某型飛機(jī)主起落架扭力臂裂紋失效分析

段新星，敖文偉，張 海，熊 懿，王 斌

（中航工業(yè)洪都，江西 南昌330024）

0 引 言

在飛機(jī)定檢過(guò)程中，發(fā)現(xiàn)飛機(jī)起落架下扭力臂大雙耳根部出現(xiàn)疑似裂紋，經(jīng)磁粉探傷后，發(fā)現(xiàn)根部R處有一長(zhǎng)約6mm的裂紋（圖1）。經(jīng)過(guò)進(jìn)一步的核查，該部位的鍛造條件遵照了相應(yīng)去應(yīng)力回火工藝技術(shù)條件要求，且采用表面處理來(lái)進(jìn)行防護(hù)。

根據(jù)裂紋情況的描述，結(jié)合多架飛機(jī)的普查結(jié)果，對(duì)下扭力臂進(jìn)行了強(qiáng)度復(fù)核、應(yīng)力分析，并根據(jù)下扭力臂的裝配關(guān)系和安裝要求，分析了雙耳根部的受力情況，確定了引起轉(zhuǎn)角R處裂紋的原因，并提出相應(yīng)的處理措施，可為分析、解決類(lèi)似問(wèn)題提供參考。

1 腐蝕部位簡(jiǎn)介

圖1 下扭力臂腐蝕實(shí)例

此主起落架下扭力臂通過(guò)上軸與主支柱外筒相連接，上扭力臂通過(guò)上軸與主起緩沖支柱活塞桿相連接，上下扭力臂之間通過(guò)螺栓連接，其安裝結(jié)構(gòu)如圖2所示。上下扭力臂連接處防松方式為按防松標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行設(shè)計(jì)。上軸與主支柱外筒通過(guò)螺栓連接并固定，下扭力臂能夠圍繞上軸轉(zhuǎn)動(dòng)。飛機(jī)著陸時(shí)，主起落架緩沖支柱被壓縮，上下扭力臂分別繞各自轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)，同時(shí)上下扭力臂夾角變小，由于飛機(jī)著陸時(shí)輪胎可能會(huì)受到側(cè)向的摩擦力，產(chǎn)生轉(zhuǎn)動(dòng)力矩，從而使上下扭力臂承受側(cè)向的扭矩。扭力臂的作用就是將活塞桿上的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩傳遞給主支柱外筒，保證起落架活塞桿與主支柱外筒之間不發(fā)生偏轉(zhuǎn)。同時(shí)，下扭力臂與上軸的裝配關(guān)系為間隙配合，上扭力臂與下軸的裝配關(guān)系同樣為間隙配合；上下扭力臂轉(zhuǎn)軸的同軸度通過(guò)行位公差控制；上下扭力臂連接配合處軸向間隙通過(guò)修銼襯套來(lái)補(bǔ)償；上軸與主支柱外筒處連接的螺栓孔以及下軸與活塞桿連接處的螺栓孔均為零件裝配后一起鉸孔，理論上保證了上下扭力臂裝配后不存在裝配應(yīng)力。通過(guò)運(yùn)動(dòng)分析也證實(shí)了緩沖支柱在壓縮的過(guò)程中，上下扭力臂不會(huì)與其它零件發(fā)生干涉。下扭力臂大雙耳根部為圓角平滑過(guò)度，不存在應(yīng)力集中的情況。因此，從結(jié)構(gòu)上排除了下扭力臂出現(xiàn)裂紋的可能。

圖2 下扭力臂結(jié)構(gòu)示意圖

2 強(qiáng)度校核

針對(duì)出現(xiàn)裂紋的部位進(jìn)行強(qiáng)度校核可知，該部件的材料為30CrMnSiNi2A，其強(qiáng)度極限σb＝1665MPa。

受力分析見(jiàn)圖3所示，其中：PYC=60315N，PYC對(duì)扭力臂產(chǎn)生的力由耳片A處的PYA平衡，力矩由耳片A、B處的支反力PXA、PXB共同平衡。根據(jù)力和力矩平衡，有：

圖3 下扭力臂結(jié)構(gòu)圖及受力分析示意圖

Ⅰ-Ⅰ截面的面積和抗彎截面系數(shù)為：

將A點(diǎn)載荷平移至Ⅰ-Ⅰ截面的形心處，形心處的載荷為：

Ⅰ-Ⅰ截面最大正應(yīng)力為：

由上述計(jì)算可知，彎曲正應(yīng)力大于材料的屈服強(qiáng)度。同時(shí)考慮材料進(jìn)入塑性狀態(tài)，根據(jù)所求出的Ⅰ-Ⅰ截面的幾何塑性系數(shù)，查《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》第三冊(cè)216頁(yè)圖3-40，得Ⅰ-Ⅰ截面的物理幾何塑性系數(shù)：ksx=1.35。

用物理幾何塑性系數(shù)對(duì)彎曲正應(yīng)力進(jìn)行修正后的最大正應(yīng)力為：

Ⅰ-Ⅰ截面受到的剪應(yīng)力為：

式中k2由《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》第三冊(cè)P47頁(yè)表2-4插值得來(lái)，k2=0.209。

Ⅰ-Ⅰ截面受到的合應(yīng)力為：

剩余強(qiáng)度系數(shù)：

而按《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》第三冊(cè)第214頁(yè)的計(jì)算公式，Ⅰ-Ⅰ截面的幾何塑性系數(shù)為1.5，因而下扭力臂的強(qiáng)度設(shè)計(jì)滿足靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

