加強(qiáng)梗及蒙皮裂紋分析

于海華 ， 王宇魁 ， 鄔建新 ， 張敬彤 ， 嚴(yán)海燕 ， 楊書(shū)勤

（航空工業(yè)陜西飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限公司，陜西 漢中 723200）

0 引言

飛機(jī)蒙皮與骨架所構(gòu)成的蒙皮結(jié)構(gòu)具有較大的承載力及剛度，而自重卻很輕，起到承受和傳遞氣動(dòng)的作用。蒙皮承受空氣動(dòng)力作用后，將作用力傳遞到相連接處，受力復(fù)雜。飛機(jī)蒙皮材料不僅要求強(qiáng)度高、塑性好，而且加工后對(duì)疲勞性能有更高的要求，不容許有小裂紋存在[1]。飛機(jī)在長(zhǎng)期的飛行工作中，不可避免地會(huì)存在結(jié)構(gòu)受損，如蒙皮破洞蒙皮劃傷、鉚釘孔開(kāi)裂等，這些損傷大大地降低了飛機(jī)的使用壽命[2]。近幾年來(lái)，航空領(lǐng)域多處發(fā)生了因疲勞裂紋未能及時(shí)發(fā)現(xiàn)而造成的重大空難事故[3]。開(kāi)裂的加強(qiáng)梗是安裝在下蓋蒙皮與連接接頭中間，主要受下蓋蒙皮區(qū)域的氣動(dòng)載荷及接連接頭傳遞過(guò)來(lái)的載荷影響。

飛機(jī)在維護(hù)檢查時(shí)發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)下蓋滑油散熱風(fēng)門(mén)口框右側(cè)前端鉚釘處蒙皮出現(xiàn)裂紋，將下蓋加強(qiáng)梗及蒙皮拆下做失效原因分析。加強(qiáng)梗及蒙皮材料均為L(zhǎng)Y12CZ。加強(qiáng)梗厚度為1.2 mm，加工流程為：下料→壓制成型→靠胎→退火→壓?！拚鸁崽幚泶慊稹?yàn)?zāi)！趸鷩娖?。通過(guò)宏微觀形貌觀察、電導(dǎo)率測(cè)試、金相組織分析等方法確定裂紋開(kāi)裂的性質(zhì)，為研究類似的開(kāi)裂提供可靠的借鑒。

1 試驗(yàn)過(guò)程與結(jié)果

1.1 斷口宏觀觀察

加強(qiáng)梗開(kāi)裂外觀形貌見(jiàn)圖1a，與接頭連接處加強(qiáng)梗表面大部分漆層脫落，可以明顯看到有2條裂紋：A裂紋約長(zhǎng)100 mm，裂紋已經(jīng)穿透了加強(qiáng)梗的壁厚，在裂紋起始部分階段形成階差，裂紋基本沿著連接的接頭外形開(kāi)裂，未穿過(guò)鉚釘孔；B裂紋長(zhǎng)約25 mm，裂紋穿透壁厚，并沿著相鄰鉚釘孔開(kāi)裂，裂縫較窄。

圖1 加強(qiáng)梗及蒙皮裂紋外觀Fig.1 Cracks of strengthening stem and skin

蒙皮開(kāi)裂外觀形貌見(jiàn)圖1b，裂紋有3條沿著鉚釘孔呈發(fā)散狀開(kāi)裂。其中最長(zhǎng)的C裂紋斷裂在2個(gè)鉚釘孔之間，長(zhǎng)度約為28 mm；最短的E裂紋長(zhǎng)度約為12 mm。裂紋表面存在大量的油漬。

1.2 斷口微觀觀察

1）加強(qiáng)梗裂紋斷口形貌。

將加強(qiáng)梗A裂紋打開(kāi)后觀察，斷口宏觀形貌如圖2a所示，可見(jiàn)，斷口形貌較為平坦，源區(qū)靠近與連接接頭一側(cè)起源，為線源，斷口顏色灰暗，無(wú)明顯塑性變形，源區(qū)未見(jiàn)明顯的冶金缺陷及腐蝕產(chǎn)物。裂紋是先沿著板的厚度方向向?qū)?cè)擴(kuò)展一部分，后沿加強(qiáng)梗長(zhǎng)度方向擴(kuò)展。將源區(qū)及其附近的形貌放大觀察，可見(jiàn)河流花樣的類解理形貌（圖2b）。加強(qiáng)梗A裂紋的擴(kuò)展區(qū)微觀形貌可見(jiàn)疲勞條帶（圖2c、圖2d）。

