航空發(fā)動(dòng)機(jī)反推力裝置安裝座斷裂分析

邱 豐，李 洋，佟文偉，韓振宇

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽110015）

0 引言

反推力裝置是大型運(yùn)輸機(jī)的機(jī)載設(shè)備，與進(jìn)氣道和風(fēng)扇整流罩共同組成動(dòng)力裝置短艙，構(gòu)成發(fā)動(dòng)機(jī)核心艙，向飛機(jī)提供預(yù)冷氣，向發(fā)動(dòng)機(jī)提供間隙控制所需冷氣。在正向推力狀態(tài)下，作為發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)的外涵裝置，確保外涵的氣動(dòng)性能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)總體要求；在反向推力狀態(tài)下，在正常著陸、中斷起飛和應(yīng)急著陸過程中，將發(fā)動(dòng)機(jī)外涵排氣氣流反向，獲得反向減速推力，有效縮短飛機(jī)地面滑跑制動(dòng)距離，降低跑道潮濕、結(jié)冰或覆雪等環(huán)境因素對制動(dòng)的不利影響[1-3]。

作動(dòng)筒安裝座是反推裝置中的重要連接件，該部件由高純高強(qiáng)度鋁合金ZL205A鑄造成型，ZL205A在T6熱處理狀態(tài)下強(qiáng)韌性匹配得最好，不但伸長率可達(dá)13%，且抗拉強(qiáng)度達(dá)到510 MPa，是世界上目前抗拉強(qiáng)度最高的鋁合金之一，在航空航天領(lǐng)域有著廣泛應(yīng)用[4]。但該合金具有寬結(jié)晶溫度范圍，主要以糊狀方式凝固，不易實(shí)現(xiàn)順序凝固，壁厚敏感性較大，在結(jié)晶時(shí)易產(chǎn)生縮孔、氣孔、熱裂、偏析和氧化夾渣等鑄造缺陷，其中縮孔和氣孔是ZL205A合金鑄件最常見的缺陷[5-7]。

在某發(fā)動(dòng)機(jī)反推力裝置整機(jī)試驗(yàn)過程中，1處用ZL205A合金鑄造的作動(dòng)筒安裝座發(fā)生斷裂。本文針對該斷裂故障，開展了外觀檢查、斷口分析、金相檢查和材質(zhì)成分分析，確定了安裝座的斷裂性質(zhì)及原因；對安裝座采用有限元分析了縮孔缺陷對該構(gòu)件過早斷裂的影響，針對分析結(jié)果提出了改進(jìn)建議。

1 失效分析與結(jié)果

1.1 宏觀檢查

安裝座裝配情況如圖1所示。安裝座底座安裝在外涵外壁上，上側(cè)連接孔與作動(dòng)筒連接并受到其施加的作用力。斷裂安裝座宏觀圖像如圖2所示。安裝座上用于與外涵外壁連接的安裝邊均發(fā)生斷裂。為便于說明，將3處斷口分別定義為A、B、C斷口，其中C斷口斷裂的安裝邊發(fā)生了2次斷裂，只送檢一部分。

圖1 安裝座裝配

圖2 斷裂安裝座（俯視）

1.2 A斷口分析

A斷口宏觀圖像如圖3所示。從圖中可見，斷口較為平坦，表面呈銀灰色，可見疲勞弧線及放射棱線特征，根據(jù)放射棱線匯聚方向判斷，疲勞起源于前側(cè)安裝邊棱邊與座身轉(zhuǎn)接處，位置如圖1和圖3中箭頭所示，呈多源起始特征。

圖3 A斷口宏觀圖像

圖4 A斷口源區(qū)形貌

A斷口疲勞源區(qū)低倍形貌如圖4所示。根據(jù)該區(qū)域的放射棱線匯聚方向判斷疲勞起源于前側(cè)安裝邊棱邊與座身轉(zhuǎn)接處，呈多源起始特征，并且在圖4（b）中圓圈所示位置存在縮孔缺陷，缺陷宏觀位置如圖1和圖3中粗大箭頭位置所示。利用當(dāng)量直徑法對該形狀不規(guī)則缺陷的大小進(jìn)行表征[8]

