2B06鋁合金支架斷裂失效分析

李松如,張 平,陳 康

(1.國營蕪湖機械廠,安徽 蕪湖 241000;2.南京航空航天大學 機電學院,江蘇 南京 210000)

2B06(Al-Zn-Cu-Mg)鋁合金是一種高強鋁合金,具有密度低、強度高和耐腐蝕性強等優(yōu)點,廣泛用于制造飛機蒙皮、框、支架等零部件[1-2]。裂紋、斷裂、腐蝕是2B06鋁合金零部件常見的失效形式,目前對于2B06鋁合金零部件失效研究主要集中在壽命模擬、腐蝕規(guī)律等方面[3-5],針對實際工況下支架類連接零件的裂紋、斷裂失效分析及改進研究較少。

本文通過宏觀檢查、微觀檢查、金相組織檢查、化學成分分析等理化分析及有限元分析等手段,對固定液壓電磁閥支架的斷裂裂紋性質和產生原因進行分析討論,以確定支架的失效原因及修理中的預防措施。

1 失效零件概況

飛機地面檢查時發(fā)現,固定液壓電磁閥的支架發(fā)生斷裂故障。支架通過鉚釘安裝在飛機框梁上,通過螺栓、螺母固定液壓電磁閥(見圖1)。左側失效支架斷裂位置靠近液壓電磁閥安裝螺栓孔,同時也是支架與框梁接觸部位。支架材料為2B06鋁合金,表面硫酸陽極化處理后涂2層TB06-9底漆。

圖1 支架安裝示意圖

2 試驗過程與結果

2.1 宏觀檢查

經目視檢查斷裂支架無明顯變形,支架斷裂位置靠近螺栓孔邊緣,裂紋走向呈一定弧度,將支架斷裂分為A、B兩部分,支架上表面螺孔附近存在明顯弧形磨損的損傷形貌,支架下表面可見螺栓的輕微壓痕(見圖2)。觀察A、B部分斷面形貌可以看出:A部分斷面左右兩側較平整,靠近上下表面的斷面均磨損發(fā)黑;B部分斷面中間發(fā)黑區(qū)域為磨損區(qū)域,靠近下表面斷面區(qū)域未被磨損變黑(見圖3)。

a) 支架上表面

b) 支架下表面

圖3 支架斷面形貌

2.2 體視檢查

使用S9i型體視顯微鏡對支架A部分、B部分斷面進行觀察:A部分斷面左側、右側可見疲勞弧線特征及擴展棱線痕跡,源區(qū)指向靠近螺孔的下表面磨損區(qū)域(見圖4);B部分斷面可見疲勞弧線特征及擴展棱線痕跡,源區(qū)同樣指向靠近螺孔的下表面區(qū)域(見圖5)。由此初步判斷,支架裂紋源區(qū)靠近螺孔的下表面區(qū)域,裂紋由源區(qū)向支架上表面擴展。

a) A部分斷面左側

b) A部分斷面右側

圖5 B部分斷面體視鏡檢查

2.3 微觀檢查

進一步使用Sigma300型場發(fā)射掃描電子顯微鏡對支架B部分斷面進行觀察:斷面左側可見明顯疲勞弧線特征(見圖6a);斷面擴展區(qū)形貌可見解理特征,高倍下可見疲勞條帶特征(見圖6b和圖6c);根據棱線收斂情況及疲勞弧線收斂方向可確定源區(qū)位于下表面,長度約為200 μm,線源特征(見圖6d)。場發(fā)射掃描電子顯微鏡的觀察結果再次印證了支架裂紋由下表面源區(qū)向上表面擴展的結論。疲勞弧線和疲勞條帶是疲勞裂紋擴展階段斷面上重要的顯微特征[6-7],由此可知,支架的斷裂裂紋性質為疲勞裂紋。

a) B部分左側疲勞弧線特征

b) B部分左側疲勞條帶特征

c) B部分右側疲勞條帶特征

d) 裂紋源區(qū)

能譜分析可對被測物的元素含量進行定量分析[8],使用XFlash 6-30型能譜儀對支架A、B部分裂紋源區(qū)及磨損區(qū)上附著物進行能譜成分分析:除基體元素外,支架裂紋源區(qū)及磨損區(qū)均含有O元素,磨損區(qū)O元素含量高,氧化嚴重,未見其他異質元素。由此確定支架A、B部分磨損區(qū)產生過程中,沒有其他材質零件參與,支架斷面磨損痕跡是在載荷、振動作用下支架A、B部分互相接觸導致。

