飛機液壓系統(tǒng)液壓油箱排氣導管斷裂原因

(北京航空工程技術研究中心, 北京 100076)

飛機液壓系統(tǒng)是以液壓油為工作介質(zhì)，通過油壓驅(qū)動執(zhí)行機構(gòu)，進而完成飛機所需的特定操作。液壓系統(tǒng)中的導管質(zhì)量是液壓油在液壓系統(tǒng)內(nèi)部有序流動、實現(xiàn)特定操縱功能的重要保證，根據(jù)不同的使用部位，可以分為吸油導管、供壓導管、回油導管以及排氣導管等。由于液壓導管距離長、接頭多、形狀復雜，內(nèi)部液壓油壓力高、脈動強，外部振動環(huán)境復雜，導管在使用中斷裂故障時有發(fā)生，導致液壓油泄露，相關操縱無法完成，嚴重影響飛行安全[1-5]。

某飛機在飛行過程中，發(fā)生了一起液壓系統(tǒng)液壓油箱排氣導管斷裂故障，總使用時間為72 h另23 min。排氣導管材料為1Cr18Ni10Ti不銹鋼，規(guī)格為φ6 mm×0.6 mm，抗拉強度要求不小于550 MPa。為查明液壓油箱排氣導管的斷裂原因，筆者對其進行了理化檢驗與分析，以期提高飛行安全，防止類似事故再次發(fā)生。

1 理化檢驗

1.1 宏觀觀察

圖1 斷裂排氣導管在飛機上的位置Fig.1 Location of fractured exhaust pipe on aircraft

排氣導管在飛機上的位置如圖1所示，可見飛機液壓系統(tǒng)液壓油箱排氣導管(以下簡稱排氣導管)上端與液壓油箱管嘴連接，下端與直通接頭連接，液壓油箱貼合在前后兩個油箱底座上(順航向)，并通過兩個緊死箍帶固定，直通接頭固定在飛機結(jié)構(gòu)側(cè)壁板上。送檢故障排氣導管宏觀形貌如圖2所示，可見斷裂位置位于排氣導管靠直通接頭端的喇叭口根部，呈周向斷裂；斷口整體與導管軸線垂直，斷裂部位未見明顯塑性變形及腐蝕痕跡。

圖2 斷裂排氣導管宏觀形貌Fig.2 Macro morphology of fractured exhaust pipe

使用體視顯微鏡觀察排氣導管斷口的宏觀形貌，如圖3所示，可見斷口灰亮、有金屬光澤，斷口上可見兩處明顯疲勞弧線、放射棱線等典型疲勞斷裂特征區(qū)，兩處疲勞區(qū)呈180°對稱分布，分別位于導管順航向橫向方向兩側(cè)。從弧線和放射棱線收斂的方向看，兩處疲勞區(qū)均從導管表面線性起源，向兩側(cè)及導管厚度方向擴展。

圖3 斷裂排氣導管斷口宏觀形貌Fig.3 Macro morphology of the fracture offractured exhaust pipe

觀察排氣導管斷口疲勞區(qū)對應側(cè)表面形貌，可見斷口附近兩個側(cè)表面均存在周向接觸磨損痕跡，并可見微裂紋，但疲勞并未在磨損部位起始，如圖4所示。觀察與平管嘴端面對應的導管表面部位，可見疲勞區(qū)下方與平管嘴端面對應的部位均存在不同程度的擠壓凹痕(手觸摸有明顯凹陷感覺)，如圖5所示。

圖4 斷口疲勞區(qū)對應側(cè)表面宏觀形貌Fig.4 Macro morphology of the correspondingside of fracture fatigue area:a) fatigue area I; b) fatigue area II

圖5 平管嘴端面對應導管表面部位的擠壓凹痕Fig.5 Extrusion dent of the corresponding pipesurface of flat mouthpiece face

對排氣導管的外徑進行測量，結(jié)果為6 mm，壁厚為0.68 mm，符合排氣導管的尺寸規(guī)格要求。

1.2 微觀觀察

采用掃描電鏡對斷裂排氣導管的斷口進行觀察，如圖6所示，可見放射棱線收斂于導管側(cè)表面，疲勞裂紋從排氣導管側(cè)表面線性起源，疲勞源區(qū)未見明顯冶金缺陷。裂紋擴展區(qū)疲勞條帶和瞬斷區(qū)撕裂韌窩形貌分別如圖7和圖8所示。

圖6 斷口疲勞源區(qū)SEM形貌Fig.6 SEM morphology of fracture fatigue source area:a) fatigue source area I; b) fatigue source area II

圖7 斷口疲勞擴展區(qū)的疲勞條帶SEM形貌Fig.7 SEM morphology of fatigue bands infatigue growth area of fracture:a) fatigue growth area I; b) fatigue growth area II

圖8 斷口瞬斷區(qū)的撕裂韌窩SEM形貌Fig.8 SEM morphology of tear dimples in transientrupture area of fracture

對排氣導管兩處疲勞區(qū)對應側(cè)表面進行觀察，可見兩處側(cè)表面均存在微裂紋，放大觀察微裂紋內(nèi)部微觀形貌，可見明顯疲勞形貌特征，典型的形貌如圖9所示。

