TC2鈦合金彈性片裂紋原因分析

劉明坤，陳春盛，石 晶，佟文偉，韓振宇

(中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽 110015)

0 引言

彈性片作為發(fā)動機與飛機后機身搭接的彈性部件[1]，固定在噴管最外側(cè)，是發(fā)動機噴管外調(diào)節(jié)片與飛機機尾罩轉(zhuǎn)接的整流片。其主要功能為：使飛機和發(fā)動機間的氣流連續(xù)，保持噴管外壁面完整，降低飛行中的后體阻力；連接發(fā)動機和飛機使其平滑過渡，消除發(fā)動機或飛機機尾罩加工誤差引起的安裝困難。在飛/發(fā)一體化設計中，尾噴管設計極其重要。國內(nèi)外統(tǒng)計數(shù)據(jù)表明：后機身的阻力占整架飛機的38%～50%，其中約1/3是由尾噴管與后機身的安裝引起的[2]。彈性片一旦出現(xiàn)故障，將造成飛機機尾氣流不穩(wěn)定，增大發(fā)動機尾噴管所受的氣動載荷，影響發(fā)動機使用壽命。

故障彈性片為薄壁結(jié)構(gòu)，由厚度為0.5 mm的TC2薄板通過連續(xù)電阻點焊焊接形成[3]，通過凸臺與尾噴管內(nèi)部結(jié)構(gòu)連接固定。電阻點焊是焊接薄板材料的一種常用方法[4]，焊接過程中，焊接熔核始終被塑性環(huán)包圍，加熱時間短，應力變形小，同時可省去焊絲、焊條等金屬填充物或焊接材料，操作簡單，應用越來越廣泛。但是，電阻焊焊接過程較快，焊接容易受到焊接電流、焊接時間、電極壓力等多種因素影響，焊接質(zhì)量不易控制[5-6]。

尾噴管彈性片作為發(fā)動機與飛機后機身搭接的彈性部件，受到的發(fā)動機本身的振動載荷不大，其載荷來源主要為沿后機身流動的外流與發(fā)動機內(nèi)流的壓力差，以及壓入后機身時的彈性壓縮預緊力。正常情況下，彈性片受力較小，出現(xiàn)裂紋故障的幾率較低。然而某型發(fā)動機在使用過程中多次出現(xiàn)裂紋故障，影響了發(fā)動機整體性能和噴管的繼續(xù)使用。本研究從外觀檢查、斷口分析、能譜分析、金相檢查以及流場和應力分析等方面對故障彈性片進行分析[7-8]，確定裂紋性質(zhì)和產(chǎn)生機理，并提出相應的改進措施。

1 試驗與分析結(jié)果

1.1 宏觀檢查

故障彈性片宏觀示意圖見圖1，由2層厚度為0.5 mm的TC2薄板通過連續(xù)電阻點焊焊接形成(焊接位置如圖1b紅色線所示)。裂紋出現(xiàn)在焊縫位置(圖1b藍色箭頭所示)，距離彈性片前區(qū)橫向邊緣約90～215 mm。裂紋沿焊縫邊緣擴展長度約95 mm，然后轉(zhuǎn)向約90°，向彈性片側(cè)面邊緣擴展，擴展長度約23 mm，基本呈“L”型(圖2)。

圖1 故障密封片宏觀示意圖Fig.1 Macroscopic schematic diagram of failed elastic film

圖2 裂紋部位宏觀形貌Fig.2 Crack location morphology

對彈性片內(nèi)表面觀察，可見在裂紋附近存在較重的白亮色磨痕，放大觀察，白亮色磨痕已有一定的磨損深度(圖3紅色箭頭所示)。對無裂紋棱邊附近內(nèi)表面進行觀察，未見明顯的磨損痕跡(圖4)。

圖3 內(nèi)表面裂紋附近區(qū)域磨痕形貌Fig.3 Morphology of the wear mark near the inner surface crack

1.2 斷口分析

將裂紋打開，沿焊縫擴展的部分稱斷口A區(qū)，轉(zhuǎn)向彈性片側(cè)面邊緣擴展的部分稱為斷口B區(qū)(圖5)。斷口A區(qū)表面呈灰白色，存在一定的起伏和臺階，可見多個非連續(xù)扇形區(qū)域(圖6a)。放大觀察可見放射棱線和疲勞弧線的形貌，表明斷口性質(zhì)為疲勞，呈多源起始特征(圖6b)。對兩層板材之間的焊縫連接區(qū)進行觀察，可見明顯的焊點邊緣弧形輪廓(圖7箭頭所示)，與斷口上的扇形區(qū)相對應。

