航空关键动部件的开裂分析及检测应用.pdf
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1、收稿日期:2021-07-04基金项目:航空动力基础研究项目资助作者简介:刘甜甜(1985),女,硕士,高级工程师。引用格式:刘甜甜,徐桂荣,迟天佐,等.航空关键动部件的开裂分析及检测应用J.航空发动机,2023,49(4):162-167.LIU Tiantian,XUGuirong,CHITianzuo,et al.Cracking analysis and inspection application of aviation key moving partJ.Aeroengine,2023,49(4):162-167.第 49 卷 第 4 期2023 年 8 月Vol.49 No.4Au
2、g.2023航空发动机Aeroengine航空关键动部件的开裂分析及检测应用刘甜甜,徐桂荣,迟天佐,邓浩(航空工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司,哈尔滨150066)摘要:针对航空关键动部件生产制造及验收试验中出现的提前失效问题,采用多种疲劳失效分析方法和工具,进行了疲劳试验出现失效的原因分析,从宏观和微观分析、金相分析、能谱分析及疲劳试验过程中的应力分析等方面对产生的缺陷进行了系统研究。了解了其疲劳开裂的原因,并对缺陷性质及零件制造工艺过程进行分析。结果表明:应力集中区是最容易出现开裂的位置,也是检测的关键部位,要进一步加强在制件及在役件的表面缺陷的检测,细化其检测实施方式及关键控制点,是保
3、证动部件试验质量的关键。通过加强受力部位的无损检测,为及早发现和及时处理潜在的缺陷提供重要依据,从而降低关键动部件的试验失败的风险,提高产品试验质量及使用寿命,有助于其它机型更好地改进检测的设计要求及应用,为其提供了重要的依据和研究方向。关键词:疲劳试验;关键动部件;应力集中;无损检测;表面裂纹;检测方法中图分类号:V263.6文献标识码:Adoi:10.13477/ki.aeroengine.2023.04.021Cracking Analysis and Inspection Application of Aviation Key Moving PartLIU Tian-tian,XU G
4、ui-rong,CHI Tian-zuo,DENG Hao(AVIC Hafei Aviation Industry Co.,Ltd.,Harbin150066,China)Abstract:In response to the occurrence of premature failure in the manufacture and acceptance test of a key aviation moving part,thecauses of the failure in the fatigue test of the part were analyzed by using a va
5、riety of fatigue failure analysis methods and tools,and the defects were systematically studied from macro and micro analysis,metallographic analysis,energy spectrum analysis and stress analysisduring the fatigue test.The research revealed causes of the fatigue cracking,and analyzed the nature of th
6、e defect and the manufacturingprocess of the part.The results show that the stress concentration area is the most prone to cracking and the key part of detection throughthe analysis of defect properties and parts manufacturing process.To ensure the test quality of moving parts,it is crucial to furth
