某型機主減接頭斷裂失效分析

陳延?xùn)|

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

某型機主減接頭斷裂失效分析

陳延?xùn)|

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

某型機主減接頭疲勞試驗過程中發(fā)生斷裂。采用斷口的宏觀和微觀分析、能譜分析、金相分析等方法，對主減接頭斷口進(jìn)行失效分析。結(jié)果表明：主減接頭為疲勞斷裂，源區(qū)側(cè)面的磨損缺陷是引起失效的主要原因；疲勞裂紋萌生于鋼襯套安裝孔內(nèi)表面，靠近倒角的位置。最后提出了預(yù)防和改進(jìn)措施，經(jīng)驗證滿足設(shè)計要求。

主減接頭；磨損；疲勞斷裂；失效分析

0 引言

產(chǎn)品失效，尤其是大型裝備如航空航天裝備的失效會引起重大事故，造成巨大的經(jīng)濟損失與人員傷亡。因此，對產(chǎn)品失效進(jìn)行研究，判斷產(chǎn)品的失效模式，查找產(chǎn)品失效的機理和原因，提出預(yù)防再失效的對策是非常重要的工作[1]。

主減接頭是直升機主減速器與機體連接的關(guān)鍵零部件，其主要作用是支撐和固定主減速器，主減接頭斷裂會導(dǎo)致重大的安全隱患。某型機主減接頭在進(jìn)行疲勞試驗時發(fā)生斷裂，主減接頭組件的材料為E35NCD16，試驗件加載交變載荷后循環(huán)12萬次產(chǎn)生破壞。主減接頭的受力情況如圖1所示。

本文對發(fā)生破壞的主減接頭進(jìn)行了宏觀、微觀檢查，金相分析以及能譜分析，確定了斷裂性質(zhì)，分析了裂紋形成的原因，為該零部件的結(jié)構(gòu)設(shè)計、制造和安全評估提供依據(jù)。

1 斷口觀察

1.1 宏觀觀察

首先對主減接頭進(jìn)行宏觀觀察。圖2顯示了主減接頭的整體形貌，斷裂的位置如圖中箭頭所示，位于主減接頭耳片的一側(cè)，已完全斷開。

將斷口打開，圖3為主減接頭試驗件斷口的形貌。從圖中可以看出，裂紋萌生于鋼襯套安裝孔的內(nèi)表面，源區(qū)靠近倒角附近，從源區(qū)有向外發(fā)散的棱線；擴展區(qū)比較平坦，能觀察到疲勞弧線；瞬斷區(qū)有明顯的高度差。圖4顯示了斷口側(cè)面的形貌，源區(qū)附近有磨損的痕跡。

圖1 主減接頭受力示意圖

圖2 主減接頭整體形貌

圖3 主減接頭斷口宏觀形貌

1.2 微觀觀察

將清洗后的主減接頭斷口放入Quanta-400掃描電子顯微鏡中進(jìn)行微觀觀察。圖5顯示了主減接頭斷口源區(qū)的形貌，源區(qū)從鋼襯套安裝孔內(nèi)表面起源，距離倒角部位約0.8mm，從源區(qū)能觀察到向周圍發(fā)散的棱線。將源區(qū)繼續(xù)放大，如圖6，沒有發(fā)現(xiàn)冶金缺陷及其他缺陷。圖7和圖8顯示了主減接頭斷口側(cè)面的形貌，從圖像中能夠看出源區(qū)附近有磨損和擠壓的痕跡，產(chǎn)生了塑性變形。圖9是擴展區(qū)的形貌，擴展區(qū)有典型的疲勞條帶；圖10為瞬斷區(qū)形貌，是典型的韌窩結(jié)構(gòu)。

圖4 主減接頭斷口側(cè)面形貌

1.3 能譜分析

采用能譜分析對主減接頭斷口的源區(qū)和裂紋的擴展區(qū)進(jìn)行成分檢測，結(jié)果如圖11所示，源區(qū)和擴展區(qū)各元素的百分含量見表1。

