飛機鑄造鎂合金件螺栓孔的開裂原因

吉先武,鄧承佯,熊 懿,吳根林,張 偉

(江西洪都航空工業(yè)集團有限責任公司，南昌 330024)

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飛機鑄造鎂合金件螺栓孔的開裂原因

吉先武,鄧承佯,熊 懿,吳根林,張 偉

(江西洪都航空工業(yè)集團有限責任公司，南昌 330024)

摘要：針對某飛機鑄造鎂合金件螺栓孔開裂失效的問題，通過化學成分分析、斷口宏觀觀察和微觀形貌觀察、顯微組織分析和硬度測試等方法，并結(jié)合有限元應力分析和強度校核等對裂紋產(chǎn)生的原因進行了分析。結(jié)果表明,由于鑄造縮松和人工加工破壞了氧化膜，使得暴露的鎂基體與附著冷凝水發(fā)生電化學反應形成早期微裂紋，此外鑄造鎂合金中鋁元素的過量添加造成晶界處偏析物過多，從而降低了晶界結(jié)合力,使裂紋擴展阻力降低，在殘留應力的長期作用下，微裂紋不斷擴展造成最終的應力腐蝕裂紋。

關鍵詞：鑄造鎂合金；鑄造縮松；應力腐蝕裂紋

鎂合金以其壓鑄成型性好、比強度高、抗震減噪性能優(yōu)異等特性[1]被廣泛應用于石油、化工、航天等國民經(jīng)濟領域，其中又以耐蝕性較佳的鎂鋁系合金的應用最為廣泛。目前ZM5鎂鋁合金已成為航空領域最重要的材料之一，通常用于制造承力支架、接頭等承受沖擊載荷的零部件。由于飛機服役環(huán)境復雜多變，而鎂合金在潮濕空氣中極易腐蝕氧化[2]造成部件失效，會對飛機的飛行安全造成影響。

在對某型飛機進行定檢過程中，發(fā)現(xiàn)某鑄造鎂合金連接件中的連接螺栓孔周圍出現(xiàn)了肉眼可見的長達12 mm的裂紋(圖1)，該螺栓孔位于連接桿的中部，通過螺栓與周圍部件連接，是機體的主要的承力部位。該部件服役期間主要承受接頭的沖擊載荷，其破壞形式為螺栓徑向的剪切力。同時螺栓孔表面通過氧化處理并涂覆CO4-2綠漆進行保護。該零件的服役時間并未達到其規(guī)定的使用壽命，且該部位是機身的重要零件，一旦失效就會嚴重影響飛機的飛行安全,為此本工作對此裂紋的產(chǎn)生原因進行了分析。

圖1　鑄造鎂合金件螺栓孔開裂形貌Fig. 1　Crack on casting magnesium bolt hole

1理化檢測

1.1化學成分

從開裂的零件上取樣，采用ICP法[3]對零件的化學成分進行分析，結(jié)果如表1所示，其中鋅、錳和銅的含量均符合GB/T 1177-1991設計標準，但鋁的含量卻遠超過了標準。

表1　化學成分檢驗結(jié)果(質(zhì)量分數(shù))

1.2斷口宏觀形貌

由圖1可見,零件裂紋周圍漆層已經(jīng)出現(xiàn)剝落，裂紋幾乎貫穿整個螺栓孔。將裂紋打開如圖2所示，大部分斷口表面已經(jīng)失去金屬光澤，有大量的腐蝕產(chǎn)物附著，腐蝕坑幾乎覆蓋了整個斷口，整體已經(jīng)發(fā)黑，但邊緣未裂開處打斷后則呈現(xiàn)灰白色。