式中：de為當(dāng)量直徑；Ap為缺陷的投影面積，可通過掃描電鏡直接測量獲得。

由式（1）可知，源區(qū)縮孔缺陷的大小為de≈0.8 mm。A斷口的疲勞擴(kuò)展區(qū)可見大量清晰和細(xì)密的疲勞條帶如圖5所示，進(jìn)一步表明該斷口為疲勞斷口。

圖5 A斷口擴(kuò)展區(qū)疲勞條帶形貌

1.3 B、C斷口分析

B、C斷口宏觀圖像如圖6、7所示。2個(gè)斷口均起伏較大，表面呈銀灰色，局部存在磨損痕跡。

圖6 B斷口宏觀圖像

圖7 C斷口宏觀圖像

進(jìn)一步放大觀察，B、C 2個(gè)斷口各區(qū)域均為韌窩形貌，局部存在縮松缺陷，如圖8、9所示，表明B、C斷口斷裂性質(zhì)為瞬時(shí)斷裂。

圖8 B斷口微觀形貌

由以上分析結(jié)果可以判斷，安裝座A斷口呈疲勞斷裂特征，B、C斷口呈瞬時(shí)斷裂特征，故A斷口應(yīng)為首斷部位，A斷口部位斷裂后造成構(gòu)件結(jié)構(gòu)失穩(wěn)，導(dǎo)致B、C 2個(gè)安裝邊發(fā)生瞬斷。

1.4 成分分析

對安裝座基體進(jìn)行能譜分析，結(jié)果見表1。其中Cu元素含量偏高，其余合金元素基本符合標(biāo)準(zhǔn)HB 962-2001的要求。

表1 安裝座基體能譜分析各元素質(zhì)量分?jǐn)?shù) w/%

1.5 組織檢查

對安裝座基體取樣進(jìn)行組織檢查，結(jié)果如圖10所示。組織形貌為在白色的琢-Al固溶體基體上分布著黑色的共晶體茲（Al2Cu）相[9]，局部存在縮松/縮孔缺陷。

圖10 安裝座基體組織形貌

1.6 硬度測試

對安裝座基體取樣進(jìn)行硬度測試，結(jié)果見表2。符合標(biāo)準(zhǔn)HB 962-2001的要求。

表2 安裝座硬度測量結(jié)果（HBS）

1.7 有限元分析

對斷裂安裝座進(jìn)行有限元分析，確定源區(qū)應(yīng)力水平，并構(gòu)建源區(qū)存在縮孔缺陷的模型進(jìn)行計(jì)算，評(píng)估縮孔缺陷對疲勞過早萌生的貢獻(xiàn)。

使用Abaqus軟件對安裝座建模進(jìn)行有限元分析，采用線彈性有限元方法進(jìn)行模擬。材料參數(shù)選取彈性模量G＝68 GPa，泊松比滋＝0.33，采用10個(gè)節(jié)點(diǎn)C3D10單元?jiǎng)澐志W(wǎng)格，共劃分183908個(gè)節(jié)點(diǎn)，120020個(gè)單元，并對源區(qū)位置網(wǎng)格進(jìn)行細(xì)化處理[10]。安裝座主應(yīng)力分布如圖11所示。最大主應(yīng)力為235 MPa，位置與安裝座疲勞起源部位相對應(yīng)。以上計(jì)算結(jié)果表明：疲勞起始于最大主應(yīng)力部位，在安裝座工作過程中，該部位受到交變載荷的作用會(huì)產(chǎn)生應(yīng)力集中，在較大應(yīng)力集中的作用下，A斷口首先呈線源起始，并在試驗(yàn)振動(dòng)載荷的作用下擴(kuò)展。