圖5 主減接頭斷口源區(qū)微觀形貌圖6 主減接頭斷口源區(qū)放大形貌圖7 主減接頭斷口源區(qū)側(cè)面形貌圖8 主減接頭斷口源區(qū)側(cè)面形貌圖9 主減接頭斷口擴展區(qū)形貌圖10 主減接頭斷口瞬斷區(qū)形貌

圖11 斷口表面不同區(qū)域的能譜分析圖

位置OSiCdCrFeNi源區(qū)11.770.6120.272.7764.58-擴展區(qū)---2.2193.903.89

從能譜分析的檢測結(jié)果來看，主減接頭材料的基體中主要含有Fe、Cr元素；在源區(qū)區(qū)域中，除了含有基體元素成分外，O、Cd等元素含量較高，還含有少量的Si元素，區(qū)別于基體，這與磨損產(chǎn)物有關(guān)，磨損產(chǎn)物從基體材料脫落之后，在基體上形成微小裂紋，這些微小缺陷會顯著降低主減接頭的力學(xué)性能，加速裂紋疲勞擴展過程。

1.4 金相分析

在主減接頭的斷面上取樣并制成金相試樣，經(jīng)拋光和腐蝕后，采用光學(xué)金相顯微鏡進(jìn)行觀察。圖12顯示了主減接頭斷口的金相組織，從圖中可見，針狀的馬氏體比較細(xì)密，沒有發(fā)現(xiàn)組織粗大的現(xiàn)象，為正常的針狀回火馬氏體。

圖12 主減接頭斷口的金相組織

2 分析與討論

2.1 失效原因分析

由試驗結(jié)果可知，主減接頭斷口起源于鋼襯套安裝孔內(nèi)表面，靠近倒角處；源區(qū)側(cè)面有磨損痕跡；微觀下斷口源區(qū)位置沒有冶金缺陷和其他缺陷；斷口擴展區(qū)平坦，能觀察到向外發(fā)散的棱線特征，擴展區(qū)有疲勞條帶；瞬斷區(qū)宏觀下高差較大，是裂紋擴展至臨界尺寸后發(fā)生失穩(wěn)快速斷裂所致，微觀下的形貌為典型的韌窩形貌。從上述特征可以判斷，主減接頭的斷裂模式為疲勞斷裂。

由圖1主減接頭的受力情況可知，主減接頭在工作中主要承受拉向循環(huán)載荷，發(fā)生斷裂的位置為拉應(yīng)力最大處，且位于倒角附近。倒角處是應(yīng)力集中最嚴(yán)重的區(qū)域，因而主減接頭容易在此處發(fā)生疲勞破壞。

主減接頭表面疲勞磨損是在交變接觸應(yīng)力的作用下，使材料表面疲勞而產(chǎn)生物質(zhì)流失的過程，也是疲勞裂紋萌生、長大和最后斷裂的過程[2-4]。襯套表面、軸承表面、凸輪等零件易產(chǎn)生疲勞磨損。表面疲勞磨損的原因是金屬表面的凹凸不平及表面油膜破壞，造成了兩個物體的表面接觸的不連續(xù)性，每次循環(huán)中都相互接觸的某些表面處，在接觸表面正壓力和摩擦力的作用下，產(chǎn)生局部塑性變形，并使表面塑性區(qū)及其周圍的溫度升高。當(dāng)表面塑性流動達(dá)到產(chǎn)生裂紋時，裂紋逐漸擴大，當(dāng)達(dá)到臨界值時，表面與裂紋之間的材料被剪斷，產(chǎn)生薄片狀磨屑。這種表面損傷過程，稱為脫層過程。磨損的程度與材料的性質(zhì)及承受的應(yīng)力狀態(tài)有關(guān)。當(dāng)表面疲勞引起表面金屬小片脫落后，在金屬表面形成一個麻坑，麻坑的深度多在幾微米到幾百微米之間。當(dāng)麻坑比較小時，在以后的多次應(yīng)力循環(huán)時可以被磨平；但當(dāng)尺寸較大時，麻坑成為凹下的舌狀，并成橢圓形。隨著脫層過程的繼續(xù)，麻坑附近會產(chǎn)生明顯的塑性變形，由此造成較大的應(yīng)力集中，這樣導(dǎo)致疲勞裂紋在麻坑的前沿和根部萌生。通過上述機理分析可知，疲勞裂紋的產(chǎn)生過程為：金屬表面接觸摩擦—產(chǎn)生薄片狀磨屑(脫層過程)—形成麻坑—應(yīng)力集中—疲勞裂紋萌生。因此，源區(qū)附近的疲勞磨損是造成主減接頭斷裂的主要因素。

