摘 要:某飛機舵機殼體在服役過程中多次發(fā)生漏油故障,采用化學成分分析、熒光滲透檢測、 斷口分析、金相檢驗等方法對漏油殼體進行檢測及分析,對不同批次殼體材料進行了力學性能測 試。結(jié)果表明:在脈沖油壓的作用下,舵機殼體傳感器孔壁萌生裂紋,并進一步擴展導致漏油;故障 批次殼體材料為再結(jié)晶等軸晶組織,正常批次殼體材料為枝晶網(wǎng)狀晶界組織,組織差異導致材料力 學性能的差異,故障批次殼體材料的橫向力學性能、斷裂韌度以及疲勞性能等均低于正常批次殼體 材料;力學性能的降低是傳感器孔薄壁部位產(chǎn)生疲勞裂紋的主要原因。

關(guān)鍵詞:舵機;殼體;漏油;7A04鋁合金;疲勞裂紋

中圖分類號:TB31;TG115.2 文獻標志碼:B 文章編號:1001-4012(2023)02-0071-04

舵機殼體是飛機飛行控制系統(tǒng)的關(guān)鍵零件,其 套筒安裝孔內(nèi)安裝有活塞,在殼體內(nèi)脈沖油壓的作 用下,活塞往復運動。該殼體內(nèi)部油路縱橫交錯,工 作時承受0~21MPa的脈沖油壓作用。某型飛機 舵機殼體在服役過程中,傳感器孔和套筒安裝孔之 間的薄壁陸續(xù)出現(xiàn)裂紋,導致漏油。殼體裂紋部位 如圖1所示,圖中:1為備傳感器孔;2為主傳感器 孔;3為套筒安裝孔。

該殼體材料為7A04鋁合金,是 Al-Zn-Mg-Cu 系熱處理強化鋁合金,是航空、航天、兵器等行業(yè)重 要的結(jié)構(gòu)材料之一[1-3]。殼體的使用狀態(tài)為固溶時 效狀態(tài),表面進行了硫酸陽極化處理。

1 理化檢驗

1.1 熒光滲透檢測

將故障舵機正常連接電纜和油路,在額定供油 狀態(tài)下正常接通舵機,舵機發(fā)生漏油。 切取漏油殼體傳感器孔和套筒安裝孔之間的孔 壁進行熒光滲透檢測,可見傳感器孔壁裂紋沿縱向 斷續(xù)分布,相應套筒安裝孔環(huán)槽附近存在裂紋,結(jié)果 如圖2所示。殼體及孔壁無外力損傷及變形痕跡。

1.2 化學成分分析

對故障批次殼體、正常批次殼體材料分別進行 化學成分分析,結(jié)果表明:殼體材料均為7A04鋁合 金,符合 GJB2054A—2018《航空航天用鋁合金棒 材規(guī)范》的要求,結(jié)果如表1所示。

1.3 斷口分析

在裂紋處將殼體打開,可見斷口平坦、有光澤、 源區(qū)有 A和B兩個裂紋源,均位于傳感器孔壁,斷 口宏觀形貌如圖3所示。在掃描電鏡(SEM)下觀 察斷口,源區(qū)均可見輻射狀疲勞臺階(見圖4),裂紋 擴展區(qū)可見疲勞條帶(見圖5)。

1.4 金相檢驗

分別從故障殼體裂紋附近及正常批次殼體上 截取金相試樣,分別在光學顯微鏡下觀察,結(jié)果如 圖6所示。由圖6可知:故障批次殼體材料為再 結(jié)晶等軸晶組織,正常批次殼體材料為枝晶網(wǎng)狀 晶界組織。兩者均為α(Al)基體上彌散分布有η (MgZn2)相,沿 晶 界 分 布 有 S(Al2CuMg)相、T (Al2Mg3Zn3)相等。

1.5 ANSYS有限元分析

運用 ANSYS有限元分析軟件對殼體進行靜強 度仿真分析,殼體名義壁厚有限元應力分析云圖如 圖7所示。額定工作狀態(tài)與極限工作狀態(tài)下殼體傳 感器與套筒安裝孔壁處的靜強度 ANSYS有限元分 析數(shù)據(jù)如表2所示。由表2可知:殼體靜強度滿足 設計規(guī)范要求;最大應力部位為該殼體套筒安裝孔 相鄰的傳感器孔壁表面部位。

1.6 材料對比試驗

經(jīng)調(diào)查,該殼體外協(xié)生產(chǎn)過程中曾更換材料生 產(chǎn)廠家。故障批次殼體材料均為更換后的材料廠家 生產(chǎn),故障批次殼體裂紋的產(chǎn)生與材料生產(chǎn)廠家更 換存在相關(guān)性。故障批次殼體材料組織與正常批次 殼體材料組織間存在差異,因此取故障批次材料和 正常批次材料進行縱橫向抗拉強度、屈服強度、延伸 率、C-R向(C向為圓周切線方向,R向為徑向)斷裂 韌度、軸向疲勞性能對比試驗。

取正常批次材料和故障批次材料,按照 GB/T 228.1—2010《金屬材料拉伸試驗 第1部分:室溫試 驗方法》進行縱橫向抗拉強度、屈服強度及斷后伸長率對比分析,結(jié)果如表3所示。由表3可知:故障批 次料橫向強度及斷后伸長率性能低于正常批次料, 故障批次料的橫向抗拉強度低6.4%,橫向屈服強 度低2.4%,橫向斷后伸長率低56.8%;故障批次料 縱向強度及斷后伸長率性能高于正常批次料,故障 批次料的縱向抗拉強度高2.6%,縱向屈服強度高 13.1%,縱向斷后伸長率高25.0%。