2.4 金相組織檢查

根據GB/T 3246.1—2012《變形鋁及鋁合金制品組織檢驗方法 第1部分:顯微組織檢驗方法》要求,在支架裂紋源區(qū)附近沿垂直斷面方向切割制備金相試樣,經腐蝕后采用PMG3-613U金相顯微鏡觀察組織特征:裂紋源區(qū)未見明顯冶金缺陷(見圖7a),基體組織均勻,未見過燒特征(見圖7b),排除支架因冶金缺陷導致支架疲勞性能降低的可能性。

a) 裂紋源區(qū)金相組織

b) 基體金相組織

2.5 化學成分分析

根據GB/T 7999—2015《鋁及鋁合金光電直讀發(fā)射光譜分析方法》要求,使用SPECTRO MAXX全譜直讀光譜儀對故障支架進行化學成分分析,結果見表1。結果表明,該支架化學成分符合2B06鋁合金技術規(guī)范要求[9],排除支架因化學成分不符導致疲勞開裂的可能性。

表1 支架化學成分分析結果

2.6 有限元分析

由支架安裝示意圖(見圖1)可知,支架液壓電磁閥安裝面為典型含孔板結構,受到液壓電磁閥傳遞的循環(huán)載荷,支架螺栓孔邊應力值最大,且隨著逐漸遠離孔邊,應力峰值也逐漸降低[10],但該故障支架斷裂裂紋未通過螺栓孔,為靠近螺栓孔,分析液壓電磁閥機上安裝時支架異常受力。檢查其他飛機同位置支架安裝狀態(tài),發(fā)現受限于空間狹小、安裝結構復雜等因素,存在支架與安裝框梁分離上翹情況,此異常狀態(tài)時支架受向上的裝配應力(見圖8)。通過ABAQUS對支架不同安裝狀態(tài)進行對比分析(見圖9):有限元模型選用C3D8R單元,共劃分為96 335個單元和121 658個節(jié)點;支架鉚釘安裝面邊界條件選擇固定;a組模型模擬支架正常安裝狀態(tài),加載載荷為橫向循環(huán)載荷;b組模型模擬支架承受裝配應力狀態(tài),加載載荷為橫向循環(huán)載荷和集中力載荷。有限元分析應力分布結果如圖10所示,由此可知:當液壓電磁閥機上安裝異常支架受到裝配應力時,支架最大應力值增加,最大應力值位置由螺栓孔改為靠近螺栓孔邊約2 mm位置,與失效支架裂紋源區(qū)位置基本一致。因此,確認支架疲勞斷裂失效與支架承受的裝配應力相關。

圖8 支架安裝異常狀態(tài)

圖9 支架有限元分析邊界條件及載荷

b) b組模型支架應力分布

2.7 分析與討論

根據支架宏觀、微觀檢查等理化分析及應力分析可知:1)支架斷裂裂紋靠近螺栓孔,呈一定弧度,將支架分為A、B兩部分,支架斷面存在明顯磨損痕跡;2)支架A、B部分斷面可見明顯疲勞弧線特征,高倍下可見疲勞條帶特征,斷裂裂紋性質為疲勞裂紋;3)支架裂紋源區(qū)位于支架下表面,長度約為200 μm,線源特征;4)支架A、B部分磨損區(qū)氧化嚴重,未見其他異質元素,判定磨損痕跡是支架A、B部分互相接觸導致;5)支架源區(qū)和基體金相檢查未見明顯冶金缺陷,支架化學成分符合2B06鋁合金技術規(guī)范要求,排除支架因冶金缺陷和化學成分不符等導致疲勞開裂的可能性;6)實物檢查發(fā)現,支架安裝異常時受到向上裝配應力,有限元分析表明,此狀態(tài)下支架最大應力值增加,最大應力值位置與失效支架裂紋源區(qū)位置基本一致,確認支架失效與裝配應力相關。

綜上所述,支架斷裂是由于支架疲勞裂紋導致,裂紋源于支架下表面,向上表面擴展,直至支架斷裂。在本故障中,支架斷裂過程如下:液壓電磁閥機安裝異常導致支架受到裝配應力,同時在正常工作載荷綜合作用下,飛機支架下表面螺栓孔附近應力值最大區(qū)域出現疲勞源,產生裂紋,疲勞裂紋隨時間向上表面擴展導致支架斷裂分為A、B兩部分,斷裂的支架在載荷、振動作用下兩部分互相接觸導致磨損。為預防此類故障再次發(fā)生,在液壓電磁閥安裝時應防止支架翹起等異常狀態(tài),保證液壓電磁閥安裝后支架必須貼合安裝框梁,必要時可更換新支架保證安裝貼合,從而降低支架裝配應力,減小支架承受的最大應力值,在實際應用中有效延長了支架疲勞壽命。

3 結語

通過上述研究可以得出如下結論。

1)支架斷裂裂紋性質為疲勞裂紋,斷裂是支架異常翹起導致裝配應力和正常工作載荷綜合作用導致。

2)建議支架固定液壓電磁閥時必須貼合安裝框梁,必要時可換新支架,從而降低支架裝配應力,減小支架承受的最大應力值,可有效延長支架疲勞壽命。