2.2 預(yù)防和改進(jìn)措施

由于疲勞磨損與裂紋的萌生和擴展有關(guān)系，因此能夠阻止磨損、裂紋萌生和裂紋擴展的方法均能減少疲勞磨損。在此基礎(chǔ)上，給出以下建議：

1)提高主減接頭內(nèi)表面和鋼襯套的表面光潔度，可以降低兩接觸表面的凹凸不平且不易造成表面油膜的破壞，能夠有效地提高抗疲勞磨損的能力；

2)對裝配要有嚴(yán)格的要求，保證裝配精度。裝配精度愈高，接觸部分的壓力愈接近平均分布，出現(xiàn)局部應(yīng)力集中的幾率愈小，并配合接觸面的潤滑處理，對防止疲勞磨損愈有利；

3)使接觸的表面層存在一定深度范圍內(nèi)的殘余壓應(yīng)力，以減少疲勞磨損。殘余壓應(yīng)力能夠增加微裂紋的閉合力，阻止裂紋的進(jìn)一步擴展，從而提高零部件的疲勞壽命。

2.3 改進(jìn)效果的驗證

提高主減接頭內(nèi)表面和鋼襯套的表面光潔度對主減接頭的疲勞壽命影響，已通過后續(xù)主減接頭的疲勞試驗得到驗證；裝配精度的影響在第二件主減接頭疲勞試驗上也得到了驗證，可提高構(gòu)件約20%的疲勞壽命；采用噴丸、滾壓等工藝方法使接觸的表面層存在一定深度范圍內(nèi)的殘余壓應(yīng)力可明顯減輕磨損程度，構(gòu)件的疲勞壽命提高50%以上。通過改進(jìn)效果的試驗驗證，結(jié)果表明：綜合采取以上幾種措施可較大幅度地減少磨損，提高主減接頭的疲勞壽命，使構(gòu)件滿足設(shè)計要求。

3 結(jié)論

本文通過對某型直升機主減接頭結(jié)構(gòu)的斷裂失效分析，確定了主減接頭的斷裂模式為疲勞斷裂；通過斷口表面形貌觀察、疲勞磨損機理及受力分析得出裂紋從磨損和擠壓引起的損傷處起始并擴展的結(jié)論；為今后直升機部件的結(jié)構(gòu)設(shè)計、制造和安全評估等提供了重要的方法和思路。

[1] 張 棟, 鐘培道, 陶春虎, 等. 失效分析[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2004.

[2] 李 瑩, 胡春燕, 馬海全, 等. 特種車輛主箱體失效分析[J]. 失效分析與預(yù)防, 2009, 4(3):143-147.

[3] Baloch M M, Bhadeshia H K D H. Directional recrystallisation in Inconel MA6000 nickel base oxide dispersion strengthened superalloy[J]. Materials Science and Technology, 1990, 6(12):1236-1246.

[4] Viswanathan R.. An investigation of blade failures in combustion turbines[J]. Engineering Failure Analysis, 2001, 8:493-511.

Failure Analysis of XX Type Helicopter MGB Fitting

CHEN Yandong

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001,China)

The MGB fitting fractured during the fatigue testing. The failure cause was analyzed by EDS analysis, metallographic examination, macro and micro observation on fracture surface. The results show that: the fracture mode of MGB fitting was fatigue fracture, abrasion was the failure cause of MGB fitting; the crack of MGB fitting sprouted from the assemblage hole surface of bush, close to the corner.

MGB fitting; abrasion; fatigue fracture; failure analysis

2016-04-05

陳延?xùn)|(1983-)，男，黑龍江密山人，碩士，工程師，主要研究方向：直升機失效分析與使用維修。

1673-1220(2016)04-046-05

V229

A