圖4 裂紋相對側(cè)棱邊附近內(nèi)表面形貌Fig.4 Surface topography near the edge relative to the crack

斷口B區(qū)的形貌見圖8，主要為磨損特征，在斷口的末期可見放射棱線和疲勞弧線形貌，說明斷口B區(qū)性質(zhì)也為疲勞，屬于疲勞裂紋擴展的后期。在掃描電鏡下觀察，可見明顯的放射棱線和疲勞弧線，疲勞起源于兩層板之間的焊縫邊緣。放大觀察，各疲勞區(qū)均呈多源起始特征，源區(qū)未見明顯的冶金缺陷。

1.3 組織檢查

在裂紋附近垂直于焊縫取截面試樣進行組織觀察，焊縫橫向剖面形貌見圖9。焊接區(qū)與板材基體之間邊界清晰。熔核處內(nèi)外表面板材平齊，未見明顯的壓痕和變形。熔核寬度和深度分別為4.90、0.80 mm，符合標準要求(圖9a)。放大觀察熔核的兩端，均存在疑似裂紋缺陷，分為橫向段和縱向段(圖9b、圖9c)。

圖5 斷口側(cè)面宏觀圖像Fig.5 Macro image on the side of the fracture

圖6 斷口A區(qū)形貌Fig.6 Morphology of area A

圖7 兩層板材之間的焊縫連接區(qū)形貌Fig.7 Weld joint zone morphology between two sheets of plate

圖8 斷口B區(qū)形貌Fig.8 Morphology of area B

圖9 焊縫橫向剖面形貌Fig.9 Transverse section of weld

橫向平直段形貌見圖10，表面平整未見斷裂特征，可見點焊弧形輪廓，應為原始未熔合缺陷?？v向段形貌見圖11，與故障彈性片裂紋斷口相似，可見明顯的疲勞弧線和放射棱線，應為疲勞裂紋。裂紋在未熔合缺陷末端萌生并擴展(圖9紅色箭頭所示)。

圖10 橫向段表面形貌Fig.10 Surface morphology of transverse section

圖11 縱向段表面形貌Fig.11 Surface morphology of the left and right end segments

彈性片基體組織主要由α相和少量的β相組成，為等軸組織，未見明顯異常。

1.4 成分分析

對故障彈性片基體進行能譜分析，主要合金元素與鈦合金TC2成分基本相符，未見異常。

1.5 流場分析

采用三維建模和FLUENT軟件對飛機尾噴管進行流場分析，流場分布圖見圖12。受飛機水平尾翼和垂直尾翼的影響，噴管外部流場不均勻，局部位置出現(xiàn)低速回流區(qū)。導致噴管彈性片靜壓沿軸向分布不均勻(圖13)，其中靜壓峰值出現(xiàn)在距離噴管進口約50、150 mm處，且在距噴管進口100～200 mm區(qū)域，彈性片壁面靜壓較大，導致局部載荷較大，易出現(xiàn)裂紋。該結(jié)果與彈性片裂紋出現(xiàn)位置(距離噴口90～215 mm出現(xiàn)裂紋)基本相符。

圖12 噴管部位流場圖Fig.12 Flow field map of nozzle

1.6 應力分析

在彈性片與飛機機尾罩位置施加單位均布載荷，方向向內(nèi)，計算彈性片應力分布，應力云圖見圖14。最大應力位置在凸臺上，約為192 MPa，安全系數(shù)為2.0；國外其他機型彈性片采用TA15合金，最大應力為80 MPa，安全系數(shù)為8.1；故障彈性片安全系數(shù)偏低。計算出現(xiàn)裂紋位置沿圖14箭頭所示方向的應力分布(圖15)，可見故障彈性片焊縫位置的應力較其他機型偏大，距離噴口的距離約130 mm處焊縫應力達到最大值86.4 MPa，與裂紋出現(xiàn)位置相符。

