2D70 鋁合金輔助進(jìn)氣門裂紋失效分析

李松如，邵春宇，吳 云

（1.國營蕪湖機(jī)械廠，安徽 蕪湖 241000；2.南京航空航天大學(xué)機(jī)電學(xué)院，江蘇 南京 210000）

0 引言

2D70 是Al-Cu-Mg-Fe-Ni 系鋁合金，具備耐熱性好、塑性高、鑄造性能良好等優(yōu)點(diǎn)，廣泛用于三代戰(zhàn)機(jī)中橫梁、框板、隔板、肋等重要承力零件的制造[1-2]。裂紋、腐蝕是2D70 鋁合金零件常見的失效形式，目前對于2D70 鋁合金零件研究主要集中在熱穩(wěn)定性、應(yīng)力腐蝕敏感性等方面[2-3]，但是針對實(shí)際工況下零件裂紋失效分析較少。某三代戰(zhàn)機(jī)進(jìn)氣道底部設(shè)置有材料為2D70 T651 鋁合金的輔助進(jìn)氣門，通過通條將輔助進(jìn)氣門接耳和進(jìn)氣道接耳連接固定。某架飛機(jī)地面檢查發(fā)現(xiàn)輔助進(jìn)氣門邊緣發(fā)生裂紋故障，本文以該裂紋輔助進(jìn)氣門為研究對象，通過宏觀檢查、微觀檢查、金相組織檢查、化學(xué)成分分析等理化分析及有限元分析等手段，對輔助進(jìn)氣門的裂紋性質(zhì)和產(chǎn)生原因進(jìn)行分析討論，以確定輔助進(jìn)氣門的裂紋原因。

1 試驗(yàn)過程與結(jié)果

1.1 宏觀檢查

經(jīng)目視檢查裂紋位于輔助進(jìn)氣門接耳R 角附近，正反兩面均存在裂紋（圖1）；在S9i 型體視顯微鏡下觀察：輔助進(jìn)氣門正面裂紋長度約為15 mm，裂紋在轉(zhuǎn)角處發(fā)生彎曲；反面也存在一條裂紋長度約為14 mm，走向與正面裂紋基本一致；裂紋周圍未見明顯異常損傷形貌。

圖1 輔助進(jìn)氣門裂紋示意

根據(jù)目視檢查裂紋結(jié)果如圖2 所示將輔助進(jìn)氣門打開，圖2 中實(shí)線位置為目視檢查裂紋區(qū)，虛線位置為人為打開區(qū)。使用體視顯微鏡對輔助進(jìn)氣門斷面進(jìn)行觀察（圖3）：斷面及其周圍未見明顯宏觀塑性變形，斷面較為平齊、光亮。斷面正面、反面可見疲勞弧線特征及撕裂棱線痕跡，斷面中間有一條脊線，應(yīng)為正面、反面裂紋擴(kuò)展在中間相交形成。由此初步判斷，輔助進(jìn)氣門正面、反面裂紋均源區(qū)均由表面起源，由表面向內(nèi)部擴(kuò)展。

圖2 輔助進(jìn)氣門裂紋打開形貌

圖3 輔助進(jìn)氣門斷面形貌

1.2 微觀檢查

進(jìn)一步使用Sigma300 型場發(fā)射掃描電子顯微鏡對輔助進(jìn)氣門右側(cè)斷面進(jìn)行微觀觀察：斷面正面可見明顯疲勞弧線和撕裂棱線，由棱線匯聚方向可知，源區(qū)起源于輔助進(jìn)氣門表面，多源線性起源，表面源區(qū)未見明顯的氣孔、夾雜等材質(zhì)缺陷（圖4a，圖4b）；高倍下擴(kuò)展區(qū)內(nèi)，可見細(xì)小的疲勞條帶（圖4c）；人為打斷區(qū)域，微觀形貌為韌窩特征（圖4d）。斷面反面同樣可見疲勞弧線和撕裂棱線，斷面表面源區(qū)未見氣孔、夾雜等材質(zhì)缺陷；高倍下可見明顯的疲勞條帶。掃描電子顯微鏡觀察結(jié)果再次印證輔助進(jìn)氣門裂紋由正面和反面表面源區(qū)向內(nèi)部擴(kuò)展的結(jié)論。疲勞弧線和疲勞條帶是疲勞裂紋擴(kuò)展階段斷面上最重要的顯微特征[4]，由此判斷，輔助進(jìn)氣門的裂紋性質(zhì)為疲勞裂紋。綜上，輔助進(jìn)氣門接耳R 角附近正反兩面受到彎曲應(yīng)力，在應(yīng)力作用下正面和反面產(chǎn)生疲勞裂紋，并向中間擴(kuò)展，最終在中間相交形成脊線。

圖4 正面斷面微觀形貌

1.3 金相組織檢查

根據(jù)GB/T 3246.1—2012 顯微組織檢驗(yàn)要求，在輔助進(jìn)氣門上沿平行于斷面方向取樣，經(jīng)鑲嵌磨拋后腐蝕，使用PMG3-613U 金相顯微鏡觀察金相組織形貌：輔助進(jìn)氣門金相組織正常，未見過燒等組織缺陷，排除輔助進(jìn)氣門因冶金缺陷導(dǎo)致疲勞性能降低的可能性。

1.4 化學(xué)成分分析

根據(jù)GB/T 7999—2015 分析要求，使用全譜直讀光譜儀對故障輔助進(jìn)氣門進(jìn)行化學(xué)成分分析，結(jié)果顯示其化學(xué)成分符合2D70 鋁合金技術(shù)規(guī)范要求，排除輔助進(jìn)氣門因化學(xué)成分不符導(dǎo)致疲勞裂紋的可能性。