7、er strengthen the detection of surface defects in both new parts and in-service parts,and refine the detection methods and critical control points.Bystrengthening the non-destructive testing of stressed areas,early detection and timely treatment of potential defects are made possible,thereby reducin
8、g the risk of test failure of key moving parts,improving product test quality and service life,and helping other models better improve the design requirements and applications of testing,providing an important basis and research direction.Key words:fatigue test;key moving parts;stress concentration;
9、non-destructive testing;surface cracks;testing methods0引言近年来,在重复载荷作用下的结构疲劳断裂仍然是影响飞机结构安全性和可靠性的主要因素,飞机结构疲劳和断裂特性的研究一直是航空工程中最为复杂的问题之一。航空结构疲劳主要研究材料、制造工艺、结构布局、细节设计、使用环境等因素对飞行器结构耐久性/损伤容限性能的影响,以及无损检测、健康监测、腐蚀防护、结构维修等手段对飞行器服役/使用寿命的影响1。其中对飞机构件疲劳寿命影响最大的就是表面质量。Mikael等2指出金属材料目前仍然是航空器结构的首选,铝、钢、钛以及高温合金等传统材料在航空制造业中仍
10、占据重要地位,其中铝材料在飞机质量中占比 20%60%,钛材料占比 10%40%,钢材料在先进航空器制造中有着非常广泛的运用,高温合金作为航空动力装置的主要制造材料具有不可替代的地位;孙侠生等3对国外航空疲劳研究现状和发展进行了研刘甜甜等:航空关键动部件的开裂分析及检测应用第 4 期图1疲劳试验断裂裂纹图2断口整体及局部宏观形貌图3断口的源区低倍形貌究,国外非常重视飞机结构完整性理论方法的研究和应用,如美国航空科研机构给出了考虑疲劳载荷、振动、热载荷等因素影响的飞机结构寿命及可靠性仿真分析设计的全过程;Huang等4研究了在飞机损伤容限控制范围内,受损结构应满足规定的剩余强度要求,以保证飞机机
11、构的安全性和可靠性,飞机传统结构抗疲劳强化技术的特点是在不改变飞机结构材料及形式的前提下,通过局部强化处理改变结构细节表面组织结构和应力分布,以提高飞机结构疲劳寿命;崔德刚等5指出目前中国飞机结构完整性理念在工程实际中的贯彻仍停留在产品设计研制和检测的层面,中国预防疲劳破坏的有效方法主要是进行关键动部件的疲劳试验,估算出动部件的疲劳寿命,以此确定直升机各主要构件的使用时效,从而保证直升机的使用安全。中国民机方面通过C919、AG600、ARJ21等大型商业飞机发展了自主知识产权的航空疲劳分析方法和工具,但在材料和工艺及应用等方面仍存在不足,以上研究多侧重于疲劳极限寿命,而针对疲劳裂纹分析及检测
12、研究不足。长期以来,在疲劳试验中判断试验件是否破坏,主要是以目视检测出宏观裂纹为判断依据6。在飞机疲劳试验过程中的结构维修,试验方案的制定和调整,很大程度上依赖无损检测数据的提供,因此做好疲劳试验无损检测的质量控制,不仅关系到检测自身的工作质量,更关系到整个飞机疲劳试验的成败7。本文针对航空关键动部件在疲劳试验过程中的开裂问题进行包括断口宏观及微观分析,能谱分析,金相分析等等失效分析手段,确定了开裂原因,同时采用有限元模型计算其试验过程的应力分布情况,并提出了加强检测方案措施。1动部件开裂原因及分析1.1动部件开裂情况介绍本文以自动倾斜器固定盘为例进行分析研究,固定盘材料为 7075,类型为关
13、键件,锻造工艺为模锻件。根据设计部门要求,固定盘的寿命应满足135万次,在设计制造完成后进入试验验证阶段,在此阶段,固定盘试验寿命仅为8.9万次左右,在其靠近2#耳片加强筋与盘体交界处出现开裂,裂纹已穿透加强筋壁厚,裂纹整体较平直,裂纹两侧漆层无明显损伤,在加强筋内侧靠近R转角处的裂纹存在弯曲现象如图1所示。这个试验结果与预估的差距较大,远远满足不了型号设计要求。1.2失效分析试验1.2.1断裂部位断口宏微观分析根据上诉情况,对试验断裂的固定盘加强筋外观及试件断口进行相关分析8-10,通过宏观观察断口如图2所示。通过在扫描电镜下观察,断口的源区低倍形貌如图 3 所示。从图中可见,断口线性起源于