圖13 彈性片壁面靜壓對比分析

圖14 主應力云圖Fig.14 Main stress cloud map

圖15 焊縫位置應力沿路徑分布圖Fig.15 Stress distribution map along the weld path

2 分析與討論

由故障彈性片宏觀觀察及斷口分析結(jié)果可知，彈性片裂紋性質(zhì)為疲勞，起源于兩層TC2板材之間電阻點焊焊縫的邊緣，呈多源起始特征，源區(qū)未見明顯的機械損傷和冶金缺陷。斷口輪廓呈波浪型，與電阻焊焊點的外輪廓相符，說明彈性片開裂應與電阻點焊有關(guān)。垂直焊縫取截面試樣進行組織檢查，焊縫邊緣兩層薄板之間存在未熔合缺陷[9]，疲勞裂紋正是從未熔合缺陷的部位萌生。

以往研究表明，對于焊接類構(gòu)件，疲勞裂紋多從焊縫的邊緣或熱影響區(qū)產(chǎn)生，因為此處材料組織發(fā)生變化，晶粒粗大，導致抗疲勞性能下降[10]。焊縫邊緣的未熔合缺陷降低了焊縫部位本身的強度，同時產(chǎn)生較大的應力集中[11]，增加焊縫部位的應力水平，促進裂紋的萌生。從斷口和金相分析可知，未熔合缺陷存在的位置較為普遍，這應與焊接時的電流、電壓和壓力有關(guān)[12-13]。而其他存在未熔合缺陷的位置并未全部產(chǎn)生裂紋，說明焊接缺陷是裂紋產(chǎn)生的促進因素，非根本原因。焊縫未熔合缺陷處萌生疲勞裂紋，并向板材厚度方向擴展，表明電阻點焊焊點強度較好，薄板本身強度儲備不足。

宏觀觀察發(fā)現(xiàn)，彈性片前區(qū)外表面與飛機機尾罩接觸部位及彈性片內(nèi)表面?zhèn)让胬膺吜鸭y附近存在明顯的磨痕，說明彈性片在使用中發(fā)生明顯的振動。彈性片疲勞裂紋在未熔合缺陷末端產(chǎn)生，未穿過焊點而是沿板厚度方向(發(fā)動機徑向)向外擴展，說明彈性片焊縫部位受到沿徑向的彎曲應力作用。尾噴管彈性片側(cè)面通過相互搭接形成一個整環(huán)，當相鄰彈性片發(fā)生相對振動時，會在內(nèi)表面產(chǎn)生線性磨痕，并對臨近焊縫部位產(chǎn)生彎曲應力的作用。通過流場分析表明，由于飛機尾翼的影響，在噴管上方存在負壓區(qū)，氣流產(chǎn)生回旋擾動形成渦流，渦流會引起彈性片壁面壓力波動，造成氣動載荷較大，形成周期性振動[14]導致彈性片焊縫薄弱位置產(chǎn)生裂紋。應力分析表明，彈性片選用的厚度為0.5 mm的TC2合金雙層板結(jié)構(gòu)，安全系數(shù)較低，強度儲備偏弱。結(jié)構(gòu)上彈性片軸向方向開槽，柔性較大，雖然利于裝配，但抗軸向彎曲能力不足，容易在氣流波動下產(chǎn)生受迫振動。因此尾噴管上方氣流波動，氣動載荷較大，該處彈性片強度儲備不足是導致裂紋產(chǎn)生的主要原因，彈性片制造質(zhì)量不穩(wěn)定，存在的焊接缺陷進一步促進了裂紋的產(chǎn)生。

電阻點焊是薄板件連接中常用的一種焊接方式，但電阻點焊由于逐點焊接，點焊焊點之間的重疊量完全由操作人員人為控制，焊接控制不當時容易產(chǎn)生焊接缺陷；電阻點焊的波浪式輪廓特征，增加了單個焊點位置的應力集中。而滾焊作為一種常用的焊接工藝，自動化程度和焊接效率高，焊縫平整，可以減少焊接缺陷的產(chǎn)生，降低應力集中程度[15]。因此可采用滾焊方法代替電阻點焊方法。適當增加彈性片厚度，增強其厚度方向抗裂紋擴展能力。

3 結(jié)論

1)故障彈性片的裂紋性質(zhì)為疲勞，起源于兩層TC2薄板之間的電阻點焊焊點邊緣，呈多源起始特征；

2)噴管正上方流場異常，造成氣動載荷較大，同時彈性片強度儲備不足是裂紋出現(xiàn)的主要原因，焊接工藝不當，焊縫邊緣存在未熔合缺陷，進一步促進了裂紋的萌生；

3)建議將連續(xù)電阻點焊工藝更改為滾焊工藝，彈性片材料選擇TC4合金且厚度增加為0.8 mm，降低應力集中程度同時增加彈性片強度儲備。