1.5 尺寸檢查

對輔助進(jìn)氣門裂紋處圓角和厚度進(jìn)行檢查：在裂紋處沿垂直于輔助進(jìn)氣門接耳方向切開，截面中倒圓角形狀較為規(guī)則，基本為標(biāo)準(zhǔn)的圓形。倒圓角和厚度尺寸測量結(jié)果見表1，滿足輔助進(jìn)氣門圖樣要求，排除輔助進(jìn)氣門因尺寸不符導(dǎo)致疲勞裂紋的可能。

表1 尺寸測量結(jié)果（單位：μm）

1.6 有限元分析

根據(jù)輔助進(jìn)氣門安裝特點(diǎn)建立簡化模型：通條與進(jìn)氣門接耳施加鉸接約束，固定輔助進(jìn)氣門的隔框邊界條件選擇固定。輔助進(jìn)氣門在氣流作用下，最大開啟角度約為45°，最大開啟高度h=50 mm，然后自由跌落在隔框上，為簡化計(jì)算時(shí)間，從輔助進(jìn)氣門與隔框接觸時(shí)施加速度場載荷，施加的角速度為，則：

式中，v為輔助進(jìn)氣門自由跌落到隔框上沖擊速度，r為輔助進(jìn)氣門旋轉(zhuǎn)半徑，計(jì)算如下：

根據(jù)文獻(xiàn)[5-6]，鋁合金疲勞破壞的疲勞極限約為抗拉強(qiáng)度的40%，2D70 T651 鋁合金抗拉強(qiáng)度為423 MPa，疲勞極限估算約為169 MPa。有限元仿真結(jié)果顯示（圖5）：輔助進(jìn)氣門關(guān)閉過程中首先自由跌落與隔框接觸，隨后回彈，多次反復(fù)后閉合。在此期間，應(yīng)力最大值為254.7 MPa，超過2D70 T651 鋁合金疲勞極限；最大應(yīng)力值位置位于進(jìn)氣門接耳R 角附近，與失效進(jìn)氣門裂紋位置基本一致。因此，表明輔助進(jìn)氣門裂紋失效與進(jìn)氣門開啟關(guān)閉時(shí)反復(fù)沖擊產(chǎn)生的彎曲載荷有關(guān)，單次載荷產(chǎn)生的微損傷逐漸累積，產(chǎn)生疲勞裂紋導(dǎo)致輔助進(jìn)氣門失效。

圖5 有限元仿真計(jì)算結(jié)果

2 分析與討論

綜合輔助進(jìn)氣門宏觀、微觀檢查等理化分析可知：輔助進(jìn)氣門裂紋位于接耳R 角附近，正反兩面均存在裂紋，裂紋周圍未見明顯異常損傷；裂紋性質(zhì)是疲勞裂紋，裂紋源區(qū)位于輔助進(jìn)氣門正面和反面表面，正面、反面裂紋由源區(qū)向內(nèi)部擴(kuò)展，直至相交形成脊線。裂紋表面源區(qū)未見明顯的氣孔、夾雜等材質(zhì)缺陷；輔助進(jìn)氣門基體金相檢查未見明顯冶金缺陷，化學(xué)成分分析滿足要求，尺寸檢查符合產(chǎn)品圖樣要求，排除輔助進(jìn)氣門因冶金缺陷、材質(zhì)和尺寸不符合等導(dǎo)致裂紋的可能性。

結(jié)合有限元分析結(jié)果，輔助進(jìn)氣門裂紋過程如下：輔助進(jìn)氣門邊緣開啟關(guān)閉時(shí)沖擊產(chǎn)生彎曲應(yīng)力，在應(yīng)力作用下，輔助進(jìn)氣門邊緣正面和反面表面應(yīng)力值最大區(qū)域出現(xiàn)疲勞源，疲勞裂紋隨著時(shí)間向中間擴(kuò)展，最終在中間相交形成脊線。為降低外場輔助進(jìn)氣門裂紋失效的故障率，在飛機(jī)定期維修時(shí)用目視檢查和滲透探傷檢查對輔助進(jìn)氣門接耳R 角附近等區(qū)域進(jìn)行檢查，發(fā)現(xiàn)裂紋時(shí)進(jìn)行換新修理；通過兩種檢查方法提高輔助進(jìn)氣門裂紋檢查精度和檢出率，避免帶有微裂紋的輔助進(jìn)氣門隨著外場使用發(fā)生裂紋擴(kuò)展、掉塊故障。在輔助進(jìn)氣門裝配時(shí)，保證輔助進(jìn)氣門與隔框搭接完全貼合，避免局部搭接，防止因局部搭接導(dǎo)致進(jìn)氣門工作時(shí)應(yīng)力集中，減小輔助進(jìn)氣門承受的最大應(yīng)力值。通過上述控制措施，在實(shí)際應(yīng)用中可有效降低外場輔助進(jìn)氣門裂紋失效的故障率。

3 結(jié)語

輔助進(jìn)氣門邊緣裂紋性質(zhì)為疲勞裂紋，裂紋是輔助進(jìn)氣門反復(fù)開啟關(guān)閉時(shí)沖擊產(chǎn)生的彎曲應(yīng)力導(dǎo)致。建議在飛機(jī)定期維修時(shí)對輔助進(jìn)氣門進(jìn)行目視檢查和滲透探傷檢查，裂紋時(shí)換新修理，兩種檢查方法提高裂紋檢查精度和檢出率；裝配時(shí)保證輔助進(jìn)氣門和隔框完全搭接貼合，避免應(yīng)力集中降低輔助進(jìn)氣門工作時(shí)承受的最大應(yīng)力值，可有效降低外場輔助進(jìn)氣門裂紋失效的故障率。