圖11 安裝座主應(yīng)力分布

為評(píng)估縮孔缺陷對疲勞過早萌生的貢獻(xiàn)，構(gòu)建帶缺陷安裝座模型并對其進(jìn)行計(jì)算。通過掃描電鏡分析對斷口源區(qū)觀察結(jié)果可知，源區(qū)縮孔缺陷當(dāng)量直徑約0.8 mm，距上表面和側(cè)表面約0.2 mm，縮孔缺陷部位主應(yīng)力分布如圖12所示?？s孔缺陷部位最大主應(yīng)力為362 MPa，是無缺陷狀態(tài)下最大主應(yīng)力的1.5倍，同時(shí)縮孔缺陷位于安裝座最大主應(yīng)力區(qū)域，對安裝座過早疲勞開裂起著進(jìn)一步的促進(jìn)作用。

圖12 安裝座源區(qū)缺陷主應(yīng)力分布

有研究表明，縮孔缺陷在疲勞過程中發(fā)揮的作用也與其自身分布特性有很大關(guān)系，這些特性包括孔洞尺寸、分布位置和體積分?jǐn)?shù)等[11-13]。為判斷縮孔缺陷尺寸和分布位置對安裝座最大主應(yīng)力部位的影響，為后續(xù)改進(jìn)提出可行建議，分別構(gòu)建縮孔缺陷邊緣距上表面和側(cè)表面0.2 mm、縮孔缺陷直徑不同的模型和縮孔缺陷距側(cè)表面0.2 mm、縮孔缺陷直徑0.8 mm，但縮孔模型球心距上表面距離不同的模型進(jìn)行計(jì)算。

不同縮孔直徑與縮孔部位最大主應(yīng)力關(guān)系計(jì)算結(jié)果如圖13所示。從圖中可見，當(dāng)縮孔直徑小于0.1 mm時(shí)，其最大主應(yīng)力值與無缺陷狀態(tài)下的基本相當(dāng)，說明當(dāng)縮孔邊緣距離源區(qū)0.2 mm內(nèi)，存在直徑小于0.1 mm的縮孔缺陷時(shí)，不會(huì)對安裝座的疲勞性能造成顯著影響；當(dāng)縮孔直徑大于0.4 mm后，隨著直徑的增大，該部位的主應(yīng)力與縮孔直徑大小呈線性關(guān)系?？s孔球心距上表面不同距離與縮孔部位最大主應(yīng)力關(guān)系計(jì)算結(jié)果如圖14所示。從圖中可見，縮孔缺陷位于表面和近表面時(shí)，該部位應(yīng)力水平較高，其中縮孔體積3/4進(jìn)入基體時(shí)主應(yīng)力最大，這是因?yàn)榭s孔與基體相交的邊緣形成尖銳的過度造成了進(jìn)一步的應(yīng)力集中，使該處應(yīng)力水平進(jìn)一步提高；當(dāng)縮孔球心距上表面大于2.6 mm時(shí)，其最大主應(yīng)力值與無缺陷狀態(tài)下的基本相當(dāng)，說明當(dāng)縮孔直徑為0.8 mm，球心距上表面大于2.6 mm時(shí)，不會(huì)對安裝座的疲勞性能造成顯著影響。