按 HB5142—1996《金屬材料平面應變斷裂韌 度KIC 試驗方法》,沿棒材C-R向取樣,對故障和正 常批次材料的斷裂韌度進行測試。故障批次材料較 正常批次材料的斷裂韌性平均值低約21.3%。故 障批次材料的斷裂韌度測試結(jié)果為16.26MPa,正 常批次材料的斷裂韌度測試結(jié)果為19.72MPa。

在高頻疲勞試驗機上,按照 HB5287—1996 《金屬材料軸向加載疲勞試驗方法》,對故障批次材 料和正常批次材料進行室溫軸向疲勞壽命對比。選 取了360,380,400MPa三級應力水平進行疲勞對 比試驗。材料高頻疲勞壽命測試數(shù)據(jù)如表4所示。

由測試數(shù)據(jù)可見:故障批次材料較正常批次材 料的疲勞壽命低,在360MPa和380MPa應力水平 下,故障批次材料的疲勞壽命分別較正常批次材料 低48%和51%。

2 綜合分析

傳感器孔壁存在多條裂紋,表明薄壁部位存在 較大的應力作用,有限元靜強度分析也表明,該部位 的殼體應力最大。從斷口分析可知:裂紋源位于傳 感器孔壁表面,擴展至套筒安裝孔。斷口宏觀和微 觀形貌符合疲勞斷裂特征。殼體傳感器孔壁在脈沖 油壓的作用下,裂紋由傳感器孔壁表面向套筒安裝 孔疲勞擴展,第一環(huán)槽或第二環(huán)槽為壁厚最薄處。

故障批次材料和正常批次材料相比,顯微組織 存在明顯差異。故障批次材料為再結(jié)晶等軸晶組織,棒材在熱擠壓過程中,在一定的擠壓溫度和擠壓 比下,在變形的同時可能發(fā)生動態(tài)再結(jié)晶[4-7]。由于 鋁合金的層錯能較高,并不易發(fā)生動態(tài)再結(jié)晶[8-9], 因此7A04鋁合金再結(jié)晶形核方式是通過擠壓變形 過程獲得較大的熱激活能與應變能,經(jīng)過亞晶轉(zhuǎn)動、 聚合形核完成不連續(xù)動態(tài)再結(jié)晶[10-11]。正常批次 材料可見枝晶網(wǎng)狀晶界特征,固溶處理時,枝晶間組 織溶 入 α(Al)基 體,殘 留 的 S(Al2CuMg)相、T (Al2Mg3Zn3)相 沿 晶 界 分 布[12],時 效 處 理 時 η (MgZn2)相彌散析出,而晶界處無η(MgZn2)相析 出,呈現(xiàn)出白色網(wǎng)狀組織形態(tài)?？梢?不同廠家生產(chǎn) 的擠壓棒材會由于棒坯狀態(tài)、擠壓工藝及熱處理工 藝的不同而出現(xiàn)不同的組織特征。GJB2054A— 2018對顯微組織的要求是不允許有過燒,因此兩批 材料組織雖存在差異,但均是符合標準要求的。

材料組織的差異將導致力學性能的不同,由材 料力學性能測試數(shù)據(jù)可見,雖然故障批次材料的縱 向力學性能指標符合GJB2054A—2018要求,但其 他性能存在差異,橫向強度及斷后伸長率低于正常 批次材料。對液壓產(chǎn)品而言,腔體內(nèi)壁各方向承受 相同油壓作用,橫向性能降低將影響結(jié)構(gòu)性能。故 障批次材料較正常批次材料的斷裂韌性以及疲勞壽 命低,表明更易產(chǎn)生疲勞裂紋,并且裂紋壽命將更 短。故障批次材料力學性能的降低導致傳感器孔壁 裂紋多源萌生并疲勞擴展,導致殼體漏油。

通常對鋁合金材料進行陽極化處理,以生成氧 化鋁保護膜來進行表面防護[13]。不同的陽極化表 面處理工藝對材料的疲勞性能也有影響。研究顯 示,對于鋁合金材料,硫酸陽極化明顯降低了材料 的疲勞極限,而鉻酸陽極化使材料的疲勞極限下 降,硼酸-硫酸陽極化不降低材料的疲勞極限[14]。 殼體材料表面處理工藝為硫酸陽極化,因此通過改 進陽極化工藝,也可進一步提高零件的疲勞壽命。

3 結(jié)論及建議

殼體裂紋均為疲勞裂紋,裂紋源為多源,位于傳 感器孔壁,疲勞擴展至套筒安裝孔第一環(huán)槽或第二 環(huán)槽處,導致殼體漏油。故障批次材料的化學成分 和力學性能符合 GJB2054A—2018的要求。故障 批次材料與正常批次材料的組織特征存在差異。故 障批次材料的橫向抗拉強度、橫向屈服強度、橫向斷 后伸長率、室溫軸向斷裂韌度以及疲勞性能均低于 正常批次材料,是導致殼體疲勞壽命縮短、批次性出現(xiàn)開裂漏油的主要原因。

建議設計增加傳感器孔壁厚度,減小殼體孔壁 所受的油壓應力;建議選用正常批次組織的材料,或 各向性能更高的鋁合金鍛材,提高材料的力學性能; 建議選用對疲勞壽命影響小的陽極化工藝,進一步 提高殼體的疲勞壽命。

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<文章來源>材料與測試網(wǎng) > 期刊論文 > 理化檢驗－物理分冊 > 59卷 > 2期 (pp:71-74)>