加強(qiáng)梗穿過(guò)鉚釘孔的B裂紋打開(kāi)形貌見(jiàn)圖3。整個(gè)斷面被油漬污染，經(jīng)丙酮超聲清洗后油漬仍然存在，可看出裂紋源，源區(qū)靠近鉚釘孔。裂紋源附近可見(jiàn)少量類似疲勞條帶區(qū)域。

圖2 加強(qiáng)梗A裂紋斷口形貌Fig.2 Fracture morphology of crack A of strengthening stem

圖3 加強(qiáng)梗B裂紋斷口形貌Fig.3 Fracture morphology of crack B of strengthening stem

2）蒙皮裂紋斷口形貌。

將蒙皮最長(zhǎng)的C裂紋打開(kāi)后觀察，低倍形貌見(jiàn)圖4a，可見(jiàn)裂紋源區(qū)靠近鉚釘孔一側(cè)。源區(qū)微觀形貌可見(jiàn)類解理和韌窩形貌（圖4b）。擴(kuò)展區(qū)可見(jiàn)疲勞條帶（圖4c、圖4d）。瞬斷區(qū)為韌窩形貌。另D、E裂紋由于摩擦嚴(yán)重，斷口已經(jīng)無(wú)法觀察。

圖4 蒙皮裂紋斷口形貌Fig.4 Fracture morphology of skin crack

1.3 化學(xué)成分分析

在裂紋附近分別取樣進(jìn)行化學(xué)成分分析，結(jié)果見(jiàn)表1。可以看出，加強(qiáng)梗與蒙皮的化學(xué)成分均符合GB/T 3190—2008《變形鋁及鋁合金化學(xué)成分》中LY12的技術(shù)要求，即材料的化學(xué)成分合格。

1.4 電導(dǎo)率測(cè)試

對(duì)未經(jīng)過(guò)打磨的加強(qiáng)梗及蒙皮進(jìn)行電導(dǎo)率的測(cè)試，電導(dǎo)率測(cè)試2個(gè)部位，每個(gè)部位測(cè)試3次，測(cè)試結(jié)果見(jiàn)表2。從結(jié)果可知，電導(dǎo)率均符合GJB 2894—1997《鋁合金電導(dǎo)率和硬度要求》中的規(guī)定。

表1 裂紋附近化學(xué)成分分析結(jié)果（質(zhì)量分?jǐn)?shù) /%）Table 1 Analysis of chemical composition near the crack（mass fraction /%）

表2 電導(dǎo)率測(cè)試結(jié)果Table 2 Conductivity test results%IACS

1.5 金相組織分析

從加強(qiáng)梗及蒙皮裂紋附近沿著厚度方向制取金相試樣，磨制拋光后浸蝕觀察金相組織，結(jié)果如圖5所示。由圖可知，顯微組織為固溶時(shí)效組織，均無(wú)過(guò)燒，組織合格。

1.6 顯微硬度測(cè)定

考慮蒙皮較薄，測(cè)顯微硬度后換算成抗拉強(qiáng)度。取厚度方向的試樣進(jìn)行顯微硬度測(cè)試，結(jié)果見(jiàn)表3。按照HB/Z 215—1992《鋁合金板材硬度與強(qiáng)度換算值》進(jìn)行強(qiáng)度換算，符合GJB 6470—2008《航空航天用鋁合金蒙皮規(guī)范》的技術(shù)要求。

2 分析與討論

化學(xué)成分分析結(jié)果顯示加強(qiáng)梗及蒙皮的材質(zhì)均為L(zhǎng)Y12。從電導(dǎo)率、顯微組織檢查、顯微硬度結(jié)果來(lái)看，加強(qiáng)梗及蒙皮的理化性能合格。

