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飛機(jī)液壓導(dǎo)管在工作過程中容易萌生疲勞裂紋，裂紋發(fā)展到一定程度時會影響飛行安全，故探明故障原因并研究相應(yīng)的原位檢測技術(shù)是及時發(fā)現(xiàn)損傷、避免損傷的關(guān)鍵舉措，也是保障飛行安全的重要手段。

 

在航空維修領(lǐng)域，無損檢測是預(yù)防結(jié)構(gòu)失效、保障飛行安全的關(guān)鍵技術(shù)，失效分析是判斷故障件失效模式、分析查找失效原因并提出預(yù)防對策的重要手段。

 

下面針對飛機(jī)液壓導(dǎo)管的裂紋故障，通過失效分析確定失效機(jī)理和失效原因，進(jìn)而確定無損檢測的重點部位，根據(jù)失效特征分析檢測方法，進(jìn)一步制定檢測工藝和檢測標(biāo)準(zhǔn)，以為設(shè)計和制造部門提供改進(jìn)的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)，從根源上系統(tǒng)性解決飛機(jī)液壓導(dǎo)管的在役使用可靠性問題。

 

1、導(dǎo)管裂紋故障現(xiàn)象

 

飛機(jī)液壓導(dǎo)管裂紋產(chǎn)生時一般會伴隨液壓油滲出現(xiàn)象，裂紋擴(kuò)展會導(dǎo)致導(dǎo)管斷裂，典型的導(dǎo)管斷裂外觀如圖1所示，導(dǎo)管在平管嘴位置處斷裂，斷口與平管嘴端面齊平，導(dǎo)管斷口位置未見明顯塑性變形。該導(dǎo)管平管嘴處直線段與導(dǎo)管外壁緊貼在一起，當(dāng)導(dǎo)管承受應(yīng)變時，該位置成為一個承力支點，容易形成應(yīng)力集中，使得該位置萌生裂紋，裂紋再不斷擴(kuò)展后導(dǎo)致導(dǎo)管斷裂。

 

圖1 導(dǎo)管斷裂處外觀

 

經(jīng)統(tǒng)計發(fā)現(xiàn)，導(dǎo)管裂紋主要出現(xiàn)在喇叭口根部和平管嘴根部的導(dǎo)管外壁位置，裂紋主體均處于導(dǎo)管管形的平面內(nèi)，沿導(dǎo)管周向擴(kuò)展。典型導(dǎo)管喇叭口裂紋外觀如圖2所示。

 

圖2 導(dǎo)管喇叭口根部裂紋外觀

 

2、導(dǎo)管裂紋故障失效分析

 

No.1宏觀斷口檢查

 

將導(dǎo)管斷口置于體視鏡下觀察發(fā)現(xiàn)，導(dǎo)管斷口磨損嚴(yán)重，斷面被擠壓碾平嚴(yán)重，斷口整體較粗糙；從不同的高度與平整度以及放射棱線的走向可將斷面分成4個區(qū)域，一區(qū)大約占斷口總面積的60%，二區(qū)約占10%，三區(qū)約占18%，四區(qū)約占12%；斷口上未見明顯冶金缺陷及腐蝕產(chǎn)物。斷口處宏觀形貌如圖3所示。

圖3 導(dǎo)管斷口處宏觀形貌

 

No.2微觀分區(qū)斷口檢查

 

1、一區(qū)斷面檢查

 

一區(qū)斷口整體擠壓磨平，大部分?jǐn)嗫谛蚊蔡卣饕驯黄茐?；觀察少量未磨損的凹槽部位發(fā)現(xiàn)，裂紋起源于底端區(qū)域，從左右兩側(cè)沿導(dǎo)管周向擴(kuò)展。在擴(kuò)展至另一匹配斷面上的右側(cè)擴(kuò)展末端處有韌窩形貌特征，為最后斷裂位置；左端最后斷裂部位形貌特征全部被磨損，一區(qū)斷口形貌特征如圖4所示。

 

