歼某型飞机轮缘裂纹分析论文_张强, 肖军雷,

摘要：本文通过对轮缘的裂纹断口进行宏微观形貌观察，并检查了轮缘的组织、硬度，确定了轮缘的失效性质，并对其失效原因进行了分析。

关键词： 轮缘 裂纹 疲劳断裂

引言：某部歼 X 飞机修理过程中，发现其两件轮缘出现裂纹。飞机襟翼通过内、外两条滑轨安装在机翼上，滑轨上下两面为滑道。每块襟翼的两端各装有两组滑轮架。前滑轮架装有一个滚子轴承，后滑轮架上装有两个滚子轴承。滚子轴承装在滑轨滚道内。此轮缘的作用为：与相连的滑轮在轮缘内滑动，改变襟翼的运动方向。轮缘材质为 30CrMnSiA， 调质处理，表面镀镉钝化。

外观检查

两件轮缘外观如图 1 所示，分别标记为 1#和 2#。轮缘呈弧形， 弧长约 500mm，宽约 40mm，高 20mm 左右；轮缘材料厚度为 2mm 左右， 但轮缘边缘为过渡状，厚度逐渐减小，见图 1c 所示。轮缘外表面镀铬层较完整，呈亮黄色；内表层磨损较严重，大部分镀铬层已被磨损， 同时滚轮轴在内表面磨出一道弧线，见图 1a 箭头所示。而轮缘的内侧上下表面，磨损更加严重，除了镀层外，基体也出现了磨损现象， 见图 1b。两个轮缘的断裂位置相同，均位于襟翼下摆时滑轮的行程终点处，此处距离轮缘边缘约 8mm，见图 1b。两个轮缘断口均呈弧形； 1#轮缘断裂部分未见。2#轮缘即将断裂，见图 1c。

图 1 轮缘宏观形貌 将 2#轮缘沿裂纹打开，打开后的轮缘和断裂片分别标记为 2#-1和 2#-2。在体式显微镜下观察 1#及 2#轮缘断口，见图 2。1#及 2#轮缘裂纹均起源于轮缘的内表面，呈线源特征；扩展楞线明显，至轮缘外表面时断裂，扩展区与瞬断区分界明显。在 2#轮缘人为打断的断口上存在许多孔洞，见图 2b。2#-2 上还存在一处由裂纹表面向内部扩展的裂纹，见图 2c；由此可以推断，裂纹的扩展方向为由左向右，即从轮缘的一端拐角处开始，沿着楞线向里扩展。当扩展至滑轮终点位置附件，在应力作用下，裂纹出现分叉。

图 2 轮缘断口体式形貌

微观断口观察

1#和 2#-1 轮缘断口的微观形貌如图 3 所示。两个轮缘断口特征相似，断口从轮缘内表面起源，部分源区存在剪切特征，而未见沿晶或腐蚀形貌；扩展区呈类解理形貌，未见疲劳条带；瞬断区为剪切韧窝或大的撕裂韧窝。

图 3 轮缘断口微观形貌

为了检查 1#和 2#-1 轮缘的壁厚，从轮缘横截面上随机选取几处进行厚度测量，结果如图 4 所示。两个轮缘的板材壁厚大多在 1.8mm 以下，只有部分区域达到了 1.8mm。相应的零件图号要求为：壁厚

20 mm，装配时允许锉修外缘保证最小壁厚 1.7mm。因此，轮缘壁厚整体偏小，部分拐角处已超出规定的下限。

图 4. 轮缘壁厚测量

1#和 2#-1 轮缘的内表面高度如图 5 所示，其内表面高度分别为

34.980mm 和35.132mm。而相关零件图号中规定的高度为35.5+0.35mm；

可见，两个轮缘的内表面高度均低于要求。

图 5. 1#和 2#-1 轮缘内表面高度

金相检查

从轮缘的横截面上取样抛光，检查其夹杂物情况，如图 3 所示。1#和 2#轮缘基体上都存在许多大小不等的夹杂物，其中较大的约有40um。

图 3 轮缘基体夹杂物

对轮缘的横截面试样经过磨抛并用硝酸酒精侵蚀后的金相组织如图 4 所示。由图可见，经调质处理后，轮缘的组织均为保留有马氏体位相的回火索氏体；另外，马氏体板条及奥氏体晶界较明显。

图 4 轮缘金相组织

硬度检查

在试样表面测试其维氏硬度，结果如表 1 所示。按照 GB/T 1172-1999 《黑色金属硬度及强度换算值》换算成强度值分别为

1285MPa 和 1307MPa。而工艺要求为热处理至σb=1180±100MPa。可见，两个轮缘的硬度值均略超出了工艺要求。

分析与讨论

宏微观的观察结果表明，两个轮缘的断口基本一致；断口源区无氧化腐蚀特征，扩展区主要为类解理形貌；瞬断区为韧窝形貌。综

合以上结果可以判定，轮缘的断裂性质为疲劳断裂。失效原因分析：

轮缘材质为 30CrMnSiA，经调整处理后组织应为回火索氏体，这与金相观察到的组织一致。材料的硬度略微超出了规定要求，这可能是由于回火过程中回火温度较低或回火时间较短造成的，这就导致了材质的韧性会有所降低，脆性增加。另外，轮缘材质中存在较多的大尺寸夹杂物，这些夹杂物会在应力作用下产生应力集中，促进裂纹的产生和扩展。但考虑到材料设计时的安全系数，上述因素不足以引起轮缘的失效。总体而言，轮缘的材料不符合要求，这在一定程度上对断裂有促进作用，但不是导致轮缘失效的主要原因。

通过测量表明，轮缘材料的厚度偏小，尤其在轮缘拐角处的厚度已经超出的规定厚度的下限。同时，轮缘上下表面之间的高度小于图号要求。当襟翼滑轮滑到行程终点时，轮缘会受到滑轮较大的压应力。尤其在起飞或降落时，襟翼将承受较大的阻力，同时受到飞机振动及气流扰动的影响，轮缘受到滑轮的压应力将更大。而距离滑轮行程终点 8mm 处即为轮缘的边缘，此处轮缘厚度更小，因而承受的应力也更大。当应力超过材料的强度时，便会导致轮缘边缘的开裂，并使裂纹在以后的飞行过程中沿着薄弱区扩展。这是导致轮缘断裂的主要原因。

综上所述，轮缘的失效性质为疲劳断裂；轮缘结构设计不合理

是导致轮缘失效的主要原因；轮缘厚度偏低及材质中的较大夹杂物对轮缘的失效有促进作用。建议优化轮缘设计，可以适当增加轮缘的长度，使滑轮的行程终点远离轮缘边缘，保证轮缘材料厚度并舍弃轮缘边缘厚度逐渐减小的设计方案；同时，严格控制轮缘材料冶金质量及轮缘的热处理工艺。

结束语

1、轮缘的失效性质为疲劳断裂，轮缘结构设计不合理是导致轮缘断裂的主要原因；

2、轮缘厚度偏低以及材质中较大的夹杂物对轮缘的失效具有促进作用；3、建议优化轮缘的设计方案，保证轮缘材料厚度，并严格控制轮缘材料质量及调质工艺。

论文作者:张强, 肖军雷,

论文发表刊物:《科学与技术》2019年第23期

论文发表时间:2020/5/8