冷凝水?？諝庵械乃嵝苑蹓m在溶入冷凝水后就形成了腐蝕溶液。另外，白天氣溫較高，腐蝕溶液的活性較高，可以認(rèn)為該地區(qū)屬于嚴(yán)重的腐蝕環(huán)境。

為了進(jìn)一步驗證分析，外場進(jìn)行了專門的環(huán)境檢測。根據(jù)檢測的結(jié)果得知，該地區(qū)大氣、土壤、露水、地下水中含鹽量較高，屬于中度鹽堿地區(qū)，其中露水中 Cl－濃度為46 g/m3，H2SO4濃度為116 g/m3;而后梁中段的材料主要是鋁合金，Cl元素的存在則會加速鋁合金在酸性腐蝕液中發(fā)生電化學(xué)反應(yīng)，促進(jìn)裂紋的產(chǎn)生。

2 綜合分析

2.1 失效模式分析

在腐蝕產(chǎn)物較少的區(qū)域斷口上可見沿晶特征，未見疲勞條帶、放射棱線等疲勞特征，由此可以排除疲勞斷裂和過載斷裂的可能性;對斷口觀察結(jié)果表明，微觀上存在明顯的腐蝕產(chǎn)物，腐蝕產(chǎn)物能譜分析含有Cl、S和大量O，并可見典型的泥紋花樣;同時考慮到零件加工過程以及LD5材料的特性，可知水平安定面后梁中段的裂紋和腐蝕性質(zhì)為應(yīng)力腐蝕。

2.2 失效原因分析

金屬材料發(fā)生應(yīng)力腐蝕必須具備3個必要條件，即材料本身具有應(yīng)力腐蝕傾向、受到靜拉伸應(yīng)力作用和特定的腐蝕環(huán)境［7］:

1)材料的腐蝕傾向。發(fā)生裂紋的機身接頭材料都是LD5材料，而LD5鋁合金在人工時效狀態(tài)下，有晶間腐蝕、剝落腐蝕和應(yīng)力腐蝕傾向［8］。

2)靜拉伸應(yīng)力。由于零件加工和裝配工藝導(dǎo)致水平安定面后梁中段在工作過程中還存在殘余的內(nèi)應(yīng)力，受殘余應(yīng)力和工作外應(yīng)力的綜合作用，腹板和緣條邊界應(yīng)力集中。

3)環(huán)境因素。由于飛機服役環(huán)境屬于腐蝕環(huán)境，零件表面陽極氧化膜和漆層的完整性遭到破壞，極易產(chǎn)生腐蝕;考慮到水平安定面后梁中段的工作環(huán)境處于水平安定面上方的整流包皮內(nèi)，屬于非密封區(qū)，無法阻止冷凝水形成的腐蝕溶液的滲入，因而為應(yīng)力腐蝕提供了最為關(guān)鍵的環(huán)境因素。

3 結(jié)論及改進(jìn)措施

3.1 結(jié)論

1)水平安定面后梁中段裂紋的性質(zhì)為應(yīng)力腐蝕裂紋。

2)零件在制造、裝配和使用過程中表面防護(hù)層破損，零件表面在環(huán)境富含Cl－的冷凝水形成的腐蝕液中及殘余應(yīng)力和工作應(yīng)力的共同作用下形成了應(yīng)力腐蝕開裂，其中環(huán)境因素是決定因素。

3.2 改進(jìn)措施

針對造成水平安定面后梁中段應(yīng)力腐蝕的諸多因素，做出如下改進(jìn):

1)調(diào)整加工裝配工藝，盡可能降低消除殘余應(yīng)力。

2)保護(hù)表面涂層的完整性，在完成裝配工作后增噴一層漆層。

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