圖4 導(dǎo)管一區(qū)斷口形貌特征

 

2、二區(qū)斷面檢查

 

二區(qū)斷口較為平坦，磨損較輕，最上端為裂紋源區(qū)，源區(qū)附近可見扇形區(qū)域，并有少量放射棱線，擴(kuò)展區(qū)可見明顯疲勞條帶。裂紋最終擴(kuò)展至三區(qū)、四區(qū)，連接形成臺階斷裂，斷口形貌特征如圖5所示。

 

圖5 導(dǎo)管二區(qū)斷口形貌特征

 

3、三區(qū)斷面檢查

 

三區(qū)斷面幾乎全被磨損，匹配斷口磨損較輕微，從匹配斷口觀察可見明顯的擴(kuò)展棱線，裂紋從外表面處沿周向及向內(nèi)擴(kuò)展，最終瞬斷區(qū)呈韌窩狀斷裂，斷口形貌特征如圖6所示。

 

圖6 導(dǎo)管三區(qū)斷口形貌特征

 

4、四區(qū)斷面檢查

 

四區(qū)斷面幾乎全被磨損，匹配斷口磨損較輕微，從匹配斷口觀察可見明顯的擴(kuò)展棱線，裂紋從外表面處沿周向及向內(nèi)擴(kuò)展，最終瞬斷區(qū)位于一區(qū)交界處，形貌特征全部擠壓磨平，斷口形貌特征如圖7所示。

圖7 導(dǎo)管四區(qū)斷口形貌特征

 

3、裂紋產(chǎn)生原因分析

 

從失效分析中可以看出，導(dǎo)管裂紋斷口帶有明顯的疲勞裂紋特征，結(jié)合導(dǎo)管結(jié)構(gòu)與受力特點，總結(jié)其產(chǎn)生原因如下：

 

1、制造與裝配原因

 

平管嘴內(nèi)孔徑偏大，裝配時平管嘴與管材之間的間隙變大，如圖8所示。

圖8 平管嘴和導(dǎo)管間間隙示意

 

觀察斷裂的導(dǎo)管時也發(fā)現(xiàn)了此類現(xiàn)象：有的導(dǎo)管一側(cè)與平管嘴間距較小，另一側(cè)間距較大。在振動應(yīng)力作用下，喇叭口根部導(dǎo)管外表面易萌生出裂紋缺陷進(jìn)而導(dǎo)致疲勞斷裂。另外液壓導(dǎo)管外壁若存在較明顯的加工溝痕，則易造成應(yīng)力集中，破壞表面的完整性，在振動應(yīng)力的作用下，疲勞裂紋便在此處萌生并迅速擴(kuò)展。

 

2、疲勞應(yīng)力原因

 

由于導(dǎo)管外表面與平管嘴端面相互接觸，當(dāng)導(dǎo)管發(fā)生嚴(yán)重振動時，在導(dǎo)管外表面與平管嘴端面之間會發(fā)生微動磨損，從而損傷導(dǎo)管外壁。外壁的磨損會在導(dǎo)管外表面形成應(yīng)力集中而產(chǎn)生裂紋源，如上述分析的一區(qū)底端和二區(qū)最上端均為裂紋源區(qū)，根據(jù)一區(qū)和二區(qū)的面積占比，可推知一區(qū)是主裂紋源。在反復(fù)應(yīng)力交變作用下裂紋源區(qū)便會萌生出裂紋，裂紋逐漸向縱深發(fā)展，最終導(dǎo)致導(dǎo)管完全斷裂。

 

4、原位檢測對策

 

1、檢測原理

 

表面波是僅在固體介質(zhì)的表面或其他介質(zhì)的界面及其附近傳播而不深入到固體內(nèi)部傳播的波。表面波在傳播過程中遇到裂紋，一部分聲波在裂紋開口處仍以表面波形式被反射，并沿物體表面返回；一部分聲波仍以表面波形式沿裂紋表面向前傳播，到達(dá)裂紋頂端時部分聲波被反射而返回，部分聲波繼續(xù)以表面波形式沿裂紋表面向前傳播?？梢姡羰褂帽砻娌z測液壓導(dǎo)管，通過裂紋回波信號的幅值和刻度可判定缺陷的大小與位置。