圖5 加強(qiáng)梗及蒙皮金相組織Fig.5 Microstructure of strengthening stem and skin

表3 加強(qiáng)梗及蒙皮顯微硬度值Table 3 Microhardness value of strengthening stem and skin

通過(guò)對(duì)加強(qiáng)梗損傷的情況觀察，加強(qiáng)梗與連接接頭表面連接處漆層已經(jīng)大部分脫落，但未見(jiàn)相對(duì)摩擦痕跡，而加強(qiáng)梗是被連接接頭通過(guò)鉚釘固定住的，鉚接是飛機(jī)蒙皮上的主要連接形式[4]，鉚接的質(zhì)量直接影響蒙皮甚至飛機(jī)整機(jī)機(jī)構(gòu)的性能；所以漆層脫落只能是通過(guò)加強(qiáng)梗與連接接頭在貼合與未貼合反復(fù)循環(huán)過(guò)程中造成的，這也說(shuō)明加強(qiáng)梗在使用過(guò)程中受交變應(yīng)力作用。

將A裂紋打開(kāi)后觀察，宏觀斷面形貌較為平坦面，源區(qū)靠近漆層脫落一側(cè)的直角處，為線源，直角轉(zhuǎn)彎處往往容易造成應(yīng)力集中。源區(qū)顏色較深，無(wú)明顯的腐蝕產(chǎn)物，源區(qū)及其附近可見(jiàn)河流花樣的類解理形貌，擴(kuò)展區(qū)可見(jiàn)疲勞條帶；B裂紋也可見(jiàn)疲勞條帶，在結(jié)合加強(qiáng)梗的使用狀態(tài)受下蓋蒙皮氣動(dòng)載荷及連接接頭傳遞的載荷雙向彎曲的影響，可以判斷加強(qiáng)梗裂紋性質(zhì)為疲勞開(kāi)裂。

蒙皮裂紋共3條，最長(zhǎng)的C裂紋穿透于2鉚釘孔之間，另2條短裂紋沿蒙皮厚度方向摩擦嚴(yán)重。將長(zhǎng)裂紋打開(kāi)后觀察，斷口較為平坦，顏色灰暗。裂紋源區(qū)靠近鉚釘孔一側(cè)，裂紋源區(qū)為類解理形貌加少量韌窩的斷口，擴(kuò)展區(qū)可見(jiàn)疲勞條帶，瞬斷區(qū)為人為打斷區(qū)的韌窩斷口。綜合斷口分析的結(jié)果，應(yīng)該是由于在鉚釘孔處受較大的應(yīng)力集中，從而引起疲勞開(kāi)裂。蒙皮搭接結(jié)構(gòu)中的共線鉚釘孔邊會(huì)出現(xiàn)多條疲勞裂紋，這是一種典型多處損傷（MSD）的幾何特征，MSD使結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度明顯降低、臨界裂紋尺寸減小、裂紋擴(kuò)展壽命顯著縮短、損傷容限能力急劇下降，對(duì)老齡飛機(jī)的結(jié)構(gòu)安全性構(gòu)成極大威脅，因此認(rèn)識(shí)MSD的發(fā)展規(guī)律具有十分重要的意義和工程價(jià)值[5-6]。在飛機(jī)設(shè)計(jì)中，有大量的對(duì)接部位，如長(zhǎng)椼、蒙皮對(duì)接等，對(duì)接部位的疲勞性能至關(guān)重要，當(dāng)機(jī)身承受氣密載荷時(shí)，對(duì)接帶板與蒙皮鏈接時(shí)就會(huì)產(chǎn)生疲勞細(xì)節(jié)，端部的釘鏈接處成為危險(xiǎn)部[7]。

在設(shè)計(jì)中需考慮的2種主要失效類型為鉚釘桿的剪切、鉚釘和被連接件相互壓緊處金屬的擠壓和壓潰[8-12]，應(yīng)加強(qiáng)此處鉚釘鉆孔質(zhì)量，避免因應(yīng)力集中導(dǎo)致鉚釘孔的開(kāi)裂。

3 結(jié)論

1）加強(qiáng)梗裂紋性質(zhì)為疲勞開(kāi)裂，裂紋主要是由下蓋蒙皮與連接接頭在交變載荷的作用下形成的，建議加強(qiáng)連接接頭與加強(qiáng)梗的貼合度。

2）蒙皮裂紋性質(zhì)為疲勞開(kāi)裂，建議加強(qiáng)鉚釘孔的制孔質(zhì)量，清除毛刺，減少應(yīng)力集中。