圖9 排氣導管側(cè)表面微裂紋典型SEM形貌Fig.9 Typical SEM morphology of microcrack on the sidesurface of exhaust pipe:a) at low magnification; b) at high magnification

1.3 金相檢驗

在斷裂排氣導管斷口附近取樣并觀察其顯微組織形貌，如圖10所示。可見排氣導管的顯微組織為均勻的奧氏體，組織未見異常[6]。

圖10 斷裂排氣導管顯微組織形貌Fig.10 Microstructure morphology of fractured exhaust pipe

1.4 力學性能測試

在斷裂排氣導管斷口附近取樣，測量5次顯微硬度，平均值為187 HV0.3，根據(jù)GB/T 1172—1999《黑色金屬硬度及強度換算值》的要求，換算成抗拉強度σb為631 MPa(參考低碳鋼硬度與強度換算值)[7]，可知抗拉強度滿足排氣導管強度設計要求(σb不小于550 MPa)。

2 分析與討論

通過宏觀觀察可見斷裂排氣導管斷口有兩處明顯疲勞弧線及放射棱線等典型疲勞特征區(qū)，兩處疲勞區(qū)呈180°對稱分布；微觀上兩處疲勞區(qū)均可見清晰的疲勞條帶，表明排氣導管斷裂模式為雙向彎曲疲勞斷裂[8-10]。

排氣導管是否出現(xiàn)疲勞斷裂主要取決于載荷大小及導管自身抗疲勞性能。由于排氣導管材料的理化檢驗(顯微組織、硬度)結(jié)果符合要求，即導管自身抗疲勞性能未見異常，結(jié)合導管斷口呈對稱分布的兩處疲勞區(qū)分別位于順航向橫向方向兩側(cè)，分析判斷導管出現(xiàn)雙向彎曲疲勞斷裂與其承受了順航向橫向方向的異常載荷有關。排氣導管在飛機上的結(jié)構(gòu)示意圖如圖11所示，據(jù)制造廠家介紹，該部位排氣導管的設計進行過更改，更改前液壓油箱排氣導管為一根導管，導管下端與液壓油箱下側(cè)排氣活門連接，上端與液壓油箱管嘴連接(紅色管子)。但在實際使用過程中，導管位于尾梁外側(cè)壁板固定點(黑色管夾)處先后出現(xiàn)6次斷裂故障。設計單位對該處進行了設計更改：(1) 將原排氣導管更改為上下兩段排氣導管，本次斷裂導管為上段排氣導管，斷裂部位在導管下端喇叭口根部；(2) 在原黑色管夾的位置，將管夾更改為直通接頭，并將直通接頭固定在飛機結(jié)構(gòu)側(cè)壁板上，通過直通接頭連通上下兩段排氣導管。

故障排氣導管上端與液壓油箱管嘴連接，下端與直通接頭連接，液壓油箱貼合在前后兩個油箱底座上(順航向)，并通過兩個緊死箍帶固定，直通接頭則固定在飛機結(jié)構(gòu)側(cè)壁板上。液壓空油箱質(zhì)量為13.6 kg，最大加油量13.5 kg，總質(zhì)量約為27.1 kg，僅僅依靠兩根緊死箍帶固定。分析認為，飛行過程中一旦液壓油箱晃動或竄動，產(chǎn)生的交變載荷將傳遞給排氣導管，并集中到導管下端喇叭口根部，進而導致雙向彎曲疲勞斷裂。故障排氣導管僅使用72 h另23 min即發(fā)生斷裂，斷口附近有多條平行微裂紋，導管疲勞源區(qū)對應側(cè)表面均存在周向接觸磨損痕跡，平管嘴端面對應的導管表面部位存在擠壓凹痕，表明導管承受了順航向橫向方向的異常載荷[11-12]，異常載荷可能與液壓油箱的固定方式有關。

鑒于該部位排氣導管設計更改前，已出現(xiàn)多次斷裂故障，更改后該故障仍有發(fā)生，且斷裂的位置基本相同。送檢排氣導管材料理化檢驗結(jié)果未發(fā)現(xiàn)異常，疲勞源區(qū)也未發(fā)現(xiàn)明顯缺陷。因此，從故障發(fā)生的頻次和時間來看，綜合分析認為在現(xiàn)有的管路布局下，改進后新排氣導管依舊不能滿足設計安全的要求。建議相關單位結(jié)合液壓油箱的固定方式，對排氣導管的動載荷進行校核，提出針對性改進措施，并進行試驗驗證。

圖11 排氣導管在飛機上的結(jié)構(gòu)示意圖Fig.11 The schematic diagram of the exhaust pipe on the aircraft

3 結(jié)論及建議

(1) 飛機液壓系統(tǒng)液壓油箱排氣導管的斷裂模式為雙向彎曲疲勞斷裂。

(2) 排氣導管疲勞斷裂的原因為其承受了順航向橫向方向的異常載荷，異常載荷可能與液壓油箱的固定方式有關。

(3) 建議設計單位結(jié)合液壓油箱的固定方式，對排氣導管的動載荷進行核查，提出針對性改進措施，并進行試驗驗證。