 

2、檢測對策分析與驗證

 

為了實現(xiàn)導(dǎo)管管壁周向裂紋的檢測，導(dǎo)管裝配結(jié)構(gòu)、裂紋形貌以及螺栓遮擋等因素是必須考慮的，在不拆除導(dǎo)管和連接螺栓的情況下，采用兩探頭組合在一起通過夾持的方式實現(xiàn)導(dǎo)管在圓周方向上的一次性檢測。

 

在飛機(jī)上實施原位檢測時，因表面波具有一定的檢測深度，當(dāng)表面波在充滿液壓油的導(dǎo)管內(nèi)傳播時，部分聲能量通過導(dǎo)管-油液界面?zhèn)魅胍簤河椭?，會使喇叭口根部缺陷和端頭回波信號衰減。為減小該因素的影響，對于充滿液壓油的薄壁導(dǎo)管，應(yīng)選擇相對較高的檢測頻率。

 

當(dāng)檢測頻率為5 MHz時，通過計算得到表面波波長約為0.6 mm，可檢測深度為1.2 mm（大于導(dǎo)管壁厚），超聲波會部分傳入液壓油；當(dāng)檢測頻率為7.5 MHz時，表面波波長約為0.45 mm，超聲波主要能量集中于管壁，即使在充滿液壓油的導(dǎo)管上檢測，進(jìn)入液壓油的能量仍很少，缺陷回波信號衰減較小。

 

液壓導(dǎo)管端頭通過外部螺栓與其他接頭相連，螺栓擰緊后超聲波也有可能通過異質(zhì)界面進(jìn)入其他材料，導(dǎo)致裂紋等缺陷處回波幅值降低，高祥熙等驗證了螺栓擰緊后對喇叭口根部缺陷檢測結(jié)果的影響，結(jié)果表明，螺栓的擰緊程度只會降低端頭回波信號幅度，并不會對缺陷信號產(chǎn)生影響。

 

采用上述方案，分別對圖2所示導(dǎo)管和在役的ф6 mm導(dǎo)管進(jìn)行檢測，選用4通道表面波探頭，在導(dǎo)管樣管的喇叭口處加工長為3 mm，深為0.15 mm的人工缺陷，逐一將4個通道探頭對準(zhǔn)人工缺陷，將其反射信號回波高度調(diào)至滿屏幕的80%。經(jīng)檢測，圖2所示導(dǎo)管裂紋處回波明顯，遠(yuǎn)超出滿屏幕的80%。在原位檢測試驗中，探頭能夠貼緊導(dǎo)管平管嘴根部并鎖住工裝夾緊導(dǎo)管，平管嘴端部回波顯示清晰，平管嘴根部干擾雜波較少且低于滿屏幕的10%，由此可見，平管嘴根部若存在缺陷將會有較高的回波出現(xiàn)。

 

結(jié)語

 

針對飛機(jī)液壓導(dǎo)管的裂紋故障，通過失效分析手段確定了失效機(jī)理，結(jié)合裝配、受力等特點分析了裂紋產(chǎn)生的原因，在此基礎(chǔ)上，結(jié)合在役檢測的特點，提出了相應(yīng)的檢測對策，分析了導(dǎo)管內(nèi)液壓油、裝配及遮擋等多種因素的影響，為實現(xiàn)導(dǎo)管平管嘴根部缺陷和喇叭口根部缺陷的原位定量檢測奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

 

作者：張海兵1，肖山2，孫健3，臧云飛1

 

工作單位：1. 海軍航空大學(xué)青島校區(qū)

 

2. 沈陽飛機(jī)設(shè)計研究所

 

3. 92283部隊

 

第一作者簡介：張海兵，碩士，副教授，主要從事飛機(jī)損傷檢測與評價工作。