飛輪殼螺紋孔開裂原因分析

王春雁， 王 芳， 王 嘉， 李珊珊， 紀(jì) 靜

（河北華北柴油機(jī)有限責(zé)任公司， 河北 石家莊 050081）

0 引言

飛輪殼雖然不是運(yùn)動(dòng)部件，但它是發(fā)動(dòng)機(jī)與變速箱之間的連接載體，不但承擔(dān)發(fā)動(dòng)機(jī)及變速器的部分重量，保護(hù)著離合器和飛輪，而且還是發(fā)動(dòng)機(jī)的支承部件[1]，因此飛輪殼也是發(fā)動(dòng)機(jī)的主要部件。 為了滿足動(dòng)力輕量化的需求，飛輪殼材料由灰口鑄鐵材料改進(jìn)為鑄造工藝性能、抗腐蝕性、 機(jī)械性能良好的鋁-硅系為基的ZL114A 材料，鑄造澆注時(shí)加入了變質(zhì)劑鍶進(jìn)行變質(zhì)處理，鑄造后進(jìn)行了固溶處理和時(shí)效處理。通過對(duì)失效的飛輪殼進(jìn)行斷口宏觀及微觀、化學(xué)成分、力學(xué)性能、金相組織等相關(guān)項(xiàng)目的一系列檢測(cè)分析，意在探討飛輪殼螺紋孔開裂原因，預(yù)防此類故障再次發(fā)生。

1 理化檢測(cè)分析

1.1 斷口形貌分析

1.1.1 斷口宏觀觀察

飛輪殼螺紋孔承受外力最大的部位1 裂紋最長(zhǎng)，裂紋穿過螺紋孔兩側(cè)并擴(kuò)展至工件本體上見圖1，承受外力次之部位2 裂紋貫穿螺紋孔兩側(cè)未擴(kuò)展至本體見圖2，部位3 裂紋貫穿螺紋孔薄壁一側(cè)未擴(kuò)展至本體見圖3。

圖1 部位1 裂紋形貌圖

圖2 部位2 裂紋形貌圖

圖3 部位3 裂紋形貌圖

將三個(gè)部位從裂紋處打開， 試樣超聲清洗后觀察三個(gè)部位的斷口形貌，三個(gè)試樣的斷口形貌相似，螺紋孔斷面較粗糙，表面呈銀灰色，斷面有疑似疏松、夾雜類黑色缺陷，無明顯宏觀塑性變形，呈現(xiàn)晶體學(xué)平面，脆性斷裂特征，見圖4、圖5。

圖4 裂紋處打開斷面形貌

圖5 裂紋處打開斷面形貌

1.1.2 斷口SEM 檢測(cè)分析

將三個(gè)試樣放在掃描電鏡下檢測(cè)分析， 三個(gè)試樣斷口微觀形貌基本相似， 經(jīng)能譜分析確定黑色缺陷為氧化物夾雜和疏松，見圖6；斷口夾雜物及疏松微觀形貌圖，見圖7、圖8。

圖6 氧化物夾雜能譜分析圖

圖7 氧化物夾雜形貌圖

圖8 疏松形貌圖

1.2 化學(xué)成分分析

對(duì)飛輪殼螺紋孔失效樣塊及其它部位進(jìn)行材料化學(xué)成分分析，參照標(biāo)準(zhǔn)GB1173，此飛輪殼的化學(xué)成分符合標(biāo)準(zhǔn)要求，見表1。

表1 飛輪殼化學(xué)成分分析數(shù)據(jù)表（質(zhì)量分?jǐn)?shù)）%

1.3 力學(xué)性能檢測(cè)

1.3.1 硬度檢測(cè)

（1）開裂部位硬度檢測(cè)。對(duì)飛輪殼開裂螺紋孔處失效部位進(jìn)行硬度檢測(cè)， 采用壓頭直徑為10mm 的硬質(zhì)合金壓頭、施加負(fù)荷1000kg、加載保荷時(shí)間30s 進(jìn)行布氏硬度測(cè)試， 部位1 失效樣塊硬度值為HB106、HB108、HB112，硬度偏差值為HB6，平均值為HB109；部位2 失效樣塊硬度值為HB105、HB108、HB110，硬度偏差值為HB5，平均值為HB108； 部位3 失效樣塊硬度值為HB107、HB109、HB112，硬度偏差值為HB5，平均值為HB109；三個(gè)失效樣塊硬度值均符合標(biāo)準(zhǔn)GB1173 要求（≥HB85）。