14、加强筋内侧转角处,断面宏观可见疲劳弧线,微观可见疲劳条带形貌,说明加强筋开裂性质为疲劳开裂。1.2.2能谱分析对断口的黑色区域进行能谱分析,结果如图4所示。源区半椭圆形黑色区 O 元素的质量分数高达31%,三角形黑色区O元素的质量分数高达46%,可见该部位的氧的质量分数明显较高,而试件自身成分是不含氧的,同时黑色区域的自身的铝含量偏低11,而在断口其它扩展区O的质量分数约为2%,能谱分析检测出的其他元素,也均为合金元素,未见明显异常。分析结果表明黑色区域(包括椭圆形及三角形黑163航空发动机第 49 卷色区)为含氧量较高的缺陷。1.2.3金相分析在断口附近取平行断口试样磨制抛光腐蚀观察金相组织
15、,流线偏向缺陷一侧,流线变形方向指向加强筋顶部,垂直断口方向磨制金相组织,观察缺陷位置显微特征,低倍检查如图5所示。对源区缺陷位置进行观察,缺陷所在平面与断面的夹角约呈3045,缺陷截面未观察到明显厚度,凸出区域为基体铝合金,缺陷附近可见细小、分叉的暗色条状特征,与断口线状缺陷一致,如图 6 所示。从图中可见,垂直断口方向内外侧面表面晶粒粗大,平行断口方向晶粒细小,即粗晶出现在加强筋顶部两侧。根据缺陷分布状态可知,缺陷存在于加强筋靠近内侧R角表面处,并向加强筋内部延伸,缺陷且多条分叉状,表面形貌与铝合金铸造氧化膜不同,因此判断源区缺陷应非冶金缺陷,可能是在金属变形过程中产生的。1.3疲劳试验过
16、程应力分析高精度的结构应力应变响应分析是开展航空疲劳研究的基础。基于固定盘的结构及其受力特点,对其建立了无缺陷的有限元模型分析,施加与疲劳试验相同参数的载荷,通过软件进行分析,得到的应力云图如下所示,直观可以看出,耳片的两侧加强筋处呈现出黄色偏橘色区域,是整个工件在疲劳试验中最大的应力集中区域,承受的极限拉应力的最大值为224.34 MPa,也正是本次工件疲劳开裂的缺陷出现的位置,在零件截面几何突然变化处,局部应力远大于名义应力,这种现象称为应力集中12。应力集中系数与缺陷尺寸、形状密切相关,缺陷的形状越尖锐,应力集中系数越大,因此所导致的应力水平也越大。1.4失效分析结果及建议根据上述分析结
17、果,提前开裂的原因是由于加强筋内侧R转角处存在缺陷造成材料不连续性,导致疲劳试验中显著增加了缺陷处的应力水平,使其超过材料疲劳强度,产生提前疲劳开裂,为闭合型缺陷,为了提高关键动部件固定盘的疲劳寿命,满足设计要求,建议对缺陷产生的工艺阶段进行分析并加强零件表面缺陷检测。2加强检测方法的分析改进根据上述的开裂的失效分析研究结果,加强零件的工艺阶段分析及零件表面缺陷检测是关键,尤其是应力集中区域的检验检测。断裂力学分析表明工件表面裂纹要比内部裂纹具有更大的危险性,零件表面上1个很微小的裂纹都可能会造成重大事故,因此表面缺陷的检测就显得尤为重要13。2.1零件工艺过程分析在锻造过程中坯料中的部分原始
18、缺陷发生变形,或者锻造过程的加热温度、变形速度等控制不当可产生新的工艺缺陷。锻件的常见表面缺陷为裂纹,折叠(a)半椭圆形黑色区(b)三角形黑色区(c)断口其他区域图4断口典型区域能谱分析结果图5垂直断口方向金相低倍照片(加强筋顶端表面)图6缺陷源区附近局部形貌观察ElementCKOKMgKAlKSiKZnKMatrixWt%24.1531.692.5132.328.201.13CorrectionAt%35.8935.361.8421.385.210.31ZAFElementOKZnLMgKAlKMatrixWt%46.481.891.8849.75CorrectionAt%59191.67
19、1.5737.57ZAFElementOKMgKAlKZnKMatrixWt%2.893.1688.225.73CorrectionAt%4.933.5489.142.39ZAF图7疲劳试验载荷应力分布2.24+0022.08+0021.92+0021.76+0021.60+0021.44+0021.27+0021.11+0029.51+0017.90+0016.28+0014.67+0010.05+0011.44+001-1.00+000-1.80+001MPa164刘甜甜等:航空关键动部件的开裂分析及检测应用第 4 期(重皮),表面龟裂等。固定盘制造过程如图8所示。从图中可见,固定盘由于加
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