圖2　斷口宏觀形貌Fig. 2　Macroscopic morphology of fracture

1.3斷口微觀形貌

將斷口清洗干燥后，采用TESCAN VEGAⅡLMU型掃描電鏡進行觀察。由圖3(a)可見,斷口處大部分區(qū)域被腐蝕產(chǎn)物所覆蓋，對斷口進行能譜分析發(fā)現(xiàn)腐蝕產(chǎn)物中含有氧化物，進一步進行衍射分析可知，去除基體信號和背底噪音后，在2θ角為36.2°處還發(fā)現(xiàn)有明顯峰值，并在40.2°和65.2°均發(fā)現(xiàn)較明顯峰值信號，經(jīng)標定認為該鑄造鎂合金中存在Mg17Al12化合物。對斷口中央處進行觀察可見大部分呈現(xiàn)準解理形貌,見圖3(b)。斷口中央出現(xiàn)清晰的泥紋花樣腐蝕形貌，見圖3(c),局部區(qū)域也存在裂痕(沿晶開裂)和腐蝕痕跡。對斷口邊緣處形貌進行觀察，該區(qū)域斷口形貌大部分均為被拉長的韌窩形貌和磨損形貌等塑性變形，其他部分也為準解理形貌,見圖3(d)。所有斷口區(qū)域均未發(fā)現(xiàn)明顯的冶金缺陷和熱處理缺陷。

(a)　斷口上的腐蝕產(chǎn)物　　　 (b)　斷口全貌

(c)　斷口中央的形貌 (d)　斷口邊緣處的形貌圖3　斷口的微觀形貌Fig. 3Microscopic morphology of fracture: (a)corrosion product on fracture; (b) whole morphology of fracture; (c)center morphology of fracture; (d)　edge morphology of fracture

1.4斷口顯微組織

在失效件裂紋附近取金相試樣，在拋光態(tài)下觀察，可見在靠近零件表面處有較多鑄造縮松,見圖4(a)。進一步觀察可知，零件表面還有人工加工痕跡,見圖4(b)；在腐蝕狀態(tài)下顯微形貌見圖4(c)，裂紋大多數(shù)沿著晶界擴展。零件表面硬度為58.7 HBW,小于GB/T 1177-1991的規(guī)定值。

(a)　鑄造縮松 (b)　加工痕跡

(c)　沿晶裂紋圖4　斷口的顯微組織Fig. 4　Metallographic of fracture: (a)　casting loosening; (b)　manual processing traces;(c)　intergranular cracks

2失效原因分析與討論

2.1強度設計校核

對失效件的三維模型進行8節(jié)點6面體單元分割建立有限元分析模型,如圖5(a)。經(jīng)過實際受載測量計算可知該部件軸上載荷(Z向)為159.25 N，其剪切應力(X向)為380.49 N，因此對螺栓孔整體平均受載分析如下：

(1)

(2)

(3)

擠壓強度校核：

(4)

(5)

剪切強度校核：

(6)

(7)

因此該部件的設計符合強度標準[4]。

此外，對出現(xiàn)裂紋的螺栓孔處運用Hypermesh軟件[5]進行有限元局部應力分析，先將零件整體進行網(wǎng)格分割，其次模擬實際環(huán)境中的邊際條件對零件螺栓孔進行固定，最后根據(jù)上述計算載荷值進行模擬。結(jié)果表明，在外力作用下，螺栓孔附近出現(xiàn)了應力集中現(xiàn)象,如圖5(b)，但其最大的載荷為41.6 MPa，依然小于該材料的抗拉強度[6]。

2.2失效原因分析

上述分析可知，斷口由大量腐蝕產(chǎn)物覆蓋，大部分斷口形貌呈現(xiàn)準解理特征并且有泥紋花樣。此外金相觀察結(jié)果顯示其裂紋呈現(xiàn)沿晶斷裂特征，同時有限元分析結(jié)果顯示螺栓孔的強度設計符合相關標準，但服役期間螺栓孔周圍始終承受殘余拉應力作用，因此可以推斷該鑄造鎂合金螺栓孔的裂紋性質(zhì)為應力腐蝕裂紋。

(a)　載荷坐標

(b)　有限元應力載荷譜圖5　鑄造鎂合金件螺栓孔有限元分析Fig. 5　Finite element analysis of casting magnesium bolt hole: (a)　load coordinates; (b)　finite element stress load spectrum