（2）其他部位硬度檢測(cè)。對(duì)飛輪殼其它部位取樣進(jìn)行硬度檢測(cè)， 采用與1.3.1.1 同樣的檢測(cè)方法， 檢測(cè)數(shù)據(jù)為HB107、HB112、HB109，硬度偏差值為HB5，平均值為HB109，符合標(biāo)準(zhǔn)GB1173 要求（≥HB85）。

1.3.2 拉伸力學(xué)性能檢測(cè)

從飛輪殼上取2 個(gè)試樣進(jìn)行拉伸試驗(yàn)測(cè)試， 試驗(yàn)結(jié)果不符合標(biāo)準(zhǔn)GB1173 要求， 拉伸試樣斷口未發(fā)現(xiàn)夾雜、疏松、氣孔等鑄造缺陷，試驗(yàn)有效，測(cè)試數(shù)據(jù)結(jié)果見表2。

表2 飛輪殼拉伸試驗(yàn)力學(xué)性能數(shù)據(jù)表

1.4 金相組織檢測(cè)分析

對(duì)3 個(gè)開裂部位試樣裂紋末端位置取樣進(jìn)行金相分析，裂紋主要沿共晶硅相呈鋸齒狀擴(kuò)展，見圖9；金相組織依據(jù)JB/T7946.1《鑄造鋁合金金相》標(biāo)準(zhǔn)鍶變質(zhì)分級(jí)進(jìn)行評(píng)定，α 枝晶與共晶體分布不均勻，部分共晶硅為短桿狀，部分為針狀，見圖10，評(píng)級(jí)為變質(zhì)不足；變質(zhì)正常組織應(yīng)為α 枝晶與共晶體分布均勻，共晶硅為點(diǎn)狀或蠕蟲狀，因此開裂部位樣塊金相組織異常。 對(duì)飛輪殼未開裂部位取樣進(jìn)行金相分析，與開裂試樣同樣方法進(jìn)行分析評(píng)定，α 枝晶與共晶體分布不均勻，部分共晶硅為短桿狀，部分為針狀，評(píng)級(jí)為變質(zhì)不足，未開裂部位金相組織異常，見圖11。

圖9 裂紋沿共晶硅擴(kuò)展形貌200X

圖10 變質(zhì)不足組織200X

圖11 變質(zhì)不足組織200X

2 飛輪殼受力分析

飛輪殼通過螺栓固定在發(fā)動(dòng)機(jī)箱體上， 保護(hù)著飛輪與離合器。 飛輪殼上方安裝增壓器和過渡脈沖座， 左下方安裝起動(dòng)電機(jī)， 承擔(dān)著一定的重量，靜載荷情況下，如果各部位所受到的應(yīng)力值超出設(shè)計(jì)許用應(yīng)力， 不可避免地會(huì)產(chǎn)生裂紋。 通過模擬計(jì)算部位1 螺紋孔處所受應(yīng)力最大，部位1 位置為危險(xiǎn)截面，此飛輪殼部位1 螺紋孔處的設(shè)計(jì)許用應(yīng)力值遠(yuǎn)大于其實(shí)際所受到的應(yīng)力值， 無異常情況、運(yùn)行平穩(wěn)狀態(tài)下不會(huì)產(chǎn)生裂紋。

3 開裂原因分析與探討

斷口形貌呈晶體學(xué)平面，無塑性變形特征，為脆性斷裂。 目測(cè)斷口有黑色缺陷，通過掃描電子顯微鏡微觀檢測(cè)斷定為疏松和氧化物夾雜缺陷。疏松是由于體積收縮或其它原因所形成的細(xì)小而分散的孔洞，多存在于枝晶間，造成鑄件內(nèi)部組織不致密性[2]。疏松會(huì)減小鑄件的有效承載面積，特別是對(duì)于承載零件會(huì)在此處造成應(yīng)力集中，極易使零件在工作中斷裂失效[3]。夾雜物一般是指一切液相線溫度以上的固相或液相外生雜質(zhì)，氧化物夾雜一般呈黑色團(tuán)絮狀或彎曲的絲狀物[2]。通常情況下，夾雜物的彈性模量、膨脹系數(shù)等性能參數(shù)與鋁合金材料的基體不同，因此在外力存在的作用下，夾雜物本身或夾雜物與基體交界處易產(chǎn)生應(yīng)力集中， 這為裂紋的萌生和擴(kuò)展提供了條件，隨著外力的不斷作用，裂紋不斷擴(kuò)展，最終導(dǎo)致合金斷裂，嚴(yán)重影響合金的力學(xué)性能[4-5]。因此螺紋孔處疏松和夾雜物的存在是導(dǎo)致此處開裂的主要原因之一。