圖13 不同縮孔直徑與最大主應(yīng)力關(guān)系

圖14 縮孔球心距上表面不同距離與最大主應(yīng)力關(guān)系

2 分析與討論

由失效分析結(jié)果可知，安裝座A斷口首先發(fā)生疲勞斷裂，造成構(gòu)件結(jié)構(gòu)失穩(wěn)，隨后B、C 2個(gè)安裝邊發(fā)生瞬斷。另外A斷口疲勞起源部位存在縮孔缺陷，通過有限元分析可知，縮孔缺陷對安裝座的疲勞起始有著顯著的促進(jìn)作用。一般認(rèn)為，鑄件所承受的主要應(yīng)力多存在于表面或近表面處，因此表面或近表面的缺陷對鑄件失效的作用更加直接[9]，這是因?yàn)樵谘有怨腆w中，疲勞裂紋萌生的前提是材料在反復(fù)循環(huán)應(yīng)變下，不同的滑移面上產(chǎn)生不同的凈滑移量，使表面變得粗糙，產(chǎn)生駐留滑移帶和基體發(fā)生侵入擠出，而駐留滑移帶和基體之間的界面由于兩側(cè)的位錯(cuò)密度和分布有突變，從而產(chǎn)生空隙，使之成為疲勞裂紋萌生的有力地點(diǎn)[14]。而安裝座源區(qū)近表面處存在的鑄造縮孔極大地縮短了這一過程，可以直接充當(dāng)疲勞裂紋萌生的缺口，會(huì)在周圍引起應(yīng)力集中[15]。應(yīng)力集中引起局部塑性變形所需的力遠(yuǎn)小于屈服應(yīng)力，使材料在較小應(yīng)力加載條件下發(fā)生裂紋萌生并擴(kuò)展，導(dǎo)致構(gòu)件過早發(fā)生疲勞失效[16]。

成分分析結(jié)果表明：在安裝座材質(zhì)成分中Cu元素含量偏高，在鋁－銅系合金中，Cu含量對合金的鑄造性能起著決定性的作用。ZL205A合金的結(jié)晶溫度區(qū)間較寬，約90℃，合理提高Cu元素含量可以減小合金的結(jié)晶溫度區(qū)間，提高流動(dòng)性，降低鑄造缺陷產(chǎn)生的幾率[17-18]。但是當(dāng)Cu元素含量大于5.65%時(shí)，茲脆性相及不溶雜質(zhì)相持續(xù)析出，從圖10中可見，在晶界及晶粒內(nèi)部分布著大量的茲脆性相，茲脆性相會(huì)使合金的強(qiáng)度降低[19]。因此Cu元素含量超出標(biāo)準(zhǔn)要求是構(gòu)件內(nèi)存在較多的縮松/縮孔缺陷和析出大量茲脆性相的直接原因，進(jìn)一步說明該構(gòu)件的鑄造工藝有較大的提升空間。

3 建議

（1）合理控制合金的元素成分。降低合金中Cu元素含量，從而減少組織中茲脆性相的含量，提高合金的強(qiáng)度。

（2）改善鑄造工藝，必要時(shí)可在安裝座最大應(yīng)力分布區(qū)域加裝冒口，使該部位產(chǎn)生的縮孔轉(zhuǎn)移到冒口中，消除該部位的縮孔缺陷。

（3）完善加工后的探傷工作流程，對安裝座應(yīng)力分布最大區(qū)域采取X光等方法進(jìn)行無損檢測，標(biāo)準(zhǔn)可參考帶孔洞的安裝座有限元分析模型計(jì)算結(jié)果，在距上表面0.2 mm內(nèi)允許存在當(dāng)量直徑小于0.1 mm的縮孔缺陷，在距上表面2.6 mm內(nèi)不允許出現(xiàn)當(dāng)量直徑大于0.8 mm的縮孔缺陷。

4 結(jié)論

（1）作動(dòng)筒安裝座A斷口為起源于前側(cè)安裝邊棱邊與座身轉(zhuǎn)接處的疲勞斷口，A斷口發(fā)生疲勞斷裂后造成構(gòu)件結(jié)構(gòu)失穩(wěn)，導(dǎo)致B、C 2個(gè)安裝邊發(fā)生瞬斷；

（2）源區(qū)存在的縮孔缺陷對安裝座過早疲勞開裂有著顯著的促進(jìn)作用；

（3）合金成分中Cu元素含量超標(biāo)導(dǎo)致組織中析出大量茲脆性相，降低了合金的強(qiáng)度。