同時宏觀形貌和金相觀察表明零件表面存在加工痕跡，這說明鎂合金表面氧化層的完整性遭到了一定程度的破壞?？紤]到飛機服役環(huán)境復雜，夾雜灰塵的水氣會凝結(jié)在飛機表面，而該部分位于機體非密封區(qū)，因而冷凝水就會不斷滲透匯聚殘留在螺栓孔縫隙內(nèi)和鑄造縮松處。鄭潤芬[7]的研究表明，鎂合金表面的氧化膜極易在潮濕環(huán)境中與空氣中的H2O、CO2等物質(zhì)反應生成多孔疏松的碳酸鹽。因而在此環(huán)境中，零件表面原有氧化層就會不斷被腐蝕而發(fā)生破裂，鎂基體就會暴露在空氣中。但冷凝水的存在則會使鎂基體長期處于濕潤的環(huán)境中構(gòu)成鎂-水應力腐蝕敏感系統(tǒng)[8]，同時進一步誘發(fā)電化學腐蝕反應形成應力腐蝕源[9]。

此外，化學成分分析結(jié)果顯示鑄鎂合金中鋁的含量超過相應的標準，由于鎂鋁原子比例接近，鋁在鎂合金中的固溶度相較其他元素要高，在鍛造過程中，鋁和鎂能夠優(yōu)先結(jié)合生成Mg17Al12化合物[10]，該化合物屬于沉淀強化相在晶界處析出，因而過多的鋁添加就會造成晶界析出的Mg17Al12化合物過量[11]，這就會直接引起晶界結(jié)合力下降。曾發(fā)翠等人[11]的研究表明，當鋁的質(zhì)量分數(shù)超過9%，晶界結(jié)合力會隨鋁的含量增多而不斷減弱，并出現(xiàn)應力腐蝕開裂傾向。最終應力腐蝕源在長期的殘余應力和冷凝水共同作用下形成裂紋，并不斷沿晶界擴展最終造成鑄造鎂合金件螺栓孔的裂紋失效。

3結(jié)論

(1) 鑄造鎂合金件螺栓孔裂紋的性質(zhì)為應力腐蝕裂紋。

(2) 零件表面的人工加工痕跡破壞了鎂合金表面氧化層的完整性，同時螺栓孔縫隙內(nèi)和鑄造縮松處殘留冷凝水使鎂合金長期處于濕潤環(huán)境中，氧化層不斷腐蝕破裂，暴露出來的鎂基體則與冷凝水直接接觸發(fā)生電化學腐蝕反應形成應力腐蝕源。

(3) 合金中添加過量鋁元素造成偏析物富集在晶界處，削弱了晶界結(jié)合力，有利于裂紋沿晶界擴展，是裂紋形成的內(nèi)因。

(4) 零件表面應力腐蝕源在長期殘余應力和冷凝水共同作用下出現(xiàn)了裂紋，裂紋則會不斷沿晶界擴展造成零件的斷裂失效，其中,環(huán)境因素是決定因素。

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Cracking Reasons for Casting Magnesium Bolt Hole in an Airplane

JI Xian-wu, DENG Cheng-yang, XIONG Yi, WU Gen-lin, ZHANG Wei

(Hongdu Aviation Industry Group, Nanchang 330024, China)

Abstract：To study the cracking failure of casting magnesium bolt hole, composition analysis, macroscopic analysis and microscopic analysis, microstructure analysis and hardness testing and finite element analysis were used to explore the characters of cracking. The results show that exposed magnesium formed electrochemical reaction with attached liquid to form microcracks due to the damage of oxide film because of casting loosening and processing. The addition of excess Al caused more grain boundary segregation and reduced grain boundary binding force under long-term residual loads, the micro cracks continued expanding and thus caused eventual stress corrosion cracking failure.

Key words：casting magnesium alloy; casting loosening; stress corrosion cracking

中圖分類號：TG172

文獻標志碼：A

文章編號：1005-748X(2016)02-0171-04

通信作者：鄧承佯(1992-)，設計員，本科，從事飛機結(jié)構(gòu)腐蝕工作，15870032636，an123yi@126.com

收稿日期：2015-01-13

DOI:10.11973/fsyfh-201602018