失效飛輪殼化學(xué)成分、 硬度符合要求； 金相組織異常，拉伸力學(xué)性能不符合要求。 飛輪殼采用鋁-硅系為基的ZL114A 材料，屬于亞共晶鋁合金，含硅量較高，鑄造時(shí)容易產(chǎn)生粗大的共晶硅，粗大共晶硅為脆性相，嚴(yán)重割裂基體，降低合金的強(qiáng)度和塑性。 為了改善粗大組織，常采用變質(zhì)處理細(xì)化晶粒、改善脆性相、改善晶粒形態(tài)和分布狀況，從而提高材料的力學(xué)性能。失效飛輪殼鑄造過程中加入了變質(zhì)劑鍶， 從金相組織形態(tài)可見點(diǎn)狀共晶硅說明此飛輪殼是經(jīng)過變質(zhì)處理的， 但是其組織中還存在著針狀、短桿狀的共晶硅可判斷變質(zhì)不完全，其組織評(píng)級(jí)結(jié)果為變質(zhì)不足組織，針狀、短桿狀的共晶硅的存在會(huì)降低力學(xué)性能，尤其是塑性。拉伸力學(xué)試驗(yàn)過程中斷口未發(fā)現(xiàn)缺陷，試驗(yàn)是有效的，性能未達(dá)到要求正是金相組織變質(zhì)不足的外在表現(xiàn)。 一般鑄造后的材料經(jīng)固溶處理和時(shí)效處理可以提高其機(jī)械性能， 但是鑄造變質(zhì)處理異常會(huì)影響其后續(xù)熱處理的效果， 通過熱處理也無法消除粗大共晶硅對(duì)基體的割裂作用。 因此變質(zhì)不足造成的金相組織缺陷是導(dǎo)致開裂的另外一個(gè)主要原因。

飛輪殼安裝位置不良，曲軸、飛輪安裝配合間隙不合標(biāo)準(zhǔn)、飛輪殼固定螺栓沒有按規(guī)定扭矩?cái)Q緊，都會(huì)影響傳動(dòng)系統(tǒng)運(yùn)轉(zhuǎn)平穩(wěn)性，引起振動(dòng)過大，產(chǎn)生強(qiáng)大的沖擊而使飛輪殼所受到的應(yīng)力過大， 應(yīng)力超過極限時(shí)會(huì)在薄弱位置萌生裂紋源進(jìn)而擴(kuò)展斷裂。裝配現(xiàn)場(chǎng)進(jìn)行檢查，飛輪殼及相關(guān)零部件的各部位尺寸符合圖紙要求， 飛輪殼與箱體結(jié)合面平整，定位基準(zhǔn)準(zhǔn)確，曲軸軸向間隙在規(guī)定范圍內(nèi)，飛輪、曲軸、飛輪殼中心線同軸度差在規(guī)定范圍內(nèi)，飛輪殼定位螺釘緊固可靠，螺栓按規(guī)定順序、扭矩分次交替擰緊且擰緊力矩符合規(guī)定要求。 因此排除因裝配過程不當(dāng)及零件尺寸不符造成的失效。

4 結(jié)論

通過以上討論分析得出，飛輪殼采用鑄造工藝性能、機(jī)械性能良好的亞共晶鋁合金ZL114A 材料，鑄造澆注過程中加入變質(zhì)劑鍶進(jìn)行變質(zhì)處理， 再通過固溶處理及時(shí)效處理后其力學(xué)指標(biāo)是完全可以滿足飛輪殼其本身的性能要求的， 但是由于鑄造過程中存在變質(zhì)不足缺陷，使飛輪殼未達(dá)到規(guī)定的力學(xué)性能， 造成飛輪殼本身承載能力不足， 螺紋孔處存在疏松、夾雜物缺陷又極大降低了此處的性能，飛輪殼上安裝著增壓器、起動(dòng)電機(jī)、脈沖座等部件，發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)后又產(chǎn)生振動(dòng)，外部應(yīng)力疊加的作用下，很快導(dǎo)致在飛輪殼最薄弱的螺紋孔處發(fā)生脆性過載開裂。

5 結(jié)束語

飛輪殼螺紋孔開裂為脆性過載斷裂， 究其根本原因?yàn)殍T造澆注過程中控制不當(dāng)造成飛輪殼組織變質(zhì)不足缺陷， 及飛輪殼薄弱部位螺紋孔加工處產(chǎn)生氧化夾雜物及疏松缺陷。 因此為了避免鑄鋁飛輪殼同類失效事件的發(fā)生要加強(qiáng)鑄造工藝的改進(jìn)及管控。