3 理化分析

3.1 材質(zhì)分析

在該零件上取光譜試樣進(jìn)行化學(xué)成分分析，分析結(jié)果如表1所示，化學(xué)成分符合技術(shù)要求。

表1 化學(xué)成分檢測(cè)結(jié)果

同時(shí)在零件上取硬度試樣進(jìn)行布氏硬度（HBW）檢測(cè)，檢測(cè)結(jié)果為471、477，換算強(qiáng)度約為1620 MPa、1646 MPa（換算強(qiáng)度值僅供參考）。對(duì)斷口處脫碳層的硬度進(jìn)行顯微硬度檢測(cè)，檢測(cè)結(jié)果為40.30HRC、39.42HRC，換算強(qiáng)度約為1243MPa，小于其屈服強(qiáng)度1665MPa，同樣符合相關(guān)設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)。因此,裂紋產(chǎn)生的原因并非是材質(zhì)問(wèn)題。

3.2 顯微分析

取斷口試樣進(jìn)行超聲洗滌干燥后放入掃描電鏡下觀察可知，斷口低倍形貌（圖4a）顯示斷口表面較平坦，“裂紋”深度約為0.87mm，“裂紋”沿長(zhǎng)度約為3.2mm；高倍形貌（圖4b）表明，整個(gè)斷口表面被腐蝕產(chǎn)物覆蓋，“裂紋”尾部斷口表面的腐蝕產(chǎn)物呈網(wǎng)狀開(kāi)裂；遠(yuǎn)離斷口處人為打開(kāi)斷口表面（圖4c）為韌窩特征。斷口并未發(fā)現(xiàn)有明顯的材質(zhì)缺陷和組織缺陷。

在斷口裂紋附近對(duì)斷口腐蝕產(chǎn)物進(jìn)行能譜分析可知，全斷口并未發(fā)現(xiàn)Cl元素信號(hào)，O信號(hào)的強(qiáng)度則隨著裂紋擴(kuò)展的方向（區(qū)域1區(qū)域2區(qū)域3）不斷減弱，這說(shuō)明裂紋源區(qū)出現(xiàn)了較明顯的氧化腐蝕現(xiàn)象。

圖4 斷口顯微觀察

3.3 金相分析

在斷口處取金相試樣，金相組織如圖5所示，心部金相組織為回火索氏體（圖5a），斷口處（“裂紋”側(cè)面）有脫碳現(xiàn)象（圖5b）。

4 失效原因分析

從結(jié)構(gòu)分析來(lái)看，下扭力臂大雙耳根部為圓角平滑過(guò)度，不存在應(yīng)力集中的情況。并且上下扭力臂運(yùn)動(dòng)分析也證實(shí)了緩沖支柱在壓縮的過(guò)程中上下扭力臂不會(huì)與其它零件發(fā)生干涉。同時(shí)上下扭力臂連接處襯套允許銼修，也使得上下扭力臂不存在裝配應(yīng)力存在。因此，從結(jié)構(gòu)分析來(lái)看，不存在由于下扭力臂與其它零件干涉或者裝配應(yīng)力集中等原因?qū)е孪屡ちΡ鄢霈F(xiàn)裂紋。從強(qiáng)度分析來(lái)看，下扭力臂滿足靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求，且其服役載荷集中在裂紋處。

從理化試驗(yàn)分析結(jié)果來(lái)看，該零件的”裂紋”形成于熱處理（淬火）之前。該零件的化學(xué)成分檢測(cè)結(jié)果符合技術(shù)要求。心部的金相組織和硬度檢測(cè)結(jié)果無(wú)異常，均符合要求。斷口表面有較嚴(yán)重的氧化腐蝕形貌，并且斷口處（“裂紋”側(cè)面）有明顯的脫碳現(xiàn)象，該處的硬度值也明顯低于心部硬度，說(shuō)明”裂紋”產(chǎn)生于熱處理之前。綜合零件的生產(chǎn)過(guò)程，熱處理之前形成的”裂紋”應(yīng)為鍛造”裂紋”。整個(gè)原始斷口特征一致，無(wú)明顯差異，說(shuō)明在使用過(guò)程中 “裂紋”未擴(kuò)展。

圖5 斷口金相觀察

綜上分析，該裂紋應(yīng)為零件鍛造時(shí)出現(xiàn)的缺陷。由于零件外表面涂有H04-2漆，該缺陷一開(kāi)始并未被發(fā)現(xiàn)。隨著飛機(jī)飛行時(shí)間的增長(zhǎng)和服役載荷的集中，該裂縫才被發(fā)現(xiàn)。

5 結(jié) 語(yǔ)

此次下扭力臂出現(xiàn)裂紋，從結(jié)構(gòu)和強(qiáng)度上來(lái)看，均無(wú)設(shè)計(jì)問(wèn)題。主要是由于在零件制造的過(guò)程中，材料本身出現(xiàn)的缺陷所造成，因發(fā)現(xiàn)及時(shí)，該裂紋并未擴(kuò)展。否則，飛機(jī)經(jīng)過(guò)多次起降后，在該下扭力臂裂紋處容易形成應(yīng)力集中，最終可能導(dǎo)致下扭力臂發(fā)生疲勞斷裂，從而影響飛行安全。

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